CN111766073A - 一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于固体火箭发动机地面试验技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置。本发明主要包括固体火箭发动机、测量组件、自旋组件和固支组件。固支组件由前后连接件、套筒和套筒抱紧圆环固连，起支承作用；测量组件由压力传感器、推力传感器和固定基座组成，与前连接件和固体火箭发动机固定；自旋组件由滚珠花键组、发动机工装、石墨套筒、弹簧和预紧端盖组成，将发动机固定后与固支组件进行连接。高速自旋试验开始后，固支组件通过滚珠花键组带动固体火箭发动机高速自旋，达到预定转速后发动机点火产生推力，通过滚珠花键组实现轴向移动，可测得推力‑时间曲线，压力传感器与发动机直接连接，可测得压力‑时间曲线。

Description

一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置

技术领域

本发明属于固体火箭发动机地面试验技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置。

背景技术

为保证弹体或飞行器轨道的稳定性，增加射程，现有航天器常采用弹体绕自身轴线旋转的方式，即通过“高速自旋”来降低推力偏心和制造不对称对轨道稳定性的影响，减小弹着散布。在底排火箭复合增程弹中，底排药燃烧产生的气体填充高速运动的弹尾真空区，减少弹头与弹尾的压力差，减小飞行阻力，增加射程。然而在高速旋转条件下，固体火箭发动机的工作性能将受到很大的影响，如点火延迟增加、燃速增大、绝热层烧蚀加剧等。因此，在设计地面高速自旋火箭发动机试验平台和试验过程中，需要对固体火箭发动自旋状态下工作特性进行考核测试，准确获取推力-时间曲线和压力-时间曲线，为高速自旋固体火箭发动机的设计和装药研制提供试验参考。

现有自旋试验台的设计方案中，压力常采用间接测试，或者通过公式利用推力数据计算得出，有比较大的误差，采用这样的压力数据对发动机进行改进时，达不到较好的效果，还有可能发生爆炸。对于在轴向上具有自由度以便测试推力的方案，现有方案的摩擦力较大，且在发动机达到预期转速前，发动机可能由于振动、动不平衡等原因在轴向上来回移动，影响整体动平衡，使试验装置达不到预期转速，严重时可能在发动机点火后发生安全事故。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术高速自旋状态下固体火箭发动机的推力-时间曲线和压力-时间曲线测试不准确的问题，提供一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置。

本发明的目的是通过下述技术实现的。

一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置，包括前连接件、后连接件、套筒和套筒抱紧圆环；前连接件、套筒和后连接件依次固定连接；套筒抱紧圆环环绕在套筒外侧，用于提高套筒的可靠性；测量组件与自旋组件分别固定在前连接件和套筒内部；

测量组件的推力传感器固定安装在推力传感器基座上；所述推力传感器基座和数据采集卡固定在前连接件侧壁上；所述数据采集卡用于采集推力传感器和压力传感器的数据；

自旋组件包括：预紧端盖、空心花键轴、滚珠花键母基座、橡胶圈、发动机头部工装、石墨套筒、发动机尾部工装、固体火箭发动机、压力传感器基座、压力传感器、滚珠花键母和弹簧；

预紧端盖固定连接在空心花键轴的端部；空心花键轴的另一端与固体火箭发动机固定连接；压力传感器与焊接在固体火箭发动机上的压力传感器基座固连；将此结构称为轴向滑移部件；

前连接件与滚珠花键基座固定连接，滚珠花键基座和滚珠花键母固定连接，滚珠花键母内部为空心花键轴，空心花键轴跟随滚珠花键母一起转动，且能够在滚珠花键母内部实现轴向移动。前连接件转动，带动滚珠花键基座转动，进而带动滚珠花键母和空心花键轴转动；

预紧端盖内部放置弹簧，弹簧的一端抵在滚珠花键母上，另一端抵在预紧端盖内部，从而将轴向滑移部件抵在推力传感器上的承力端面；此时弹簧压缩，施加预紧力，轴向滑移部件具有轴向自由度，但在轴向上克服预紧力后方能移动；

发动机尾部基座与后连接件、石墨套筒固连，石墨套筒内部为中空结构，放置固体火箭发动机；石墨套筒与固体火箭发动机同步自旋的同时起支承固体火箭发动机的作用，石墨套筒自身自带石墨，有润滑减小摩擦力的作用，固体火箭发动机可在其内部轴向自由移动；

所述预紧端盖与滚珠花键母保持距离，使得轴向滑移部件能够在此距离下轴向运动，具有轴向自由度；

所述预紧端盖为阶梯型中空结构，弹簧固定在预紧端盖的阶梯上；

工作过程：高速自旋试验开始后，试验台的驱动装置带动前连接件自旋，从而带动整个装置的外壳自旋，测量组件和自旋组件同样承受来自装置外壳的扭矩，从而一起自旋。其中，固体火箭发动机在自旋的同时具有轴向自由度，达到预定转速后，固体火箭发动机点火，在轴向上将推力传递到推力传感器上，内部的压力则直接传递给压力传感器，从而获取推力—时间和压力—时间曲线。

进一步地，套筒采用对称打孔设计，固定螺栓周向均匀分布在套筒两端，套筒中间部位为螺纹结构；

进一步地，前连接件为中空的阶梯轴，轴内部的端面周向均匀分布螺栓，直径大端对称打孔，直径小端安装高速陶瓷轴承；

进一步地，后连接件采用锥形设计，固定螺栓周向均匀分布在直径大端面，直径小端安装高速陶瓷轴承；

进一步地，预紧端盖一端为圆弧设计，内部阶梯中空以放置弹簧；

进一步地，数据采集卡采用圆柱结构设计，其中一个端面与前连接件通过周向均匀分布的螺栓固连；

进一步地，固体火箭发动机的长度小于等于400mm；

进一步地，固体火箭发动机的直径小于等于120mm；

进一步地，固体火箭发动机产生的推力小于等于10KN。

有益效果

1、本发明能够提高固体火箭发动机自旋试验中推力和压力的测试精度，保障发动机试验的安全性和可靠性，适用于固体火箭发动机在高速自旋条件下内弹道性能和燃烧特性的测试及评估，对高速自旋固体火箭发动机的设计和装药研制具有重要意义。

2、本发明采用创新的固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置，具备较高的同轴度，便于安装，可实现固体火箭发动机高速自旋的同时，使其具有轴向自由度，解决了固体火箭发动机地面自旋试验难以对推力和压力同时进行准确测试的难题，为研究高速自旋状态下发动机的性能提供实现方法；

3、本发明采用套筒抱紧圆环、套筒、前后连接件、发动机工装等多个加强部件，提高了高速自旋条件下固体火箭发动机试验的安全性，保障了试验人员和设备的安全；

4、本发明提出的预紧端盖与弹簧、滚珠花键组、发动机和传感器的结合，极大减小了滑动摩擦力，同时弹簧可给轴向滑移部件施加预紧力，在发动机未点火下防止轴向滑移部件在轴向上产生大幅位移，避免装置因大幅位移导致的振动和动不平衡产生危险，影响试验，使装置更加稳定可靠，实现推力和压力的准确测试，提供可信的试验数据；

5、本发明设计便于安装和拆卸，具有良好的使用效果，缩短试验流程，与固体火箭发动机静态试验工作量相当；

6、本发明采用套筒打孔的方案，利用不同发动机头部和尾部工装，可实现不同尺寸大小的发动机高速自旋试验，有效提高试验平台的利用率，解决了针对不同尺寸发动机设计不同地面试验平台所带来的测试周期长，人力物力浪费，成本高，平台利用率低等问题。

附图说明

图1为固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置示意图；

图2为自旋组件示意图；

图3为实施例1装置的剖视图；

图4为测量组件示意图。

其中，1—前连接件，2—高速陶瓷轴承，3—测量组件，4—套筒，5—套筒抱紧圆环，6—自旋组件，7—后连接件，8—预紧端盖，9—空心花键轴，10—滚珠花键基座，11—橡胶圈，12—发动机头部工装，13—石墨套筒，14—发动机尾部工装，15—固体火箭发动机，16—压力传感器基座，17—压力传感器，18—滚珠花键母，19—弹簧，20—数据采集卡，21—推力传感器基座，22—推力传感器。

具体实施方式

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

如图1、图3所示为固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置示意图，主要包括前连接件1、高速陶瓷轴承2、测量组件3、套筒4、套筒抱紧圆环5，自旋组件6和后连接件7。

其中，前连接件1中部与高速陶瓷轴承2过盈配合，内部通过均布的螺栓固定数据采集卡3，直径大端通过螺栓与套筒4和自旋组件6进行连接，套筒中部通过螺纹与套筒抱紧圆环5进行连接，起安全防护作用，套筒4另一端利用螺栓与后连接件7固连，后连接件中部与高速陶瓷轴承过盈配合，整个装置通过4个高速陶瓷轴承支承，只需将其放置于自旋试验台上即可。上述连接均采用合适的台阶对心定位配合以提高装置的动平衡，前连接件1、套筒4、套筒抱紧圆环5和后连接件7的强度校核方面，主要对其在高速自旋离心力和发动机推力耦合条件下进行了有限元仿真和优化，在保证强度的同时结构质量越小越好，螺栓不突出装置表面，有效降低风阻和噪声，为高速自旋试验电机选型提供理论基础。

如图2所示为自旋组件，主要包括预紧端盖8、空心花键轴9，滚珠花键基座10，橡胶圈11、发动机头部工装12，石墨套筒13，发动机尾部工装14，固体火箭发动机15，压力传感器基座16，压力传感器17，滚珠花键母18，弹簧19。

其中，滚珠花键基座10与前连接件1和滚珠花键母18固连，起传递扭矩的作用，滚珠花键母18内部为空心花键轴9，进一步将扭矩通过空心花键轴传递给轴向滑移部件的同时使空心花键轴9可在其内部轴向移动。预紧端盖8通过螺栓与空心花键轴9固连，固体火箭发动机15通过发动机头部工装12与空心花键轴9固连，空心花键轴9外部放置弹簧19，弹簧的一端抵在滚珠花键母18上，另一端抵在预紧端盖8内部，从而将轴向滑移部件抵在推力传感器上的同时使其具有轴向自由度。压力传感器17与焊接在固体火箭发动机15上的压力传感器基座16固连，中部位置套紧橡胶圈11，保障压力传感器高速自旋时正常工作。发动机尾部基座14与后连接件7、石墨套筒13通过螺栓固连，石墨套筒内部为中空结构，放置固体火箭发动机15，与固体火箭发动机同步自旋的同时起支承固体火箭发动机的作用，石墨套筒13自身自带石墨，有润滑减小摩擦力的作用，固体火箭发动机15可在其内部轴向自由移动。

如图4所示为测量组件，主要包括数据采集卡20、推力传感器基座21和推力传感器22。数据采集卡20与推力传感器基座21具有相同法兰盘结构，通过螺栓和定位台阶固定到前连接件1上，推力传感器22固定在推力传感器基座21的一端，推力传感器基座21的另一端为U槽结构，方便数据采集卡线路的连接。

固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置适用于卧式的自旋试验台，试验台所用的电机功率不小于30KW，固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置所负载的固体火箭发动机直径小于等于120mm，长度小于等于400mm，极限转速小于等于15000rpm，高速自旋条件下发动机的推力小于等于10KN。

高速自旋试验开始后，试验台的驱动装置带动前连接件1自旋，前连接件1与套筒4固连，套筒4又与套筒抱紧圆环5和后连接件7固连，从而带动整个装置的外壳自旋，测量组件3和自旋组件6同样承受来自装置外壳的扭矩，从而一起自旋。其中，固体火箭发动机15在自旋的同时具有轴向自由度，达到预定转速后，固体火箭发动机点火，在轴向上将推力传递到推力传感器上，内部的压力则直接传递给压力传感器，从而获取推力—时间和压力—时间曲线。

本实施例公开的固体火箭发动机自旋试验抱紧装置的测试方法包括以下步骤：

1)拧开套筒抱紧圆环；

2)将装配好的高速自旋试验发动机与压力传感器通过螺纹进行固定连接；通过套筒中部孔位将固体火箭发动机轻轻放入抱紧装置内部，将固体火箭发动机的头部轻轻移入石墨套筒内，然后将压力传感器的线路通过空心花键轴导出，再将发动机头部与发动机头部工装进行定位配合后通过螺栓将固体火箭发动机与发动机头部工装固连。

3)通过前连接件的对称打孔观察窗口接好推力传感器、压力传感器、点火线以及其他测试的线路，最后拧紧套筒抱紧圆环。每次实验前，检查仪器的调零和量程，确保线路的稳定可靠；

4)做好安全防护工作后技术人员离开试验室，通过电脑端控制变频器启动电机转动，当高速自旋试验抱紧装置达到预定转速后，先开启数据采集系统，然后控制点火器点燃推进剂，根据发动机工作时间采用合适的采集速度；

5)数据采集卡采集推力—时间、压力—时间等数据并存储；

6)固体火箭发动机工作结束后逐步降低电机转速，待抱紧装置完全停下后再连接其内部的数据采集卡，取出数据并进行处理，即可获取发动机内弹道特性等相关参数。

以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置，其特征在于：固支组件包括前连接件、后连接件、套筒和套筒抱紧圆环；前连接件、套筒和后连接件依次固定连接；套筒抱紧圆环环绕在套筒外侧，用于提高套筒的可靠性；测量组件与自旋组件分别固定在前连接件和套筒内部；

测量组件的推力传感器固定安装在推力传感器基座上；所述推力传感器基座和数据采集卡固定在前连接件侧壁上；所述数据采集卡用于采集推力传感器和压力传感器的数据；

自旋组件包括：预紧端盖、空心花键轴、滚珠花键基座、橡胶圈、发动机头部工装、石墨套筒、发动机尾部工装、固体火箭发动机、压力传感器基座、压力传感器、滚珠花键母和弹簧；

预紧端盖固定连接在空心花键轴的端部；空心花键轴的另一端与固体火箭发动机固定连接；压力传感器与焊接在固体火箭发动机上的压力传感器基座固连；将此结构称为轴向滑移部件；

前连接件与滚珠花键基座固定连接，滚珠花键基座和滚珠花键母固定连接，滚珠花键母内部为空心花键轴，空心花键轴跟随滚珠花键母一起转动，且能够在滚珠花键母内部实现轴向移动；前连接件转动，带动滚珠花键基座转动，进而带动滚珠花键母和空心花键轴转动；

预紧端盖内部放置弹簧，弹簧的一端抵在滚珠花键母上，另一端抵在预紧端盖内部，从而将轴向滑移部件抵在推力传感器上的承力端面；此时弹簧压缩，施加预紧力，轴向滑移部件具有轴向自由度，但在轴向上克服预紧力后方能移动；

发动机尾部基座与后连接件、石墨套筒固连，石墨套筒内部为中空结构，放置固体火箭发动机；石墨套筒与固体火箭发动机同步自旋的同时起支承固体火箭发动机的作用，石墨套筒自身自带石墨，有润滑减小摩擦力的作用，固体火箭发动机可在其内部轴向自由移动。

2.如权利要求1所述装置，其特征在于：所述预紧端盖与滚珠花键母保持距离，使得轴向滑移部件能够在此距离下轴向运动，具有轴向自由度。

3.如权利要求1所述装置，其特征在于：所述预紧端盖为阶梯型中空结构，弹簧固定在预紧端盖的阶梯上。

4.如权利要求1所述装置，其特征在于：套筒采用对称打孔设计，固定螺栓周向均匀分布在套筒两端，套筒中间部位为螺纹结构。

5.如权利要求1所述装置，其特征在于：前连接件为中空的阶梯轴，轴内部的端面周向均匀分布螺栓，直径大端对称打孔，直径小端安装高速陶瓷轴承；后连接件采用锥形设计，固定螺栓周向均匀分布在直径大端面，直径小端安装高速陶瓷轴承。

6.如权利要求1所述装置，其特征在于：预紧端盖一端为圆弧设计，内部阶梯中空以放置弹簧。

7.如权利要求1所述装置，其特征在于：数据采集卡采用圆柱结构设计，其中一个端面与前连接件通过周向均匀分布的螺栓固连。

8.如权利要求1所述装置，其特征在于：固体火箭发动机的长度小于等于400mm；固体火箭发动机的直径小于等于120mm；固体火箭发动机产生的推力小于等于10KN。

9.如权利要求1至8任意一项所述装置，其特征在于：工作过程为：高速自旋试验开始后，试验台的驱动装置带动前连接件1自旋，从而带动整个装置的外壳自旋，测量组件3和自旋组件6同样承受来自装置外壳的扭矩，从而一起自旋；其中，固体火箭发动机15在自旋的同时具有轴向自由度，达到预定转速后，固体火箭发动机点火，在轴向上将推力传递到推力传感器上，内部的压力则直接传递给压力传感器，从而获取推力—时间和压力—时间曲线。

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