CN111855217A - 一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及过载实验系统领域，具体公开了一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，包括集成板，所述的集成板上设置有驱动模块、固定模块和传动模块，传动模块包括丝杆、导轨和导轨滑块，导轨设置在集成板上，导轨滑块与所述导轨滑动连接，所述的导轨滑块上设置有移动座，丝杆与所述移动座螺纹传动连接，丝杆的两端与固定模块转动连接，驱动模块固定安装在固定模块上，驱动模块的输出端连接丝杆的一端；移动座上设置有连接部，连接部上连接有铰接有传动杆，所述的传动杆的一端设置有连接座。本发明的优点是实现了超重力离心过载环境下由驱动模块驱动，经传动模块实现筒形固定工装带动其内部的试验体的运动姿态的动态调整。

Description

一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置

技术领域

本发明涉及过载实验系统领域，特别是一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置。

背景技术

随着火箭飞行速度、加速度及快加速的大幅度提升，以及产生的横向高过载，导致其发动机内燃烧及流场产生更为复杂的物理、化学变化，严重影响在役发动机的稳定运行。研究高过载等复杂工况下发动机流场变化规律，改进发动机热结构，对提升发动机抗过载能力具有重要意义。

为此，研发了固体火箭发动机离心过载试验系统。通过该系统可在地面重复再现火箭发动机运行过程不同姿态下的高过载环境，并对试验状态进行监测和控制，获得实时数据，从而为高过载发动机流场及热结构研究提供有效手段。

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，需要在固体火箭发动机离心过载试验过程中对筒形试验体的姿态角度进行实时调整，以满足筒形试验体离心过载试验的载荷要求。

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，专利号为CN201510262339.3的中国专利公开了固体火箭发动机离心过载试验的安装装置。

上述的试验系统和安装装置不能够在离心过载试验过程中对筒形试验体的姿态角度进行实时调整，因此针对离心过载试验过程中筒形试验体姿态角度的实时调整需求，设计应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的缺点，提供一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置。

本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，包括集成板，所述的集成板上设置有驱动模块、固定模块和传动模块，所述的传动模块包括丝杆、导轨和导轨滑块，所述的导轨设置在集成板上，所述的导轨滑块与所述导轨滑动连接，所述的导轨滑块上设置有移动座，所述的丝杆与所述移动座螺纹传动连接，所述的丝杆的两端与固定模块转动连接，所述驱动模块固定安装在固定模块上，所述的驱动模块的输出端连接丝杆的一端；

所述的移动座上设置有连接部，所述的连接部上连接有铰接有传动杆，所述的传动杆的一端设置有连接座。

具体的，所述的固定模块包括驱动电机固定支座和丝杆固定支座，所述的驱动电机固定支座和丝杆固定支座固定在所述集成板上，所述的丝杆固定支座设置有两个，两个丝杆固定支座分别设置在所述导轨的两端，丝杆的两端分别与两个丝杆固定支座通过轴承转动连接；

所述的驱动模块固定设置在所述驱动电机固定支座上。

具体的，所述的连接部为双耳连接座，所述的传动杆的一端通过传动销轴铰接在双耳连接座上。

具体的，所述的双耳连接座设置有两个，两个双耳连接座上均通过传动销轴铰接有一传动杆，所述的两根传动杆平行设置。

具体的，所述的两根传动杆的一端均与连接座铰接。

具体的，所述的连接座为弧形结构，其弧心位于连接座远离与传动杆连接的一侧。

具体的，所述的驱动模块包括驱动电机，所述的驱动电机的电机壳固定在驱动电机固定支座，所述驱动电机的输出轴通过轴承与驱动电机固定支座转动连接，所述的驱动电机的输出轴与丝杆通过联轴器固定连接。

具体的，所述的移动座上设置有安装孔，所述的安装孔内设置有丝杆螺母，所述的丝杆螺母与所述丝杆螺纹连接。

具体的，所述的两根传动杆对称设置在所述丝杆的两侧。

本发明具有以下优点：

1、 本装置实现了超重力离心过载环境下由驱动模块驱动，经传动模块实现筒形固定工装带动其内部的试验体的运动姿态的动态调整，滑动导轨与丝杠螺母组合传动、对称双传动杆外置的结构形式、满足整体式拆装的集成板结构设计等充分考虑了超重力离心过载环境下结构传动的稳定性与可靠性。

2、 整体装置内置的布局形式契合离心机转臂的结构特点，未产生额外的安装或保护结构，并且未影响离心机整体外形。

3、 本装置通过设计高度集成的结构减轻了的整体装置的质量，从而在最大程度上减小了对离心机转臂额外负载作用。

附图说明

图1 为本发明的姿态调整装置的结构示意图；

图2 为本发明的姿态调整装置安装在离心过载试验系统中的示意图A；

图3 为本发明的姿态调整装置安装在离心过载试验系统中的示意图B；

图中：1-驱动电机，21-驱动电机固定支座，22-丝杆固定支座，31-导轨滑块，32-移动座，33-丝杆螺母，34-传动销轴，35-传动杆，36-丝杆，37-导轨，38-连接座，39-双耳连接座，4-集成板，5-转臂，6-姿态调整装置，7-安装板，8-筒形固定工装，9-转轴。

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，一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，包括集成板4，所述的集成板4上设置有驱动模块、固定模块和传动模块，所述的传动模块包括丝杆36、导轨37和导轨滑块31，所述的导轨37设置在集成板4上，所述的导轨滑块31与所述导轨37滑动连接，所述的导轨滑块31上设置有移动座32，所述的丝杆36与所述移动座32螺纹传动连接，所述的丝杆36的两端与固定模块转动连接，所述驱动模块固定安装在固定模块上，所述的驱动模块的输出端连接丝杆36的一端；

所述的移动座32上设置有连接部，所述的连接部上铰接有传动杆35，所述的传动杆35的一端设置有连接座38。超重力场下的姿态调整装置结构设计需要考虑驱动部件高离心场下的工作可靠性与稳定性、传动机构的结构紧凑性、关键件受离心场作用的变形对传动的影响、安装固定接口对转臂强度的影响、离心场下的介质传输条件是否满足液压作动元件的作动要求、整套系统质量对转臂的额外增加负载作用等结构超重力场效应对结构产生的影响，综合考虑超重力场下传动机构的结构特点设计了筒形试验体姿态调整装置；本方案中的姿态调整装置是应用于固体火箭发动机的离心过载实验中，在使用时需要安装在离心机的转臂5上，其中驱动模块作为动力的输入端带动传动模块中的丝杆36转动，丝杆36转动带动导轨滑块31沿导轨37移动，导轨滑块31移动带动移动座32移动，导轨滑块31为移动座32直线运动提供辅助导向，并与丝杆螺母33组合承载，增强了传动机构抵抗超重力离心过载的能力，减小结构变形，保证传动稳定可靠，转动杆35的一端与移动座32连接，在移动座32移动时就能带动转动杆35移动，最近将运动传递给连接座38，在使用时，连接座38是与实验系统中的筒形固定工装8连接的，筒形固定工装8的内部装载实验件，这样在需要对试验件的角度进行调整时，只需要控制驱动模块的正反转就能通过丝杆35传动将运动传递给连接座38，进而通过连接座38推动筒形固定工装8转动来调整试验件的姿态，需要说明的是筒形固定工装8是通过转轴9与离心机的转臂5连接的，筒形固定工装8可以绕转轴9旋转，这样就能调整试验件的角度。

进一步的，所述的固定模块包括驱动电机固定支座21和丝杆固定支座22，所述的驱动电机固定支座21和丝杆固定支座22固定在所述集成板4上，所述的丝杆固定支座22设置有两个，两个丝杆固定支座22分别设置在所述导轨37的两端，丝杆36的两端分别与两个丝杆固定支座22通过轴承转动连接；固定模块作为丝杆35和驱动模块提供安装定位，其中驱动电机固定支座21和丝杆固定支座22位于一条直线上，并通过集成板4实现在转臂5上的定位与安装固定，相比于装置各零部件分别在转臂上安装，集成板4结构实现了装置的整体式拆装，更加便于拆装维护与保证整个传动机构的传动精度，同时减少因各零部件分别在转臂5上安装产生较多安装孔对转臂5的安装板7结构强度的削弱。

所述的驱动模块固定设置在所述驱动电机固定支座21上。

进一步的，所述的连接部为双耳连接座39，所述的传动杆35的一端通过传动销轴34铰接在双耳连接座39上，所述的双耳连接座39设置有两个，两个双耳连接座39上均通过传动销轴铰接有一传动杆35，所述的两根传动杆35平行设置，所述的两根传动杆35的一端均与所述连接座38铰接，所述的两根传动杆35对称设置在所述丝杆36的两侧。本方案中的双耳连接座39可以与移动座32为一体的结构也可以是单独的结构，是单独的结构的话就通过螺栓固定在移动座32上，两根传动杆35对称设置在丝杆36的两侧，同时其中的一个丝杆固定支座22也设置在两根传动杆35之间，且在两根传动杆35绕与移动座32的铰接点转动时丝杆固定支座22不会与传动杆35产生干涉，作为方案的进一步优化，两根传动杆35之间的间隙大于集成板4的宽度，这样传动杆35运动包络空间内无固定座、导轨等结构的阻碍，最大程度的释放了传动杆35的运动空间，避免了单传动杆35中心布置时，固定座、导轨对其运动空间的干涉，同时双传动杆35承载能力更大，具备更强的抵御超重力场离心过载的能力，从而保证传动的可靠性与稳定性。

进一步的，所述的连接座38为弧形结构，其弧心位于连接座38远离与传动杆35连接的一侧。连接座38与传动杆35通用通过销轴铰接，连接座38设计为弧形，是为了与筒形固定工装8适配，使连接座38的弧面贴合在筒形固定工装8的外壁上。

进一步的，所述的驱动模块包括驱动电机1，所述的驱动电机1的电机壳固定在驱动电机固定支座21，所述驱动电机1的输出轴通过轴承与驱动电机固定支座21转动连接，所述的驱动电机1的输出轴与丝杆36通过联轴器固定连接，驱动电机1采用伺服驱动电机，配套有编码器和驱动器，是装置的动力源，从地面经滑环过渡实现离心机转臂1旋转运动时的装置驱动模块的供电与控制信号传输。

进一步的，所述的移动座32上设置有安装孔，所述的安装孔内设置有丝杆螺母33，所述的丝杆螺母33与所述丝杆36螺纹连接。

如图2和图3所示，姿态调整装置6安装在转臂5内，转臂5的一端为叉型的结构，筒形固定工装8通过转轴9设置在叉型结构内，筒形固定工装8可以绕转轴9转动，在叉型结构之间设置安装姿态调整装置6的安装板7，姿态调整装置6通过集成板4固定在安装板7上进行安装，安装时，集成板4位于安装板7的下方，姿态调整装置6中除集成板4之外的其他部件均位于集成板4的下方，在安装时丝杆35的轴心线与转轴9的轴心线垂直但不在一个平面内，丝杆35的轴心线位置要高于转轴9的轴心线的位置，这样在驱动电机1带动丝杆35转动带动传动杆35移动时才能容易推动筒形固定工装8绕转轴9转动。本装置不仅可应用于超重力离心过载环境下固体火箭发动机姿态的实时调整，也可以应用于超重力或常重力场下筒形试验体或者其他形状试验体的姿态调整。

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 (9)

1.一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，其特征在于：包括集成板（4），所述的集成板（4）上设置有驱动模块、固定模块和传动模块，所述的传动模块包括丝杆（36）、导轨（37）和导轨滑块（31），所述的导轨（37）设置在集成板（4）上，所述的导轨滑块（31）与所述导轨（37）滑动连接，所述的导轨滑块（31）上设置有移动座（32），所述的丝杆（36）与所述移动座（32）螺纹传动连接，所述的丝杆（36）的两端与固定模块转动连接，所述驱动模块固定安装在固定模块上，所述的驱动模块的输出端连接丝杆（36）的一端；

所述的移动座（32）上设置有连接部，所述的连接部上铰接有传动杆（35），所述的传动杆（35）的一端设置有连接座（38）。

2.根据权利要求1所述的一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，其特征在于：所述的固定模块包括驱动电机固定支座（21）和丝杆固定支座（22），所述的驱动电机固定支座（21）和丝杆固定支座（22）固定在所述集成板（4）上，所述的丝杆固定支座（22）设置有两个，两个丝杆固定支座（22）分别设置在所述导轨（37）的两端，丝杆（36）的两端分别与两个丝杆固定支座（22）通过轴承转动连接；

所述的驱动模块固定设置在所述驱动电机固定支座（21）上。

3.根据权利要求1所述的一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，其特征在于：所述的连接部为双耳连接座（39），所述的传动杆（35）的一端通过传动销轴（34）铰接在双耳连接座（39）上。

4.根据权利要求3所述的一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，其特征在于：所述的双耳连接座（39）设置有两个，两个双耳连接座（39）上均通过传动销轴铰接有一传动杆（35），所述的两根传动杆（35）平行设置。

5.根据权利要求4所述的一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，其特征在于：所述的两根传动杆（35）的一端均与所述连接座（38）铰接。

6.根据权利要求1所述的一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，其特征在于：所述的连接座（38）为弧形结构，其弧心位于连接座（38）远离与传动杆（35）连接的一侧。

7.根据权利要求2所述的一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，其特征在于：所述的驱动模块包括驱动电机（1），所述的驱动电机（1）的电机壳固定在驱动电机固定支座（21），所述驱动电机（1）的输出轴通过轴承与驱动电机固定支座（21）转动连接，所述的驱动电机（1）的输出轴与丝杆（36）通过联轴器固定连接。

8.根据权利要求2所述的一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，其特征在于：所述的移动座（32）上设置有安装孔，所述的安装孔内设置有丝杆螺母（33），所述的丝杆螺母（33）与所述丝杆（36）螺纹连接。

9.根据权利要求4所述的一种应用于离心过载试验的固体火箭发动机姿态调整装置，其特征在于：所述的两根传动杆（35）对称设置在所述丝杆（36）的两侧。

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