CN111121703B - 一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统 - Google Patents

一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，由支撑机构、驱动机构、控制机构、间隙传感器组成，支撑机构与发动机机架相连，托举发动机使喷管悬空，驱动机构一端连接在发动机机架上，另一端连接在发动机喷管上，通过长度调整，使发动机喷管产生摆动，控制机构将发动机要求摆动角度和方位通过三角函数关系转换为驱动机构长度，并控制驱动机构执行到位，间隙传感器预置在间隙检测部位，厚度与要求间隙值一致，间隙不满足要求时，传感器受压触发。本发明具有结构简单、安装方便、兼容性强的优点，可对液体火箭发动机摆动干涉情况进行全面检测。

Description

一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统
技术领域
本发明涉及一种摆动干涉检测系统，特别是一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统。
背景技术
液体火箭发动机摆动干涉检测是发动机功能检测的重要一环，目的是提前发现发动机工作时可能出现的干涉和间隙过小问题，检测的准确性、全面性，直接影响发动机的工作安全。现有检测方法是人工拉拽喷管或机架，使喷管相对于机架摆动至指定角度和方位，然后对相关部组件间间隙进行检测，角度和方位的确定通过测量发动机喷管与机架上两固定点距离保证，距离由两固定点相对于摇摆中心尺寸通过三角函数关系计算得到。该方法调整一次只能检测一个方向和角度，检测范围有限，不能全面覆盖发动机工作范围，且费时、费力，效率低下。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，可为液体火箭发动机进行快速、安全、准确、全面的摆动干涉检测。
本发明解决技术的方案是：
一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，包括支撑机构、驱动机构、控制机构和间隙传感器，
支撑机构包括立柱、第一滚珠丝杠、导轨、支撑座和第一伺服电机，
驱动机构包括缸体、第二伺服电机和作动筒，第二伺服电机固定在缸体在，第二伺服电机带动作动筒上的滚珠丝杠转动，通过减速箱作用在作动筒上，使作动筒沿缸体伸缩运动；
支撑机构的支撑座通过转接机构与发动机机架相连，托举发动机使其喷管悬空；
驱动机构的作动筒连接在发动机机架上，驱动机构的缸体连接在发动机喷管上，通过作动筒的伸缩运动，使发动机喷管产生摆动；
控制机构将发动机要求摆动角度和方位通过三角函数关系转换为驱动机构的长度，并控制驱动机构执行到位，使发动机摆动至指定位置或按预定轨迹进行摆动，以全面覆盖发动机工作时摆动范围；摆动过程中，间隙传感器预置在间隙检测部位，厚度与要求间隙值一致，发动机摇摆过程中，活动部位与固定部件之间间隙发生变化；当间隙小于传感器整体厚度时，传感器受压触发。
进一步的，支撑机构通过转接机构与发动机机架连接，转接机构由支撑机构四根立柱上的支点托举，支点由第一滚珠丝杠带动，沿立柱调整高度，使发动机喷管悬空。
进一步的，驱动机构一端连接在发动机机架上，另一端连接在发动机喷管上，驱动机构的第二伺服电机在控制机构控制下，带动第二滚珠丝杠转动，使与第二滚珠丝杠相连的作动筒产生位移，驱动机构长度发生变化，使发动机喷管产生摆动。
进一步的，发动机工作时摆动范围为0°-8°。
进一步的，间隙传感器外表面为橡胶层，内置压敏元件，压敏元件为一定厚度的柔软片状结构，挤压产生信号，弯折无信号触发，压敏元件通过与不同厚度的橡胶垫组合，以适应不同大小间隙。
进一步的，导轨固定连接在立柱上，滚珠丝杠两端固定连接在立柱上，由伺服电机带动其转动，带动支撑座沿导轨上下滑动。
进一步的，三角函数关系转换关系为：
Figure BDA0002313524430000021
其中，θ为发动机摆动角，L为发动机发生摆时驱动机构长度，L0为发动机零位状态下驱动机构长度，A、B为驱动机构与发动机机架的连接点相对于发动机摇摆中心的水平距离和竖直距离；C、D为驱动机构与推力室的连接点相对于发动机摇摆中心的水平距离和竖直距离。
进一步的，要求间隙值为间隙检测部位的最小值。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明支撑机构可升降，可适应多种型号发动机支撑高度要求；
(2)本发明驱动机构采用伺服电机、滚珠丝杠结构，可通过控制机构精确控制其长度，实现快速、全面、精确的摆动；
(3)本发明间隙传感器为柔性结构，实现间隙检测的同时，不会对发动机造成损伤。
附图说明
图1为本发明的结构示意图；
图2为本发明的间隙传感器外形及剖面图；
图3为本发明驱动机构外形图；
图4为本发明发动机摆动原理图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，由支撑机构1、驱动机构2、控制机构3、间隙传感器4组成，支撑机构1与发动机机架6相连，托举发动机使喷管7悬空，驱动机构2一端连接在发动机机架6上，另一端连接在发动机喷管7上，通过长度调整，使发动机喷管7产生摆动，控制机构3将发动机要求摆动角度和方位通过三角函数关系转换为驱动机构2长度，并控制驱动机构2执行到位，间隙传感器4预置在间隙检测部位，厚度与要求间隙值一致，间隙不满足要求时，传感器受压触发，不触发即摆动干涩检测合格。
如图1、2、3所示，支撑机构1通过转接机构5与发动机机架6连接，转接机构5由支撑机构四根立柱上的支点托举，支点由第一滚珠丝杠带动，沿立柱调整高度，使发动机喷管7悬空。驱动机构2一端连接在发动机机架6上，另一端连接在发动机喷管7上，伺服电机8在控制机构控制下，带动第二滚珠丝杠转动，使与第二滚珠丝杠相连的作动筒9产生位移，实现驱动机构2长度的变化，使喷管产生摆动。通过控制机构3将发动机喷管要求摆动角度和方位转换为驱动机构2长度，并进行精确控制，使发动机摆动至指定位置或按预定轨迹进行摆动，以全面覆盖发动机工作时摆动范围。摆动过程中，间隙传感器4预置在间隙检测部位，厚度与要求间隙值一致，间隙不满足要求时，传感器受压触发，不触发即摆动干涉检测合格。
上述方案中，摆动控制三角函数关系如图4所示，驱动机构2与发动机机架连接点11、推力室连接点12，相对于发动机摇摆中心的位置尺寸A、B、C、D为发动机固有尺寸，摆动角度、方位与驱动机构长度的关系唯一，可通过A、B、C、D经三角函数关系计算得到。
间隙传感器外表面为橡胶层，内置压敏元件，一定厚度的柔软片状结构，挤压产生信号，弯折无信号触发，并通过与不同厚度的橡胶垫组合，以适应不同大小间隙检测要求。
具体的，一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，包括支撑机构1、驱动机构2、控制机构3和间隙传感器4，
支撑机构1包括立柱、第一滚珠丝杠、导轨、支撑座和第一伺服电机，
驱动机构2包括缸体、第二伺服电机8和作动筒9，伺服电机8带动作动筒9上的滚珠丝杠转动，第二伺服电机8固定在缸体在，通过减速箱作用在作动筒9上，使作动筒9沿缸体伸缩运动；
支撑机构1的支撑座通过转接机构5与发动机机架6相连，托举发动机使其喷管7悬空；
驱动机构2的作动筒9连接在发动机机架6上，驱动机构2的缸体连接在发动机喷管7上，通过作动筒9的伸缩运动，使发动机喷管7产生摆动；
控制机构3将发动机要求摆动角度和方位通过三角函数关系转换为驱动机构2的长度，并控制驱动机构2执行到位，使发动机摆动至指定位置或按预定轨迹进行摆动，以全面覆盖发动机工作时摆动范围；摆动过程中，间隙传感器4预置在间隙检测部位，厚度与要求间隙值一致，发动机摇摆过程中，活动部位与固定部件之间间隙发生变化；当间隙小于传感器整体厚度时，传感器受压触发。
上述三角函数关系转换关系为：
Figure BDA0002313524430000051
其中，θ为发动机摆动角，L为发动机发生摆时驱动机构长度，L0为发动机零位状态下驱动机构长度，A、B为驱动机构与发动机机架的连接点11相对于发动机摇摆中心10的水平距离和竖直距离；C、D为驱动机构与推力室的连接点12相对于发动机摇摆中心10的水平距离和竖直距离。
支撑机构1通过转接机构5与发动机机架6连接，转接机构5由支撑机构四根立柱上的支点托举，支点由第一滚珠丝杠带动，沿立柱调整高度，使发动机喷管7悬空。
驱动机构2一端连接在发动机机架6上，另一端连接在发动机喷管7上，驱动机构2的第二伺服电机8在控制机构控制下，带动第二滚珠丝杠转动，使与第二滚珠丝杠相连的作动筒9产生位移，驱动机构2长度发生变化，使发动机喷管7产生摆动。
发动机工作时摆动范围为0°-8°。
间隙传感器4外表面为橡胶层，内置压敏元件，一定厚度的柔软片状结构，挤压产生信号，弯折无信号触发，并通过与不同厚度的橡胶垫组合，以适应不同大小间隙检测要求，要求间隙值为间隙检测部位的最小值。
导轨固定连接在立柱上，滚珠丝杠两端固定连接在立柱上，由伺服电机带动其转动，带动支撑座沿导轨上下滑动。
上述方案的原理是：支撑机构通过支撑发动机机架使喷管悬空，间隙传感器与橡胶垫组合成厚度与待检间隙值一致后，提前放置在间隙检测部位，喷管摆动的每一个角度、方位都对应一组驱动机构长度值，通过控制驱动机构长度可使发动机喷管摆动至要求位置或按预定轨迹连续摆动，以全面覆盖发动机工作时摆动范围。摆动过程中，检测部位间隙过小时，间隙传感器受压产生信号，控制机构接收到信号后停止驱动机构动作，发动机摆动停止，待间隙过小问题处理完成后，再次进行摆动干涉检测，整个摆动过程间隙传感器无信号触发即为合格。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (7)

1.一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，其特征在于，包括支撑机构(1)、驱动机构(2)、控制机构(3)和间隙传感器(4)，
支撑机构(1)包括立柱、第一滚珠丝杠、导轨、支撑座和第一伺服电机，
驱动机构(2)包括缸体、第二伺服电机(8)和作动筒(9)，第二伺服电机(8)固定在缸体，第二伺服电机(8)带动作动筒(9)上的滚珠丝杠转动，通过减速箱作用在作动筒(9)上，使作动筒(9)沿缸体伸缩运动；
支撑机构(1)的支撑座通过转接机构(5)与发动机机架(6)相连，托举发动机使其喷管(7)悬空；
驱动机构(2)的作动筒(9)连接在发动机机架(6)上，驱动机构(2)的缸体连接在发动机喷管(7)上，通过作动筒(9)的伸缩运动，使发动机喷管(7)产生摆动；
控制机构(3)将发动机要求摆动角度和方位通过三角函数关系转换为驱动机构(2)的长度，并控制驱动机构(2)执行到位，使发动机摆动至指定位置或按预定轨迹进行摆动，以全面覆盖发动机工作时摆动范围；摆动过程中，间隙传感器(4)预置在间隙检测部位，间隙传感器(4)厚度与要求间隙值一致，发动机摇摆过程中，活动部位与固定部件之间间隙发生变化；当间隙小于传感器整体厚度时，传感器受压触发；
三角函数关系转换关系为：
Figure FDA0003115731050000011
其中，θ为发动机摆动角，L为发动机发生摇摆时驱动机构长度，L0为发动机零位状态下驱动机构长度，A、B为驱动机构与发动机机架的连接点相对于发动机摇摆中心的水平距离和竖直距离；C、D为驱动机构与推力室的连接点相对于发动机摇摆中心的水平距离和竖直距离。
2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，其特征在于：支撑机构(1)通过转接机构(5)与发动机机架(6)连接，转接机构(5)由支撑机构四根立柱上的支点托举，支点由第一滚珠丝杠带动，沿立柱调整高度，使发动机喷管(7)悬空。
3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，其特征在于：驱动机构(2)一端连接在发动机机架(6)上，另一端连接在发动机喷管(7)上，驱动机构(2)的第二伺服电机(8)在控制机构控制下，带动第二滚珠丝杠转动，使与第二滚珠丝杠相连的作动筒(9)产生位移，驱动机构(2)长度发生变化，使发动机喷管(7)产生摆动。
4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，其特征在于：发动机工作时摆动范围为0°-8°。
5.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，其特征在于：间隙传感器(4)外表面为橡胶层，内置压敏元件，压敏元件为一定厚度的柔软片状结构，挤压产生信号，弯折无信号触发，压敏元件通过与不同厚度的橡胶垫组合，以适应不同大小间隙。
6.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，其特征在于：导轨固定连接在立柱上，滚珠丝杠两端固定连接在立柱上，由伺服电机带动其转动，带动支撑座沿导轨上下滑动。
7.根据权利要求5所述的一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统，其特征在于：要求间隙值为间隙检测部位的最小值。
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Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN87100316A (zh) * 1986-03-07 1987-09-30 埃尔诺航空技术有限公司 安装设备
CN103575201A (zh) * 2012-08-10 2014-02-12 上海新跃仪表厂 火箭发动机飞行仿真试验时测量喷管摆角的线位移传感器
CN203515859U (zh) * 2013-11-11 2014-04-02 湖北三江航天江河化工科技有限公司 一种喷管试验装置
CN204064660U (zh) * 2014-07-22 2014-12-31 中国航天科技集团公司第四研究院四0一所 一种发动机摆动试验装置
CN105308301A (zh) * 2013-04-23 2016-02-03 空中客车防务及航天公司 可定向火箭发动机系统
CN105358430A (zh) * 2013-07-08 2016-02-24 空中客车防务和空间公司 用于可重复使用的运载交通工具的推进单元
CN106014691A (zh) * 2016-07-29 2016-10-12 北京航天试验技术研究所 一种可实时调整火箭发动机摇摆方向的真空推力矢量测量系统
CN106248026A (zh) * 2016-08-19 2016-12-21 北京精密机电控制设备研究所 一种运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法
CN106368852A (zh) * 2016-10-14 2017-02-01 南京航空航天大学 一种小型液体/固体火箭矢量喷管伺服控制系统和方法
CN109236502A (zh) * 2018-11-23 2019-01-18 北京航天试验技术研究所 一种火箭发动机摇摆高空模拟试验转动装置
CN109488486A (zh) * 2018-11-06 2019-03-19 西安航天动力测控技术研究所 一种用于锥形全尺寸固体火箭发动机的轮幅式紧固装置及安装方法
CN109725659A (zh) * 2017-10-27 2019-05-07 北京精密机电控制设备研究所 一种面向伺服系统负载匹配的球窝喷管负载特性辨识方法
CN110080908A (zh) * 2019-05-10 2019-08-02 蓝箭航天技术有限公司 一种液体火箭发动机的组装方法

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN87100316A (zh) * 1986-03-07 1987-09-30 埃尔诺航空技术有限公司 安装设备
CN103575201A (zh) * 2012-08-10 2014-02-12 上海新跃仪表厂 火箭发动机飞行仿真试验时测量喷管摆角的线位移传感器
CN105308301A (zh) * 2013-04-23 2016-02-03 空中客车防务及航天公司 可定向火箭发动机系统
CN105358430A (zh) * 2013-07-08 2016-02-24 空中客车防务和空间公司 用于可重复使用的运载交通工具的推进单元
CN203515859U (zh) * 2013-11-11 2014-04-02 湖北三江航天江河化工科技有限公司 一种喷管试验装置
CN204064660U (zh) * 2014-07-22 2014-12-31 中国航天科技集团公司第四研究院四0一所 一种发动机摆动试验装置
CN106014691A (zh) * 2016-07-29 2016-10-12 北京航天试验技术研究所 一种可实时调整火箭发动机摇摆方向的真空推力矢量测量系统
CN106248026A (zh) * 2016-08-19 2016-12-21 北京精密机电控制设备研究所 一种运载火箭舱段紧凑空间的布局结构干涉检查方法
CN106368852A (zh) * 2016-10-14 2017-02-01 南京航空航天大学 一种小型液体/固体火箭矢量喷管伺服控制系统和方法
CN109725659A (zh) * 2017-10-27 2019-05-07 北京精密机电控制设备研究所 一种面向伺服系统负载匹配的球窝喷管负载特性辨识方法
CN109488486A (zh) * 2018-11-06 2019-03-19 西安航天动力测控技术研究所 一种用于锥形全尺寸固体火箭发动机的轮幅式紧固装置及安装方法
CN109236502A (zh) * 2018-11-23 2019-01-18 北京航天试验技术研究所 一种火箭发动机摇摆高空模拟试验转动装置
CN110080908A (zh) * 2019-05-10 2019-08-02 蓝箭航天技术有限公司 一种液体火箭发动机的组装方法

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