CN110411752B - 一种固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置，主要包括抓盘、固体火箭发动机、旋转工装、保护壳和后端承架。抓盘与联轴器、发动机保护壳固连，固体火箭发动机与旋转工装固连，旋转工装前部有工装槽，保护壳上的滚轮嵌入工装槽内，后端承架的支撑滚子周向抵住保护壳起到支撑作用。高速旋转试验开始后，旋转轴通过联轴器带动抓盘转动，抓盘带动保护壳转动，保护壳上的伸缩滚轮通过凹槽带动旋转工装继而带动固体火箭发动机转动，可测试获得高速旋转条件下固体火箭发动机推力‑时间曲线。本发明能够提高高速旋转发动机试验的可靠性和安全性，适用于固体火箭发动机在高速旋转条件下燃烧特性和内弹道性能的测量及评价。

Description

一种固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置

技术领域

本发明属于固体推进剂装药燃烧特性评价及表征技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置。

背景技术

为满足顶级导弹、战术导弹飞行弹道稳定性、提高命中精度和入轨精度的技术要求，通常需要固体火箭发动机绕自身高速旋转。如高速旋转稳定的火箭增程和复合增程弹，其转速达10000～20000rpm。由于离心力的作用，弹体旋转产生了径向旋转过载，这种角旋转过载提高了推进剂的燃烧速率，使得喷管流量减小，燃烧室压强增加，燃烧时间减少，改变了火箭发动机性能；对推进剂及装药来说，高速旋转会影响配方体系中凝聚相粒子的运动规律，要保持动量守恒和径向偏差，金属和金属氧化物在推进剂装药和发动机壳体上的沉积量增加，影响了推进剂装药自身燃烧过程的调控；高速旋转还会导致推进剂装药的形变，尤其是对于一些内部含有包覆脱粘、裂纹、孔洞、夹杂、疏松等缺陷的装药，可能会使装药燃烧面积产生突变，导致发动机爆裂解体；高速旋转会使燃烧室和喷管中的燃气流动发生变化，流动状态变化会影响压力特性；高速旋转对点火过程也有影响。高速旋转条件下推进剂装药会产生复杂的侵蚀燃烧、传热、多相流动和结构响应的耦合效应，对推进剂及装药设计提出了新的技术难题。目前主要通过修改药型、调整推进剂配方、静态内弹道性能试验考核、无限制的增加发动机壁面厚度提高承压能力等方式进行综合治理，造成试验周期长、成本高、费用昂贵。推进剂装药高速旋转条件下燃烧速度变化规律复杂，甚至可能引起燃烧、结构力学耦合效应，引发爆炸爆轰等安全事故。因此亟需一种可靠的、安全的高速旋转试验夹持装置，准确测试表征固体火箭发动机推力-时间曲线，来保障高速旋转条件下改性双基推进剂装药研制，解决高速旋转条件下改性双基推进剂装药研制中燃烧失稳、弹道异常、发动机解体等问题。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明提出一种固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置，以解决如何在高速旋转条件下对固体火箭发动机推力-时间曲线进行准确测试的技术问题。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提出一种固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置，该夹持装置包括联轴器、抓盘、发动机保护壳、旋转工装、固体火箭发动机、后端承架、推力传感器、伸缩滚轮和支撑滚子；其中，

抓盘前部是联轴器，后部是发动机保护壳；抓盘与联轴器、发动机保护壳通过螺栓固连；抓盘的中心与推力传感器固连，推力传感器抵住固体火箭发动机前端进行推力测量；

发动机保护壳内接多个伸缩滚轮，外侧与后端承架内部的多个支撑滚子接触，起到传递扭矩作用；

旋转工装与固体火箭发动机固连；旋转工装的前部具有四个工装槽，工装槽的前部开口，通过调节伸缩滚轮的长度，使得伸缩滚轮能够嵌入工装槽内并在工装槽内前后移动，工装槽的后部用于限位；

后端承架位于夹持装置尾部，多个支撑滚子周向均匀设置固定在后端承架中；支撑滚子周向抵住发动机保护壳，在发动机保护壳转动过程中起到支撑作用；发动机保护壳、固体火箭发动机及旋转工装均处于后端承架中且保持同轴心；后端承架尾部有限位设置，能够抵住旋转工装，防止试验过程中发动机突然甩出试验台；

旋转轴通过联轴器带动抓盘及发动机保护壳转动，发动机保护壳上的伸缩滚轮通过工装槽带动旋转工装及固体火箭发动机转动，测试获得高速旋转条件下固体火箭发动机的推力-时间曲线。

进一步地，抓盘由钢材焊接而成。

进一步地，抓盘采用镂空设计。

进一步地，支撑滚子选用带有圆柱滚子轴承的支撑滚子，并在安装时直接涂敷润滑脂，轴承外部套上滚筒。

进一步地，多个伸缩滚轮均匀分布在旋转工装的周向位置。

进一步地，采用八个伸缩滚轮，一组两个共四组均匀分布在旋转工装的周向位置。

进一步地，多个支撑滚子周向均匀设置固定在后端承架中。

进一步地，固体火箭发动机的直径小于等于150mm；

进一步地，固体火箭发动机用推进剂装药采用双基或改性双基推进剂，推进剂装药产生的推力小于等于10kN。

(三)有益效果

本发明提出的固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置，包括联轴器、抓盘、发动机保护壳、旋转工装、固体火箭发动机、后端承架、推力传感器、伸缩滚轮和支撑滚子。其中，抓盘与联轴器、发动机保护壳固连，固体火箭发动机与旋转工装固连，旋转工装前部有工装槽，保护壳上的滚轮嵌入工装槽内，后端承架的支撑滚子周向抵住保护壳起到支撑作用。高速旋转试验开始后，旋转轴通过联轴器带动抓盘转动，抓盘带动保护壳转动，保护壳上的伸缩滚轮通过凹槽带动旋转工装继而带动固体火箭发动机转动，可测试获得高速旋转条件下固体火箭发动机推力-时间曲线。

本发明能够提高高速旋转发动机试验的可靠性和安全性，适用于固体火箭发动机在高速旋转条件下燃烧特性和内弹道性能的测量及评价，对炮射导弹、复合增程炮弹等推进剂装药研制具有重要的意义。

本发明的有益效果在于：

1、本发明采用创新的固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置，便于对心和安装，保障高速旋转条件下发动机不产生径向自由度，在约束径向自由度的同时又具有轴向自由度，解决了高速旋转条件下固体火箭发动机推力-时间的准确测量难题；为建立高速旋转燃烧用推进剂装药设计方法提供支撑；

2、本发明采用旋转工装、发动机保护壳、后端承架等多层结构，提高了高速旋转条件下固体火箭发动机试验的可靠性和安全性，解决了高速旋转燃烧试验中科研人员和设备平台的安全性问题；

3、本发明采用在发动机保护壳上布置四组八个可伸缩滚轮，可保障不同尺寸发动机的安装及高速旋转试验，有效提高利用率，解决了不同尺寸发动机用高速旋转试验工装多频次设计加工周期长、成本高、费用贵的问题；

4、本发明设计合理且固体火箭发动机拆装方便、易于操作、使用效果好，与发动机静态内弹道性能试验工作量大致相当，有效解决现有高速旋转条件下固体火箭发动机推力-时间曲线测试周期长、成本高、人力物力浪费等缺点。

附图说明

图1为本发明实施例的夹持装置结构示意图；

图2为本发明实施例中发动机保护壳结构示意图；

图3为本发明实施例中后端承架结构示意图；

图4为本发明实施例中旋转工装结构示意图。

图中，1.联轴器，2.抓盘，3.保护壳，4.旋转工装，5.固体火箭发动机，6.后端承架，7.推力传感器，8.伸缩滚轮，9.支撑滚子。

具体实施方式

为使本发明的目的、内容和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

本实施例提出一种固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置，其结构如图1所示。该夹持装置主要包括联轴器1、抓盘2、发动机保护壳3、旋转工装4、固体火箭发动机5、后端承架6、推力传感器7、伸缩滚轮8和支撑滚子9。

其中，抓盘2前部是联轴器1，后部是发动机保护壳3，抓盘2与联轴器1、发动机保护壳3通过螺栓固连，螺栓强度也进行了校核，可满足高速旋转离心力和发动机推力耦合作用要求。抓盘2由钢材按要求焊接而成，起安全防护作用。抓盘2中心留有槽固连推力传感器7，推力传感器抵住发动机5前端进行推力测量。抓盘2强度设计校核方面，主要对抓盘2结构在高速旋转离心力和发动机推力耦合条件下开展了有限元计算及优化，在保证强度的同时结构质量越轻越好；抓盘2采用镂空设计，大大减小了风阻，为高速旋转试验电机功率和能量损耗选型提供基础；

如图2所示，发动机保护壳3内接八个伸缩滚轮8-1、8-2、8-3、8-4、8-5、8-6、8-7、8-8，外侧与后端承架6的四个支撑滚子9-1、9-2、9-3、9-4(如图3所示)接触，起到传递扭矩作用；通过调节四组八个可伸缩滚轮8的长度，伸缩滚轮可以在旋转工装4的工装槽内(如图4所示)前后移动；发动机保护壳3外，支撑滚子9周向抵住发动机保护壳3，在发动机保护壳3转动过程中起到支撑作用；在发动机保护壳3的强度设计校核方面，主要对保护壳在高速旋转离心力和发动机推力耦合条件下开展了有限元计算及优化，在保证强度的同时结构质量越轻越好；支撑滚子目的在于支撑发动机保护壳，高速旋转过程中，保护壳与支撑滚子不断接触，支撑滚子的转速高达万转，因此选用带有圆柱滚子轴承的支撑滚子，并在安装时直接涂敷润滑脂，轴承外部套上滚筒，这样可以减小保护套转动时对轴承的冲击，也能增大接触面。

如图4所示，旋转工装4与固体火箭发动机5固连，既传递扭矩，又不影响发动机5的轴向位移；旋转工装4前部有四个工装槽，工装槽的前部开口，使得可伸缩滚轮8能够嵌入工装槽内，工装槽的后部用于限位；发动机保护壳3上的四组八个可伸缩滚轮卡在工装槽内，为保证安全和对心，八个可伸缩滚轮平均一组两个共四组滑轮均匀分布在旋转工装4周向位置上，并用油雾润滑，以减少对推力的干扰。

后端承架6位于整个试验夹持装置尾部，支撑滚子9周向均匀设置固定在后端承架6中，为发动机保护壳3提供支撑，发动机保护壳、固体火箭发动机5及旋转工装4均处于后端承架6中且保持同轴心；后端承架尾部有限位设置，可以抵住发动机旋转工装，防止试验过程中发动机突然甩出试验台，从而进一步保证试验装置的安全；

高速旋转试验开始后，旋转轴通过联轴器1带动抓盘2转动，由于抓盘与发动机保护壳3固定，因此抓盘带动保护壳转动，保护壳上的伸缩滚轮8可以通过凹槽带动旋转工装4一起转动继而带动固体火箭发动机5转动，可以测试获得高速旋转条件下固体火箭发动机的推力-时间曲线；

固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置适用于卧式高速自旋试验装置；固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置主要用于对双基系推进剂装药开展高速旋转燃烧特性试验；固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置所夹持的固体火箭发动机直径小于等于150mm；固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置所负载发动机转速小于等于20000rpm；高速旋转条件下固体火箭发动机用双基系推进剂装药燃烧产生的推力小于等于10kN。

本实施例中，采用螺旋压伸成型工艺制备双基或改性双基推进剂药柱，对药柱进行整形、车削等并用三元乙丙包覆技术进行包覆，制备成高速旋转燃烧推进剂装药，通过CT、DR等无损检测技术考核装药无缺陷或脱粘情况。将满足要求的推进剂装药安装于带旋转工装的固体火箭发动机中，将旋转工装的凹槽对准保护壳上的伸缩滚轮，并轻轻将带旋转工装的固体火箭发动机推入发动机保护壳中，启动电机转动，当高速自旋试验装置转速稳定且满足要求后，点燃推进剂装药，固体火箭发动机开始工作，即可测试高速旋转条件下推进剂装药的内弹道特性及动态燃烧速度特性等，该旋转燃烧试验夹持装置可保证测试推力-时间曲线的准确性，保障试验平台和测试人员的安全性。

本实施例公开的固体火箭发动机旋转试验夹持装置的具体使用方法，包括以下步骤：

1)采用螺旋压伸成型工艺制备双基或改性双基推进剂药柱，对药柱进行整形、车削等并用三元乙丙包覆技术进行包覆，制备成端面燃烧推进剂装药，通过CT、DR等无损检测技术考核装药无缺陷或脱粘情况；

2)已知推进剂燃烧速度、特征速度、密度、燃烧温度等基础参数，根据固体火箭发动机一维内弹道理论设计喷管扩张比、喷喉面积等，加工喷管部件；根据装药尺寸和燃烧室尺寸初步估算点火药量；

3)装配高速旋转燃烧测试发动机：将测试发动机燃烧室固定于安装台上，先拧紧前盖，然后放入推进剂装药，点火药包和点火支架配合好后，将点火线穿入喷管，并将喷管座与燃烧室壳体末段螺纹拧紧，保证推进剂装药在发动机里无晃动；

4)将装配好的高速旋转燃烧测试发动机的旋转工装凹槽对准保护壳上的伸缩滚轮，并轻轻将带旋转工装的固体火箭发动机推入发动机保护壳中，并手动轻轻旋转发动机保护壳，确认多层结构配合完好；

5)接好测压测推传感器及点火线，每发试验前，检查调试仪器的零点及满量程；

6)启动电机转动，当高速旋转试验夹持装置转速稳定且满足要求后，点燃推进剂装药，固体火箭发动机开始工作，开启同步触发系统，采集速度一般为1000点/秒，按发动机工作时间等具体情况改变采集速度；

7)采集压力-时间、推力-时间数据并存入磁盘，进行数据处理，即可测试高速旋转条件下推进剂装药的内弹道特性及动态燃烧速度等燃烧特性参数。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置，其特征在于，所述夹持装置包括联轴器、抓盘、发动机保护壳、旋转工装、固体火箭发动机、后端承架、推力传感器、伸缩滚轮和支撑滚子；其中，

所述抓盘前部是所述联轴器，后部是所述发动机保护壳；所述抓盘与联轴器、发动机保护壳通过螺栓固连；所述抓盘的中心与所述推力传感器固连，所述推力传感器抵住所述固体火箭发动机前端进行推力测量；

所述发动机保护壳内接多个伸缩滚轮，多个所述伸缩滚轮均匀分布在所述旋转工装的周向位置，外侧与所述后端承架内部的多个支撑滚子接触，起到传递扭矩作用；

所述旋转工装与固体火箭发动机固连；所述旋转工装的前部具有四个工装槽，所述工装槽的前部开口，通过调节所述伸缩滚轮的长度，使得所述伸缩滚轮能够嵌入所述工装槽内并在所述工装槽内前后移动，所述工装槽的后部用于限位；

所述后端承架位于所述夹持装置尾部，多个所述支撑滚子周向均匀设置固定在所述后端承架中；所述支撑滚子周向抵住所述发动机保护壳，在所述发动机保护壳转动过程中起到支撑作用；所述发动机保护壳、固体火箭发动机及旋转工装均处于所述后端承架中且保持同轴心；所述后端承架尾部有限位设置，能够抵住所述旋转工装，防止试验过程中发动机突然甩出试验台；

旋转轴通过所述联轴器带动所述抓盘及发动机保护壳转动，所述发动机保护壳上的所述伸缩滚轮通过所述工装槽带动所述旋转工装及固体火箭发动机转动，测试获得高速旋转条件下所述固体火箭发动机的推力-时间曲线。

2.如权利要求1所述的夹持装置，其特征在于，所述抓盘由钢材焊接而成。

3.如权利要求1所述的夹持装置，其特征在于，所述抓盘采用镂空设计。

4.如权利要求1所述的夹持装置，其特征在于，所述支撑滚子选用带有圆柱滚子轴承的支撑滚子，并在安装时直接涂敷润滑脂，轴承外部套上滚筒。

5.如权利要求1所述的夹持装置，其特征在于，采用八个伸缩滚轮，一组两个共四组均匀分布在所述旋转工装的周向位置。

6.如权利要求1所述的夹持装置，其特征在于，多个所述支撑滚子周向均匀设置固定在所述后端承架中。

7.如权利要求1所述的夹持装置，其特征在于，所述固体火箭发动机的直径小于等于150mm。

8.如权利要求1所述的夹持装置，其特征在于，所述固体火箭发动机用推进剂装药采用双基或改性双基推进剂，推进剂装药产生的推力小于等于10kN。

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