CN111855216A - 一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及离心实验领域，具体公开了一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，包括安装底板、驱动电机，驱动电机的输出端连接有滚珠丝杆螺母副，安装底板上沿滚珠丝杆螺母副设置有第一导轨，第一导轨上设置有第一滑块，滚珠丝杆螺母副的丝杆螺母连接第一滑块，第一滑块上设置有移动座；还包括摇臂，摇臂上沿摇臂设置有第二导轨，第二导轨上滑动设置有旋转座，旋转座上设置有旋转轴，旋转轴与移动座转动连接。本发明的优点是驱动装置中减速器、丝杠螺母副和摇臂等均为省力结构，能够提供较大力矩；驱动装置采用伺服电机控制，滚珠丝杠螺母副传动，导轨滑块副导向，并采用编码器实现全闭环控制，使得整个系统具有很高的控制精度。

Description

一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置

技术领域

本发明涉及离心实验领域，特别是一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置。

背景技术

随着固体火箭飞行速度、加速度及快加速的大幅度提升，尤其火箭在高加速大机动飞行过程中产生的横向高过载，将导致其发动机内燃料及流场产生更为复杂的物理、化学变化，这将严重影响发动机运行的稳定性。为研究高过载等复杂工况下发动机流场变化规律，专利号为CN201510262648.0的中国专利公开了固体火箭发动机离心过载试验系统。

为了模拟固体火箭发动机在运行过程中不同姿态下的高过载，专利号为CN201510262339.3的中国专利公开了一种固体火箭发动机离心过载装置的安装装置，该装置可实现试件在转臂上进行多角度调整。

然而固体火箭发动机在实际飞行轨迹中，其姿态是动态变化的，其横向载荷的方向随之改变。上述安装装置对试件角度的调整只能在试验前进行，导致每次试验只能对火箭发动机运行过程的某一姿态进行高过载模拟，不能完整模拟实际飞行轨迹。

为实现固体火箭发动机飞行轨迹中不同角度的横向过载，须新研发试件旋转驱动装置。而发动机飞行轨迹是十分复杂的，为准确跟踪该轨迹，需要试件旋转驱动装置有足够的运行精度。

在试验过程中，试件燃料燃烧会使试件质心产生变化，在高过载环境下将产生较大的偏心力矩。同时由于试件横向过载存在角度，而离心机过载系统产生的离心加速度存在梯度，也会产生较大的偏心力矩。为平衡上述力矩，需要试件旋转驱动装置在具备高精度角度调整的同时，能够提供足够大的扭矩。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的缺点，提供一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，实现固体火箭发动机飞行轨迹中不同角度的横向过载的精确模拟，并提供足够扭矩以平衡试件在试验过程中所受的偏心力矩。

本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，包括安装底板，所述的安装底板上设置有驱动电机，所述驱动电机的输出端连接有滚珠丝杆螺母副，所述的安装底板上沿滚珠丝杆螺母副设置有第一导轨，所述第一导轨上设置有第一滑块，所述滚珠丝杆螺母副的丝杆螺母连接所述第一滑块，所述的第一滑块上设置有移动座；还包括摇臂，所述摇臂上沿摇臂设置有第二导轨，所述第二导轨上滑动设置有旋转座，所述旋转座上设置有旋转轴，所述旋转轴与所述移动座转动连接，所述的摇臂的一端连接有转轴。

具体的，所述滚珠丝杆螺母副的滚珠丝杆的两端通过轴承座转动设置在安装底板上。

具体的，还包括编码器，所述编码器设置在摇臂上。

具体的，所述的驱动电机输出端连接减速器，所述减速器的输出端连接滚珠丝杆螺母副的滚转丝杆。

具体的，所述的摇臂的一端设置有安装孔，所述转轴的一端通过胀套固定设置在安装孔内。

具体的，所述的移动座上设置有轴承孔，所述轴承孔内安装有轴承，所述的旋转轴的一端与所述轴承的内圈固定连接。

具体的，所述转轴的一端设置连接法兰。

本发明具有以下优点：

1.本发明能实现固体火箭发动机离心过载试验系统姿态角动态调整，以满足固体火箭发动机飞行轨迹中不同角度横向过载的试验需求，工作时，转臂绕回转中心旋转产生过载环境，驱动装置推动旋转舱按所需运动轨迹旋转，从而实时调整试件姿态，为试件提供不同角度的过载环境。

2.驱动装置中减速器、丝杠螺母副和摇臂等均为省力结构，能够产生足够扭矩以平衡试件在试验过程中所受的偏心力矩。

3.驱动装置采用伺服电机控制，滚珠丝杠螺母副传动，导轨滑块副导向，结构紧凑；并设置编码器，以实现全闭环控制；这使得整个系统具有很高的控制精度。

附图说明

图1 为本发明的使用状态结构示意图；

图2 为本发明的整体结构示意图；

图3 为本发明的剖视结构示意图；

图中：1-安装底板，2-驱动电机，3-滚珠丝杆，4-丝杆螺母，5-第一滑块，6-移动座，7-摇臂，8-第二导轨，9-旋转座，10-旋转轴，11-减速器，12-安装孔，13-第一导轨，14-胀套，15-转轴，16-连接套，17-旋转舱，18-转臂，19-编码器，20-轴承。

具体实施方式

为了使本发明的目的，技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明，即所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明的是，术语“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”，“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程，方法，物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程，方法，物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程，方法，物品或者设备中还存在另外的相同要素。

下面结合附图对本发明做进一步的描述，但本发明的保护范围不局限于以下所述。

如图1～3所示，一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，包括安装底板1，所述的安装底板1上设置有驱动电机2，所述驱动电机2的输出端连接有滚珠丝杆螺母副，所述的安装底板1上沿滚珠丝杆螺母副设置有第一导轨13，所述第一导轨13上设置有第一滑块5，所述滚珠丝杆螺母副的丝杆螺母4连接所述第一滑块5，所述的第一滑块5上设置有移动座6；还包括摇臂7，所述摇臂7上沿摇臂7设置有第二导轨8，所述第二导轨8上滑动设置有旋转座9，所述旋转座9上设置有旋转轴10，所述旋转轴10与所述移动座6转动连接，所述的摇臂7的一端连接有转轴15。本装置用于对固体火箭发动机离心过载试验系统姿态角动态调整，以满足固体火箭发动机飞行轨迹中不同角度横向过载的试验需求，本方案中采用滚珠丝杆螺母副的传动机构，驱动电机2为滚珠丝杆螺母副提供动力，驱动滚转丝杆3旋转，滚转丝杆3转动带动与之螺纹传动连接的丝杆螺母4沿滚转丝杆3移动，在这一过程中丝杆螺母4带动第一滑块5移动，第一导轨13设置在滚转丝杆3的一侧，且与滚转丝杆3平行设置，这样丝杆螺母4就能带动第一滑块5在第一导轨13上移动，滚珠丝杆3带动第一滑块5的运动为直线运动，而固体火箭发动机离心过载试验系统姿态角动态调整为角度的调节，即需要转动固体火箭发动机，因此需要将第一滑块5的直线运动转化为转动，本方案采用的方式是设置一个摇臂7，摇臂7上设置一个第二导轨8，第二导轨8上滑动设置一个旋转座9，摇臂7的一端在使用时需要与固体火箭发动机连接，在姿态调整时，摇臂7绕与固体火箭发动机连接的部位旋转，由于第一导轨13的位置是不变的，而摇臂7在摆动的过程中与第一导轨13的夹角会变化，即第一滑块5到摇臂7与固体火箭发动机连接点的距离是变化的，因此本方案在摇臂7上设置一个第二导轨8，第二导轨8上设置的旋转座9与移动座6通过旋转轴10转动连接，这样在摆动的过程中第一滑块5到摇臂7与固体火箭发动机连接点的距离变化时就可以通过旋转座9在第二导轨8上移动来进行调节，这样驱动电机2驱动滚转丝杆3转动就能带动摇臂7摆动，从而对固体火箭发动机的姿态进行调整，满足实验的要求，同时发动机飞行轨迹是十分复杂的，为准确跟踪该轨迹，需要试件旋转驱动装置有足够的运行精度，在试验过程中，试件燃料燃烧会使试件质心产生变化，在高过载环境下将产生较大的偏心力矩。同时由于试件横向过载存在角度，而离心机过载系统产生的离心加速度存在梯度，也会产生较大的偏心力矩，为平衡上述力矩，需要试件旋转驱动装置在具备高精度角度调整的同时，能够提供足够大的扭矩，本方案的旋转驱动装置采用滚珠丝杆螺母副的传动方式具有高精度的优点，能满足调整的精度要求，且采用摇臂来驱动固体火箭发动机的转动，能够产生足够扭矩以平衡试件在试验过程中所受的偏心力矩。

进一步的，所述滚珠丝杆螺母副的滚珠丝杆3的两端通过轴承座转动设置在安装底板1上。轴承座通过螺栓固定在安装底板1上，用与安装滚珠丝杆3，驱动电机2采用伺服电机，伺服电机具有高精度的特点，适用于本方案的固体火箭发动机调整，驱动电机2也通过螺栓固定在安装底板1上。

进一步的还包括编码器19，所述编码器19设置在摇臂7上。编码器19设置在摇臂7与转轴15连接的一端，能够实时反馈转轴15转动的角度，与驱动电机2配合实现闭环的控制，使得整个系统具有很高的控制精度。

进一步的所述的驱动电机2输出端连接减速器11，所述减速器11的输出端连接滚珠丝杆螺母副的滚转丝杆3。本方案中的减速器11、滚转丝杠螺母副和摇臂7均为省力结构，能够产生足够扭矩以平衡试件在试验过程中所受的偏心力矩。

进一步的所述的摇臂7的一端设置有安装孔12，所述转轴15的一端通过胀套14固定设置在安装孔12内。摇臂7的一端设置一个圆环，圆环上设置安装孔12。

进一步的所述的移动座6上设置有轴承孔，所述轴承孔内安装有轴承16，所述的旋转轴10的一端与所述轴承16的内圈固定连接。

进一步的所述转轴15的一端设置连接法兰，连接法兰用于转轴15连接旋转舱17。

如图1和图3所述，固体火箭发动机离心过载试验的试件安装在离心机的转臂18远离旋转中心的一端，安装时固体火箭发动机安装在旋转舱17内，转臂18的一端为叉型的结构，旋转驱动装置在使用时，将安装底板1通过螺栓安装在转臂18的顶部，旋转舱17的两侧均与转臂18转动连接，这样在使用时在转臂18的叉型结构上对称设置两个旋转驱动装置，工作时，向两个驱动装置的伺服电机同步输入运动轨迹，伺服电机通过减速器11驱动滚珠丝杆3旋转，从而驱动移动座6沿直线运动，移动座6通过旋转座9进一步驱动摇臂7转动，摇臂7与转轴15连接，实现转轴15绕旋转中心旋转，两套驱动装置对称布置，使试件旋转更为平稳；在转臂18上开设有转轴安装孔，在转轴安装孔内设置一个连接套16，连接套16通过螺栓固定在转臂18上，转轴15设置在连接套16内，转轴15与连接套16之间设置滚动轴承，实现转轴15与转臂18的转动连接，这样转轴15的一端与旋转舱17连接后，摇臂7摆动就能带动旋转舱17绕旋转中心旋转，达到固体火箭发动机姿态调整的效果。

以上所述，仅为本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制。任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围情况下，都可利用上述所述技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术对以上实施例所做的任何改动修改、等同变化及修饰，均属于本技术方案的保护范围。

Claims (7)

1.一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，其特征在于：包括安装底板（1），所述的安装底板（1）上设置有驱动电机（2），所述驱动电机（2）的输出端连接有滚珠丝杆螺母副，所述的安装底板（1）上沿滚珠丝杆螺母副设置有第一导轨（13），所述第一导轨（13）上设置有第一滑块（5），所述滚珠丝杆螺母副的丝杆螺母（4）连接所述第一滑块（5），所述的第一滑块（5）上设置有移动座（6）；还包括摇臂（7），所述摇臂（7）上沿摇臂（7）设置有第二导轨（8），所述第二导轨（8）上滑动设置有旋转座（9），所述旋转座（9）上设置有旋转轴（10），所述旋转轴（10）与所述移动座（6）转动连接，所述的摇臂（7）的一端连接有转轴（15）。

2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，其特征在于：所述滚珠丝杆螺母副的滚珠丝杆（3）的两端通过轴承座转动设置在安装底板（1）上。

3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，其特征在于：还包括编码器（19），所述编码器（19）设置在摇臂（7）上。

4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，其特征在于：所述的驱动电机（2）输出端连接减速器（11），所述减速器（11）的输出端连接滚珠丝杆螺母副的滚转丝杆（3）。

5.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，其特征在于：所述的摇臂（7）的一端设置有安装孔（12），所述转轴（15）的一端通过胀套（14）固定设置在安装孔（12）内。

6.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，其特征在于：所述的移动座（6）上设置有轴承孔，所述轴承孔内安装有轴承（16），所述的旋转轴（10）的一端与所述轴承（16）的内圈固定连接。

7.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，其特征在于：所述转轴（15）的一端设置连接法兰。

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