CN111856059A - 固体火箭发动机立式转速测试系统 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种固体火箭发动机立式转速测试系统，能够根据固体火箭发动机导转结构设计的需要，针对发动机本身的旋转进行测试。本发明包括主体部分、测试部分、旋转部分，还包括编码部分，所述编码部分包括编码器，编码器底部设置在支撑板上，支撑板通过支撑柱与测试部分相连，编码器通过联轴器与主轴相连，编码器和测试系统相连；本发明可满足口径不大于120mm，推力不大于50KN，转速不大于2000r/min的固体火箭发动机转速测试。且本发明的测试是直接针对固体火箭发动机本身进行的，而不需要其他中间传递过程，测试结果更加准确，有利于为导转结构的设计提供性能参数。

Description

固体火箭发动机立式转速测试系统

技术领域

本发明属于固体火箭发动机测试技术领域，具体涉及一种用于测试固体火箭发动机转速的装置。

背景技术

固体火箭发动机工作时，推进剂燃烧变成高温高压气体在喷管膨胀加速后向后喷出，产生推动火箭飞行的反作用推力，在喷管后端通过设计合理的导转结构可以赋予火箭飞行所需的初始转速。为了测试导转结构的工作能力，需设计专用试验台和测试系统来满足固体火箭发动机导转结构设计需要。

中国发明专利(专利申请号：201811605976.6)公布了“固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统”，该测试系统是通过电机带动发动机旋转来实现固体火箭发动机旋转，测试的结果是电机带动发动机旋转的性能，而非发动机本身旋转性能。

发明内容

本发明提出一种固体火箭发动机立式转速测试系统，能够根据固体火箭发动机导转结构设计的需要，针对发动机本身的旋转进行测试。

本发明的技术方案是这样实现的：一种固体火箭发动机立式转速测试系统，包括主体部分、测试部分、旋转部分，还包括编码部分，所述编码部分包括编码器，编码器底部设置在支撑板上，支撑板通过支撑柱与测试部分相连，编码器通过联轴器与主轴相连，编码器和测试系统相连；

所述旋转部分包括筒体、主轴、轴承套、减震垫、压紧座、推力球轴承、单列向心球轴承、压紧螺栓；筒体与测试部分相连，压紧座侧壁设有螺纹孔，压紧螺栓穿过所述螺纹孔顶紧筒体，筒体内设有轴承套，主轴和轴承套之间设有单列向心轴承，主轴和筒体之间设有推力球轴承。

主体部分包括底板，底板与立柱座通过螺栓相连，立柱座和下立柱螺纹连接。

所述测试部分包括中板和上板通过上立柱相连。

所述上立柱包括柱体，柱体两端部设置有限位台，柱体两端设置有外螺纹。

所述筒体和轴承套之间设有减震垫。

本发明可满足口径不大于120mm，推力不大于50KN，转速不大于2000r/min的固体火箭发动机转速测试。且本发明的测试是直接针对固体火箭发动机本身进行的，而不需要其他中间传递过程，测试结果更加准确，有利于为导转结构的设计提供性能参数。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明结构示意图。

图2为本发明剖视示意图。

图3为上立柱结构示意图。

图4为测试系统流程图。

图中：底板1，立柱座2，下立柱3，中板4，支撑柱5，支撑板6，上立柱7，柱体7-1，限位台7-2，外螺纹7-3，上板8，筒体9，主轴10，轴承套11，减震垫12，压紧座13，压紧螺栓14，推力球轴承15，单列向心轴承16，联轴器17，编码器18。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有付出创造性劳动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。

如图1～3所示，一种固体火箭发动机立式转速测试系统，包括主体部分、测试部分、旋转部分，还包括编码部分，所述编码部分包括编码器18，编码器15底部设置在支撑板6上，支撑板6通过支撑柱5与测试部分相连，编码器18通过联轴器17与主轴10相连，编码器和测试系统相连；

所述旋转部分包括筒体9、主轴10、轴承套11、减震垫12、压紧座13、推力球轴承15、单列向心球轴承16、压紧螺栓14；筒体9与测试部分相连，压紧座13侧壁设有螺纹孔，压紧螺栓14穿过所述螺纹孔顶紧筒体9，筒体9内设有轴承套11，主轴10和轴承套11之间设有单列向心轴承16，主轴10和筒体9之间设有推力球轴承15。

优选的，主体部分包括底板1，底板1与立柱座2通过螺栓相连，立柱座2和下立柱3螺纹连接。

进一步的，所述测试部分包括中板4和上板8，二者通过上立柱7相连。

所述上立柱7包括柱体7-1，柱体7-1两端部设置有限位台7-2，柱体7-1两端设置有外螺纹7-3。上立柱7端部穿过中板4、上板8上的通孔后与螺母相连，通过螺母和限位台7-2共同作用，实现了中板4、上板8和上立柱7的连接。

本发明被测对象为固体火箭发动机，整体采用立式结构，底板1、中板4通过立柱座2、下立柱3连接固定成旋转试验台主体部分；中板4、上板8通过上立柱7连接固定成旋转试验台测试部分；筒体9、主轴10、轴承套11、减震垫12、压紧座13、推力球轴承15、单列向心球轴承16、六角头螺栓组成旋转试验台旋转部分；编码器18固定在支撑板6上，支撑板6通过支撑柱5和中板4连接固定组成编码部分，主轴和编码器通过联轴器17连接。整个旋转试验台经台架减震垫通过六角头螺栓固定在试验间。旋转试验台工作过程是：固体火箭发动机在旋转试验台点火工作，带动旋转试验台主轴旋转工作，主轴10通过联轴器17带动编码器18工作，编码器18把转速信号转换为电信号传输给测试系统。

本发明中，编码器与测试系统相连，测试系统主要包括数据采集系统、点火系统、监控系统，整个测试系统集成为一个工作台。数据采集系统包括测试软件、主机和USB多功能数据采集卡，测试软件是在WindowsXP上的LABVIEW2018的开发环境中编写而成，可分为自检、动态测量、历史数据调阅和帮助等四部分。自检是对系统采集部分的运行状态进行检测，如果检测出问题应立即停止试验对系统进行检查；动态测量包括着采集参数设置及采集两部分，参数设置包括采集方式、采集通道、采样频率及采样时间的设置；对于以往数据的查阅可通过调入历史数据模块来实现；帮助模块可以查看测试系统的使用说明书。整个系统流程图见图4。主要有以下功能：

1、完成各个测试参数的测试、处理、保存、输出等功能；

2、最多能够完成8个测试点的测试要求；

3、可根据使用者的要求进行采集通道、采样频率和时间的设定。

4、强大的报表功能，能生成各类报表；

5、可完成系统的自我诊断，方便掌握系统的运行状态；

6、可进行实验前的预采集，及时掌握各个测试通道的好坏；

7、能够对以往实验数据进行调取。

再进一步的，所述筒体9和轴承套11之间设有减震垫12。

如图4所示，本发明测试步骤如下：

1、开机预热30分钟；

2、检查数据采集系统、点火系统、监控系统，各分系统工作正常后将各分系统调至试验状态；

3、各分系统工作正常后安装旋转试验固体火箭发动机；

4、接通点火线路；

5、从工作台发出点火指令，点火试验并采集试验数据；

6、整理试验现场；

7、处理试验数据并出具相应试验报告。

本发明可满足口径不大于120mm，推力不大于50KN，转速不大于2000r/min的固体火箭发动机转速测试。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种固体火箭发动机立式转速测试系统，包括主体部分、测试部分、旋转部分，其特征在于：还包括编码部分，所述编码部分包括编码器(18)，编码器(15)底部设置在支撑板(6)上，支撑板(6)通过支撑柱(5)与测试部分相连，编码器(18)通过联轴器(17)与主轴(10)相连，编码器和测试系统相连；

所述旋转部分包括筒体(9)、主轴(10)、轴承套(11)、减震垫(12)、压紧座(13)、推力球轴承(15)、单列向心球轴承(16)、压紧螺栓(14)；筒体(9)与测试部分相连，压紧座(13)侧壁设有螺纹孔，压紧螺栓(14)穿过所述螺纹孔顶紧筒体(9)，筒体(9)内设有轴承套(11)，主轴(10)和轴承套(11)之间设有单列向心轴承(16)，主轴(10)和筒体(9)之间设有推力球轴承(15)。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机立式转速测试系统，其特征在于：主体部分包括底板(1)，底板(1)与立柱座(2)通过螺栓相连，立柱座(2)和下立柱(3)螺纹连接。

3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机立式转速测试系统，其特征在于：所述测试部分包括中板(4)和上板(8)通过上立柱(7)相连。

4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机立式转速测试系统，其特征在于：所述上立柱(7)包括柱体(7-1)，柱体(7-1)两端部设置有限位台(7-2)，柱体(7-1)两端设置有外螺纹(7-3)。

5.根据权利要求1～4之一所述的固体火箭发动机立式转速测试系统，其特征在于：所述筒体(9)和轴承套(11)之间设有减震垫(12)。

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