CN112525538B - 一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置及使用方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于火箭发动机测试技术领域,特别涉及一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置及使用方法。一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置,包括测试台架和安装在所述测试台架上的推力原位标定测试机构,所述测试台架包括前横梁、后横梁和多个拉杆,所述拉杆分别与所述前横梁、后横梁两端采用推力关节轴承连接;所述推力原位标定测试机构包括依次连接的挠性件Ⅰ、测力传感器、挠性件Ⅱ、测力法兰、承力墩、标定法兰、加力油缸以及标准传感器。本发明通过采用推力关节轴承连接和螺纹连接相结合的方式,在实现前后横梁在拉杆长度方向上的移动的同时减小标定过程中由于两根拉杆不平行产生的偏心载荷,从而达到标定装置的快速调节、标定。
Description
技术领域
本发明属于火箭发动机测试技术领域,特别涉及一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置及使用方法。
背景技术
原位标定是对处于试验状态的传感器、试车架、发动机及测试系统,按发动机试验时所产生的推力大小和传递方向施加标准力的过程。在标定过程中,一般需要一套专用的原位标定装置,用于模拟发动机实际工作时的状态。
目前现有的原位标定装置存在以下两个问题:一是安装过程中有可能存在偏心载荷,难以保证施加标准力的合力作用线与发动机试验时产生的推力作用线重合;二是原位标定装置质量过大,移动安装困难。
发明内容
针对上述问题,本发明的目的是提供一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置及使用方法,通过采用推力关节轴承连接和螺纹连接相结合的方式,减小安装过程中可能产生的偏心载荷,以达到标定装置的快速调节、标定,减少工人操作难度。
本发明的技术方案在于:
一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置,包括测试台架和安装在所述测试台架上的推力原位标定测试机构,所述测试台架包括前横梁、后横梁和多个拉杆,所述拉杆分别与所述前横梁、后横梁两端采用推力关节轴承连接;所述推力原位标定测试机构包括依次连接的挠性件Ⅰ、测力传感器、挠性件Ⅱ、测力法兰、承力墩、标定法兰、加力油缸以及标准传感器;所述的挠性件Ⅰ与后横梁采用采用挠性件接头进行轴肩—止口定位连接,所述加力油缸与前横梁采用球头连接。
所述推力关节轴承外圈与所述前横梁、后横梁上的台阶孔活动配合,所述推力关节轴承内圈与所述拉杆螺纹配合,所述推力关节轴承外侧设置有螺母。
所述前横梁和后横梁均为空心梁,所述拉杆为空心管,所述拉杆的数量≥2。
所述测力传感器与所述挠性件Ⅰ、挠性件Ⅱ均采用螺纹连接方式,三者之间为面对面配合。
所述测力法兰一端与所
述挠性件Ⅱ采用螺纹连接,且两者面对面配合,一端与所述承力墩面对面配合,并用螺母备紧。
所述标定法兰一端与所述标准传感器采用螺纹连接,且两者面对面配合,一端与所述承力墩面对面配合,并用螺母备紧。
所述加力油缸与所述标准传感器采用螺纹连接,且两者为面对面配合。
一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置的使用方法,使用如上所述的任意一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置,具体过程如下:
S1:推力原位标定测试机构的安装;
依次连接挠性件Ⅰ、测力传感器、挠性件Ⅱ、测力法兰、承力墩、标定法兰、加力油缸以及标准传感器;
S2:推力原位标定测试机构与测试台架连接;
将挠性件Ⅰ与后横梁采用挠性件接头进行轴肩—止口定位连接,将加力油缸与前横梁采用球头连接;
S3:推力原位标定装置标定;
S31:通过螺母调节前横梁和后横梁的相对位置,使推力原位标定测试机构各连接件之间紧密接触;
S32:调节拉杆与前横梁、后横梁之间的推力关节轴承,使拉杆在小角度范围内自由转动,能实现两根拉杆之间的平行;
S33:通过加力油缸加力,使标准传感器与测力传感器同时受力,并比较测力传感器和标准传感器的输出结果,并进行校准。
本发明的技术效果在于:1.本发明通过采用推力关节轴承连接和螺纹连接相结合的方式,其中推力关节轴承连接可以实现拉杆在小角度范围内的自由转动,以减小标定过程中由于两根拉杆不平行产生的偏心载荷,螺纹连接可以实现前后横梁在拉杆长度方向上的移动,使标定装置具有一定的通用性,从而达到标定装置的快速调节、标定,减少工人操作难度;2.本发明的拉杆采用空心管、前后横梁采用空心梁,减少标定装置质量,方便移动安装。
以下将结合附图进行进一步的说明。
附图说明
图1为本发明一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置结构示意图。
图2为本发明一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置球头连接示意图。
图3为本发明一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置轴肩—止口定位连接示意图。
图4为本发明一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置标定测试示意图。
附图标记:1-螺母,2-推力关节轴承,3-前横梁,4-拉杆,5-后横梁,6-挠性件Ⅰ,7-测力传感器,8-挠性件Ⅱ,9-测力法兰,10-承力墩,11-标定法兰,12-加力油缸,13-标准传感器,14-球头,15-挠性件接头,16-发动机,17-承力架,21-外圈,22-内圈。
具体实施方式
实施例1
为了克服现有原位标定装置安装过程中存在偏心载荷,难以保证施加标准力的合力作用线与发动机试验时产生的推力作用线重合的问题,本发明提供了如图1所示的一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置,本发明利用推力关节轴承连接可以实现拉杆在小角度范围内的自由转动,以减小标定过程中由于两根拉杆不平行产生的偏心载荷,从而达到标定装置的快速调节、标定。
如图1、图2、图3所示,一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置,包括测试台架和安装在所述测试台架上的推力原位标定测试机构,其中:
所述测试台架包括前横梁3、后横梁5和多个拉杆4,所述拉杆4分别与所述前横梁3、后横梁5两端采用推力关节轴承2连接;
所述推力原位标定测试机构包括依次连接的挠性件Ⅰ6、测力传感器7、挠性件Ⅱ8、测力法兰9、承力墩10、标定法兰11、加力油缸12以及标准传感器13;所述的挠性件Ⅰ6与后横梁5采用采用挠性件接头15进行轴肩—止口定位连接,所述加力油缸12与前横梁3采用球头14连接。
本发明利用测试台架可活动拉杆4的推力关节轴承2,可以实现拉杆4在小角度范围内的自由转动,以减小标定过程中由于两根拉杆不平行产生的偏心载荷,从而达到标定装置的快速调节、标定。
实施例2
优选的,在实施例1的基础上,本实施例中,优选地,所述推力关节轴承2的外圈21与所述前横梁3、后横梁5上的台阶孔活动配合,所述推力关节轴承2的内圈22与所述拉杆4螺纹配合,所述推力关节轴承2外侧设置有螺母1。
实际使用中,通过螺母1调节前横梁3、后横梁5的相对位置,使各连接件之间紧密接触;拉杆4与前横梁3、后横梁5之间的推力关节轴承2连接可以使拉杆4在小角度范围内自由转动,能实现两根拉杆之间的平行调节。
优选的,所述前横梁3和后横梁5均为空心梁,所述拉杆4为空心管,所述拉杆4的数量≥2。
实际使用中,所述前横梁3和后横梁5均为空心梁,所述拉杆4为空心管,空心结构代替实心结构,减少标定装置质量,方便移动安装。
优选的,所述测力传感器7与所述挠性件Ⅰ6、挠性件Ⅱ8均采用螺纹连接方式,三者之间为面对面配合。
实际使用中,所述挠性件Ⅰ6、挠性件Ⅱ8可以减小侧向力对标定过程的影响。
所述测力法兰9一端与所述挠性件Ⅱ8采用螺纹连接,且两者面对面配合,一端与所述承力墩10面对面配合,并用螺母备紧。所述标定法兰11一端与所述标准传感器13采用螺纹连接,且两者面对面配合,一端与所述承力墩10面对面配合,并用螺母备紧。所述加力油缸12与所述标准传感器13采用螺纹连接,且两者为面对面配合。
实际使用中,各组成部件采用面对面配合,保证了标定过程中加力油缸12加力的正向传递,使标准传感器13与测力传感器7同时受相同大小的力,使标定结果更正确。
实施例3
在实施例2的基础上,一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置的使用方法,具体步骤如下:
S1:推力原位标定测试机构的安装;
依次连接挠性件Ⅰ6、测力传感器7、挠性件Ⅱ8、测力法兰9、承力墩10、标定法兰11、加力油缸12以及标准传感器13;
S2:推力原位标定测试机构与测试台架连接;
将挠性件Ⅰ6与后横梁5采用挠性件接头15进行轴肩—止口定位连接,将加力油缸12与前横梁3采用球头连接;
S3:推力原位标定装置标定;
S31:通过螺母1调节前横梁3和后横梁5的相对位置,使推力原位标定测试机构各连接件之间紧密接触;
S32:调节拉杆4与前横梁3、后横梁5之间的推力关节轴承2,使拉杆4在小角度范围内自由转动,能实现两根拉杆之间的平行;
S33:通过加力油缸12加力,使标准传感器13与测力传感器7同时受力,并比较测力传感器7和标准传感器13的输出结果,并进行校准。
实施例4
采用某型号发动机16试验验证,如图4所示,承力架17与所述后横梁5采用销轴定位、并用螺纹连接,发动机16与所述承力架17采用螺纹连接;标定过程如下:
通过加力油缸12加力的方式,进程阶段,给标准传感器13依次加载0kN,30kN,60kN,90kN,120kN,150KN,回程阶段,给标准传感器13依次加载150KN,120kN,90kN,60kN,30kN,0kN,循环三次。记录工作传感器的输出,标定工作传感器系数,用最小二乘法对标准传感器13输入值、测力传感器7输出值进行线性拟合。对测力传感器7的两路输出分别用PXI-A系统,PXI-B系统对标定数据记录、计算如下表所示:其中L指非线性误差、H指滞后性误差、R指重复性误差、A指综合误差、a为零漂值,K为灵敏度。标准传感器型号为interface1132 450kN,测力传感器型号为GKCT15-1B 300kN
表1第一路输出原位推力校准表采集系统:PXI-A通道号:CH 1(SC1Mod1/ai1)增益:200倍
L=0.0647%,H=0.0596%,R=0.0196%,A=0.0851%,a=-0.0019V,K=51.4233kN/V标定精度为0.0851%,在国军标要求的0.5%以内。
表2第二路输出原位推力校准表采集系统:PXI-B通道号:CH 1(SC1Mod1/ai1)增益:200倍
L=0.0513%,H=0.0623%,R=0.0854%,A=0.1465%,a=-0.0009V,K=51.3367kN/V,标定精度为0.1465%,在国军标要求的0.5%以内。
从表1、表2测试结果可以看出,该试验标定装置效果理想,标定精度在0.15%以内,证明了该原位标定装置可以以用于固体火箭发动机地面高精度试验。
以上所述,仅为本发明较佳的具体实施方式,但本发明的保护范围并不局限于此,任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内,可轻易想到的变化或替换,都应涵盖在本发明的保护范围之内。
Claims (2)
1.一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置,包括测试台架和安装在所述测试台架上的推力原位标定测试机构,其特征在于:
所述测试台架包括前横梁(3)、后横梁(5)和多个拉杆(4),所述拉杆(4)分别与所述前横梁(3)、后横梁(5)两端采用推力关节轴承(2)连接,所述推力关节轴承(2)的外圈(21)与所述前横梁(3)、后横梁(5)上的台阶孔活动配合,所述推力关节轴承(2)的内圈(22)与所述拉杆(4)螺纹配合,所述推力关节轴承(2)外侧设置有螺母(1),所述前横梁(3)和后横梁(5)均为空心梁,所述拉杆(4)为空心管,所述拉杆(4)的数量≥2;
所述推力原位标定测试机构包括依次连接的挠性件Ⅰ(6)、测力传感器(7)、挠性件Ⅱ(8)、测力法兰(9)、承力墩(10)、标定法兰(11)、加力油缸(12)以及标准传感器(13);所述的挠性件Ⅰ(6)与后横梁(5)采用挠性件接头(15)进行轴肩—止口定位连接,所述的加力油缸(12)与前横梁(3)采用球头(14)连接,所述测力传感器(7)与所述挠性件Ⅰ(6)、挠性件Ⅱ(8)均采用螺纹连接方式,三者之间为面对面配合,所述测力法兰(9)一端与所述挠性件Ⅱ(8)采用螺纹连接,且两者面对面配合,一端与所述承力墩(10)面对面配合,并用螺母备紧,所述标定法兰(11)一端与所述标准传感器(13)采用螺纹连接,且两者面对面配合,一端与所述承力墩(10)面对面配合,并用螺母备紧,所述加力油缸(12)与所述标准传感器(13)采用螺纹连接,且两者为面对面配合。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机试车架推力原位标定装置的使用方法,其特征在于:包括以下步骤:
S1:推力原位标定测试机构的安装;
依次连接挠性件Ⅰ(6)、测力传感器(7)、挠性件Ⅱ(8)、测力法兰(9)、承力墩(10)、标定法兰(11)、加力油缸(12)以及标准传感器(13);
S2:推力原位标定测试机构与测试台架连接;
将挠性件Ⅰ(6)与后横梁(5)采用挠性件接头(15)进行轴肩—止口定位连接,将加力油缸(12)与前横梁(3)采用球头(14)连接;
S3:推力原位标定装置标定;
S31:通过螺母(1)调节前横梁(3)和后横梁(5)的相对位置,使推力原位标定测试机构各连接件之间紧密接触;
S32:调节拉杆(4)与前横梁(3)、后横梁(5)之间的推力关节轴承(2),使拉杆(4)在小角度范围内自由转动,能实现两根拉杆之间的平行;
S33:通过加力油缸(12)依次加力,使标准传感器(13)与测力传感器(7)同时受力,并比较测力传感器(7)和标准传感器(13)的输出结果,并进行校准。
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