CN109578169A - 一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置及试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置及试验方法，装置包括离心机传动系统、离心机转臂系统、配重舱、仪器舱和旋转舱；旋转舱布置在转臂外端的中空结构内，旋转舱侧面通过转轴与转臂连接；旋转舱还通过螺旋式调节装置与转臂铰接，通过调节螺旋式调节装置的长度，能够带动旋转舱绕与转臂连接的转轴转动；旋转舱内采用轮幅式紧固装置安装固体火箭发动机，轮幅式紧固装置包括锥形筒，锥形筒通过两个带轴向锥度的半弧形座通过连接螺栓组合而成；锥形筒内表面粘贴固定有径向防膨胀软垫；锥形筒两端有前端板和后端板，前端板中安装有轴向调节螺栓，后端板内侧面上粘接有一圈环形橡胶块。本发明解决了圆锥体结构全尺寸固体火箭发动机离心过载试验安装调试难题。

Description

一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置及试验方法

技术领域

本发明涉及一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置及试验方法，属于固体火箭发动机离心过载点火试验技术领域。

背景技术

发动机的离心过载点火试验在固体火箭发动机研制过程中占有比较重要的地位。为了模拟固体火箭发动机飞行过载工况，进行不同过载情况下发动机的内弹道性能及烧蚀性能的测试，为发动机研制提供更加全面考核的验证数据，需要建立全尺寸发动机离心过载试验台，研制固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，以进行全尺寸发动机离心过载点火试验。

原先的离心过载试验采用如下试验方案：起旋装置采用调速电机及皮带传动的方式带动旋转平台旋转，采用不同角度的斜块支撑弧形座与发动机组合体来调节发动机的安装状态、实现横向过载和轴向过载值的综合调节。即每个实验角度都需要通过相应工装来支撑弧形座与发动机组合体，导致在变换角度进行试验时，需要反复拆装工装，导致调试环节较多，工作效率低。

该种离心过载试验方式一方面是受试发动机在结构尺寸、质量及测试参数上有局限性，试验装置过载能力较小；另一方面试验装置的安装调试环节较多，发动机安装状态难以保证、工作效率较低。

发明内容

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置及试验方法，来满足发动机点火过程中的动态过载试验需求。采用轮辐式组合结构的离心过载试验装置有效解决带锥度(圆台形状)固体火箭发动机在离心机旋转舱上的安装固定及调试难题，并针对在旋转状态点火过程中的发动机轴向膨胀、径向膨胀问题，设计可压缩式调节吸能装置，确保发动机点火过程的安全性。

本发明的技术方案为：

所述一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，包括离心机传动系统、离心机转臂系统、配重舱和仪器舱；离心机转臂系统和配重舱固定连接后安装在离心机传动系统中，离心机传动系统能够带动离心机转臂系统转动，仪器舱布置在离心机转臂系统上方，不随离心机转臂系统转动；

其特征在于：还包括旋转舱；

框架式中空圆柱状旋转舱布置在转臂外端的中空结构内，且旋转舱侧面通过转轴与转臂两侧面连接；转轴的中心轴线与旋转舱的中心轴线垂直相交，且交点处于旋转舱中心位置；转轴的中心轴线还平行于离心机转臂系统的转动平面；转轴一端还固定有角度刻度盘，能够显示旋转舱的转动角度；

旋转舱还通过两端的连接支耳分别与一个螺旋式调节装置的端部铰接，两个螺旋式调节装置的另一端与固定在转臂上的两个连接支耳分别铰接，且螺旋式调节装置的长度可调；通过调节螺旋式调节装置的长度，能够带动旋转舱绕与转臂两侧面连接的转轴转动；

旋转舱内具有固定固体火箭发动机夹具的支架，能够将固体火箭发动机夹具固定在旋转舱内，且使固体火箭发动机夹具中心轴线与旋转舱中心轴线共线；待测固定火箭发动机能够同轴固定在固体火箭发动机夹具内；

所述固体火箭发动机夹具采用轮幅式紧固装置；所述轮幅式紧固装置包括锥形筒；所述锥形筒采用轮幅式结构，通过两个带轴向锥度的半弧形座通过连接螺栓组合而成，锥形筒的锥角等于待测固体火箭发动机锥角；

在锥形筒内表面粘贴固定有径向防膨胀软垫；在锥形筒的小口径端固定安装有前端板，所述前端板中安装有轴向调节螺栓；在锥形筒的大口径端固定安装有后端板，所述后端板中上开有轴向通孔，在后端板内侧面上粘接有一圈环形橡胶块，环形橡胶块的厚度以及内外径尺寸满足待测固体火箭发动机后裙与环形橡胶块配合的要求；

所述锥形筒外部具有多片环形法兰盘，所述环形法兰盘用于轮幅式紧固装置与离心机旋转舱固定连接。

进一步的优选方案，所述一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，其特征在于：所述螺旋式调节装置由两端带有反向内螺纹的连接筒，以及两根带外螺纹的连接杆组成；一根带外螺纹的连接杆一端与固定在转臂上的连接支耳铰接，另一端外螺纹与连接筒一端内螺纹配合；另一根带外螺纹的连接杆一端与固定在旋转舱上的连接支耳铰接，另一端外螺纹与连接筒另一端内螺纹配合；当连接筒转动时，两根连接杆同向或反向同步移动。

进一步的优选方案，所述一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，其特征在于：锥形筒壁面上预留有穿线槽，用于铺设及固定测试线缆。

进一步的优选方案，所述一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，其特征在于：所述锥形筒外部具有轴向筋板。

进一步的优选方案，所述一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，其特征在于：所述调节螺栓内端具有橡胶垫。

利用上述试验装置进行固体火箭发动机动态离心过载点火试验的方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：将固定火箭发动机夹具水平放置于某一平台或地面上，将固定火箭发动机吊装入固定火箭发动机夹具内，并固定连接；

步骤2：通过螺旋式调节装置使旋转舱绕转轴旋转至旋转舱轴线与离心机转臂系统转动平面垂直状态；将角度刻度盘调零，并锁紧旋转舱；

步骤3：采用吊车将装有固体火箭发动机的发动机夹具翻转，将发动机夹具竖直装入旋转舱中，并与旋转舱同轴固定连接；

步骤4：将旋转舱转轴解锁，根据固体火箭发动机的过载状态要求，确定旋转舱绕转轴的转动角度；

步骤5：根据确定的转动角度，调节螺旋式调节装置的长度，使旋转舱转至对应角度后锁紧；

步骤6：离心机传动系统带动离心机转臂系统转动，进行离心过载点火试验；

步骤7：根据固体火箭发动机的下一过载状态要求，确定旋转舱绕转轴的转动角度；而后重复步骤5和步骤6；直至完成所有离心过载点火试验。

进一步的优选方案，所述一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验方法，其特征在于：步骤1中，将固定火箭发动机装入固定火箭发动机夹具的步骤为：

步骤1.1：将径向防膨胀软垫粘贴固定在半弧形座内侧面；

步骤1.2：将待测固体火箭发动机吊装放入一个半弧形座内；

步骤1.3：将另一半弧形座扣装在待测固体火箭发动机上；通过连接螺栓将两个半弧形座组合固定成锥形筒；

步骤1.4：在锥形筒的小口径端焊接固定前端板，且前端板内侧面与待测固体火箭发动机前裙有间隙；将粘接有环形橡胶块的后端板焊接固定在锥形筒的大口径端，且环形橡胶块与待测固体火箭发动机后裙相接触；

步骤1.5：在前端板上安装轴向的调节螺栓，并调整调节螺栓使调节螺栓内端与待测固体火箭发动机前裙相接触。

有益效果

本发明提出一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置及方法，解决了圆锥体结构全尺寸固体火箭发动机离心过载试验安装调试难题。其中采用轮辐式组合结构设计，结构新颖、创新性强，经过试验验证，发动机安装调试方便、安全可靠，满足发动机在动态过载状态下的离心过载点火试验的要求。

本发明的创新点在于：

1)设计可调角度的整体轮幅式紧固装置，实现圆锥体结构全尺寸固体火箭发动机的准确安装定位，通过调节螺旋式调节装置的长度，实现发动机安装状态在0°～90°范围内可调(0°时发动机推力指向旋转轴，90°时推力指向地面)，实现发动机横向及轴向过载相对变化的试验需求；并通过调节离心机的转速、实现过载值的动态调节；

2)该试验装置考虑了锥形全尺寸固体火箭发动机在试验过程中的径向和轴向膨胀，设计了轴向和径向可压缩式调节吸能装置，适应发动机在点火过程中的2-3mm轴向伸长，以及1mm的径向膨胀，确保发动机点火过程的安全性；

3)确定了锥形全尺寸固体火箭发动机在锥形筒中的安装位置，通过调节螺栓，实现发动机安装状态在一定尺寸范围内的调节功能；

4)在紧固装置内预留穿线槽，确保测试线缆的顺畅铺设及固定，确保测试参数测量的可靠性。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置结构图；

其中：1、配重舱；2、仪器舱；3、离心机转臂系统；4、第一连接支耳；5、第一螺旋式调节装置；6、第二连接支耳；7、发动机夹具；8、固体火箭发动机；9、旋转舱；10、第三连接支耳；11、第二螺旋式调节装置；12、第四连接支耳；13、离心机传动系统。

图2：轮幅式紧固装置；

其中：14、调节螺栓、15、径向防膨胀软垫、16、半弧形座、17、连接螺栓、18、环形橡胶块。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

本实施例中的一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，能够实现离心过载点火试验装置绕轴转动，并且在某一角度可以锁死，从而实现发动机安装状态可调，满足固体火箭发动机不同角度的过载试验需求。

如图1所示，该固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，包括离心机传动系统、离心机转臂系统、配重舱和仪器舱；离心机转臂系统和配重舱固定连接后安装在离心机传动系统中，离心机传动系统能够带动离心机转臂系统转动，仪器舱布置在离心机转臂系统上方，不随离心机转臂系统转动。

本实施例中的，固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置还包括旋转舱。框架式中空圆柱状旋转舱布置在转臂外端的中空结构内，且旋转舱侧面通过转轴与转臂两侧面连接；转轴的中心轴线与旋转舱的中心轴线垂直相交，且交点处于旋转舱中心位置；转轴的中心轴线还平行于离心机转臂系统的转动平面；转轴一端还固定有角度刻度盘，能够显示旋转舱的转动角度。

旋转舱还通过两端的连接支耳分别与一个螺旋式调节装置的端部铰接，两个螺旋式调节装置的另一端与固定在转臂上的两个连接支耳分别铰接，且螺旋式调节装置的长度可调；通过调节螺旋式调节装置的长度，能够带动旋转舱绕与转臂两侧面连接的转轴转动。

所述螺旋式调节装置由两端带有反向内螺纹的连接筒，以及两根带外螺纹的连接杆组成；一根带外螺纹的连接杆一端与固定在转臂上的连接支耳铰接，另一端外螺纹与连接筒一端内螺纹配合；另一根带外螺纹的连接杆一端与固定在旋转舱上的连接支耳铰接，另一端外螺纹与连接筒另一端内螺纹配合；当连接筒转动时，两根连接杆同向或反向同步移动。

旋转舱内具有固定火箭发动机夹具的支架，能够将固定火箭发动机夹具固定在旋转舱内，且使固定火箭发动机夹具中心轴线与旋转舱中心轴线共线；待测固定火箭发动机能够同轴固定在固定火箭发动机夹具内。

本实施例中，旋转舱不仅可作为发动机的试验平台，而且可以绕轴转动，从而实现发动机安装状态在0°～90°范围内可调(0°时发动机推力指向离心旋转轴，90°时推力指向地面)，实现发动机横向及轴向过载相对变化的试验需求，并通过调节离心机的转速、实现发动机过载值的动态调节。

本实施例中还采用了螺旋式调节装置，不仅可以通过调节螺旋式调节装置的长度实现发动机安装状态在一定角度范围内的调节功能，并且可以通过调节螺旋式调节装置的自锁功能，防止旋转舱在发动机点火过程中转动。

本实施例中，固体火箭发动机夹具采用轮幅式紧固装置，如图2所示，轮幅式紧固装置包括锥形筒；所述锥形筒采用轮幅式结构，通过两个带轴向锥度的半弧形座通过连接螺栓组合而成，锥形筒的锥角等于待测的锥形全尺寸固体火箭发动机的锥角。

在锥形筒内表面粘贴固定有径向防膨胀软垫，用于适应发动机1mm左右的径向膨胀；在锥形筒的小口径端固定安装有前端板，所述前端板中安装有一圈轴向调节螺栓。采用轴向调节螺栓的目的是，由于发动机吊装时，发动机前裙与前端板必须有预留间隙，以确保安装时不损伤发动机，但在试验过程中，为了防止发动机前冲，所以设置轴向调节螺栓与发动机前裙接触，且调节螺栓与发动机前裙接触的端面具有橡胶垫。

在锥形筒的大口径端固定安装有后端板，所述后端板中上开有轴向通孔，在后端板内侧面上粘接有一圈环形橡胶块，用于适应发动机在点火过程中的2-3mm的轴向膨胀；环形橡胶块的厚度以及内外径尺寸满足待测的锥形全尺寸固体火箭发动机后裙与环形橡胶块配合的要求。

所述锥形筒外部具有多片环形法兰盘，所述环形法兰盘用于轮幅式紧固装置与离心机旋转舱固定连接。

在离心过载点火试验中，需要通过外部仪器舱的测试设备来实现发动机压强、温度等参数的测量。所以在紧固装置内预留穿线槽，确保测试线缆的顺畅铺设及固定，确保测试参数测量的可靠性。

利用上述试验装置进行固体火箭发动机变角度离心过载点火试验的方法具体包括以下步骤：

步骤1：将固定火箭发动机夹具水平放置于某一平台或地面上，将固定火箭发动机吊装入固定火箭发动机夹具内，并固定连接；具体讲将固定火箭发动机装入轮幅式紧固装置的步骤为：

步骤1.1：将径向防膨胀软垫粘贴固定在半弧形座内侧面；

步骤1.2：将待测的锥形全尺寸固体火箭发动机吊装放入一个半弧形座内；

步骤1.3：将另一半弧形座扣装在待测的锥形全尺寸固体火箭发动机上；通过连接螺栓将两个半弧形座组合固定成锥形筒；

步骤1.4：在锥形筒的小口径端焊接固定前端板，且前端板内侧面与待测的锥形全尺寸固体火箭发动机前裙有间隙；将粘接有环形橡胶块的后端板焊接固定在锥形筒的大口径端，且环形橡胶块与待测的锥形全尺寸固体火箭发动机后裙相接触；

步骤1.5：在前端板上安装轴向的调节螺栓，并调整调节螺栓使调节螺栓内端与待测的锥形全尺寸固体火箭发动机前裙相接触。

步骤2：通过螺旋式调节装置使旋转舱绕转轴旋转至旋转舱轴线与离心机转臂系统转动平面垂直状态；将角度刻度盘调零，并锁紧旋转舱；

步骤3：采用吊车将装有固体火箭发动机的发动机夹具翻转，将发动机夹具竖直装入旋转舱中，并与旋转舱同轴固定连接；

步骤4：将旋转舱转轴解锁，根据固体火箭发动机的过载状态要求，确定旋转舱绕转轴的转动角度；

步骤5：根据确定的转动角度，调节螺旋式调节装置的长度，使旋转舱转至对应角度后锁紧；

步骤6：离心机传动系统带动离心机转臂系统转动，进行离心过载点火试验；

步骤7：根据固体火箭发动机的下一过载状态要求，确定旋转舱绕转轴的转动角度；而后重复步骤5和步骤6；直至完成所有离心过载点火试验。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (7)

1.一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，包括离心机传动系统、离心机转臂系统、配重舱和仪器舱；离心机转臂系统和配重舱固定连接后安装在离心机传动系统中，离心机传动系统能够带动离心机转臂系统转动，仪器舱布置在离心机转臂系统上方，不随离心机转臂系统转动；

其特征在于：还包括旋转舱；

框架式中空圆柱状旋转舱布置在转臂外端的中空结构内，且旋转舱侧面通过转轴与转臂两侧面连接；转轴的中心轴线与旋转舱的中心轴线垂直相交，且交点处于旋转舱中心位置；转轴的中心轴线还平行于离心机转臂系统的转动平面；转轴一端还固定有角度刻度盘，能够显示旋转舱的转动角度；

旋转舱还通过两端的连接支耳分别与一个螺旋式调节装置的端部铰接，两个螺旋式调节装置的另一端与固定在转臂上的两个连接支耳分别铰接，且螺旋式调节装置的长度可调；通过调节螺旋式调节装置的长度，能够带动旋转舱绕与转臂两侧面连接的转轴转动；

旋转舱内具有固定固体火箭发动机夹具的支架，能够将固体火箭发动机夹具固定在旋转舱内，且使固体火箭发动机夹具中心轴线与旋转舱中心轴线共线；待测固定火箭发动机能够同轴固定在固体火箭发动机夹具内；

所述固体火箭发动机夹具采用轮幅式紧固装置；所述轮幅式紧固装置包括锥形筒；所述锥形筒采用轮幅式结构，通过两个带轴向锥度的半弧形座通过连接螺栓组合而成，锥形筒的锥角等于待测固体火箭发动机锥角；

在锥形筒内表面粘贴固定有径向防膨胀软垫；在锥形筒的小口径端固定安装有前端板，所述前端板中安装有轴向调节螺栓；在锥形筒的大口径端固定安装有后端板，所述后端板中上开有轴向通孔，在后端板内侧面上粘接有一圈环形橡胶块，环形橡胶块的厚度以及内外径尺寸满足待测固体火箭发动机后裙与环形橡胶块配合的要求；

所述锥形筒外部具有多片环形法兰盘，所述环形法兰盘用于轮幅式紧固装置与离心机旋转舱固定连接。

2.根据权利要求1所述一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，其特征在于：所述螺旋式调节装置由两端带有反向内螺纹的连接筒，以及两根带外螺纹的连接杆组成；一根带外螺纹的连接杆一端与固定在转臂上的连接支耳铰接，另一端外螺纹与连接筒一端内螺纹配合；另一根带外螺纹的连接杆一端与固定在旋转舱上的连接支耳铰接，另一端外螺纹与连接筒另一端内螺纹配合；当连接筒转动时，两根连接杆同向或反向同步移动。

3.根据权利要求1所述一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，其特征在于：锥形筒壁面上预留有穿线槽，用于铺设及固定测试线缆。

4.根据权利要求1所述一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，其特征在于：所述锥形筒外部具有轴向筋板。

5.根据权利要求1所述一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验装置，其特征在于：所述调节螺栓内端具有橡胶垫。

6.利用权利要求1所述试验装置进行固体火箭发动机动态离心过载点火试验的方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：将固定火箭发动机夹具水平放置于某一平台或地面上，将固定火箭发动机吊装入固定火箭发动机夹具内，并固定连接；

步骤2：通过螺旋式调节装置使旋转舱绕转轴旋转至旋转舱轴线与离心机转臂系统转动平面垂直状态；将角度刻度盘调零，并锁紧旋转舱；

步骤3：采用吊车将装有固体火箭发动机的发动机夹具翻转，将发动机夹具竖直装入旋转舱中，并与旋转舱同轴固定连接；

步骤4：将旋转舱转轴解锁，根据固体火箭发动机的过载状态要求，确定旋转舱绕转轴的转动角度；

步骤5：根据确定的转动角度，调节螺旋式调节装置的长度，使旋转舱转至对应角度后锁紧；

步骤6：离心机传动系统带动离心机转臂系统转动，进行离心过载点火试验；

步骤7：根据固体火箭发动机的下一过载状态要求，确定旋转舱绕转轴的转动角度；而后重复步骤5和步骤6；直至完成所有离心过载点火试验。

7.根据权利要求6所述一种固体火箭发动机动态离心过载点火试验方法，其特征在于：步骤1中，将固定火箭发动机装入固定火箭发动机夹具的步骤为：

步骤1.1：将径向防膨胀软垫粘贴固定在半弧形座内侧面；

步骤1.2：将待测固体火箭发动机吊装放入一个半弧形座内；

步骤1.3：将另一半弧形座扣装在待测固体火箭发动机上；通过连接螺栓将两个半弧形座组合固定成锥形筒；

步骤1.4：在锥形筒的小口径端焊接固定前端板，且前端板内侧面与待测固体火箭发动机前裙有间隙；将粘接有环形橡胶块的后端板焊接固定在锥形筒的大口径端，且环形橡胶块与待测固体火箭发动机后裙相接触；

步骤1.5：在前端板上安装轴向的调节螺栓，并调整调节螺栓使调节螺栓内端与待测固体火箭发动机前裙相接触。