CN112610364A - 一种固体火箭发动机弹性弱约束试验架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及固体火箭发动机测试试验，具体涉及一种固体火箭发动机弹性弱约束试验架。包括地面导轨、定架、动架、试验发动机及调整装置。所述地面导轨地面导轨固定在混凝土基座上，地面导轨通过定架的底架连接，进而固定底架；定架的支架平板与调整装置的连接底板连接，调整装置的滑动板轴承支撑试验发动机，限位框对试验发动机进行限位。动架的连接盘连接试验发动机，通过装置中安置的传感器对试验发动机进行测试。本发明约束之间互扰小，测量精确度提高；在约束的作用下，台架具有较高的固有频率，保证了发动机在工作过程中的动态特性稳定。

Description

一种固体火箭发动机弹性弱约束试验架

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机测试试验，具体涉及一种固体火箭发动机弹性弱约束试验架。

背景技术

发动机在随导弹飞行过程中处于于无约束或弱约束环境下，近似于一个弹性体，而常规地面试车过程中，发动机在试验架强约束作用下，头部和尾部使用固定连接装置进行紧固限位，使发动机更近似于刚性，这使得外界激励作难以通过发动机壳体与内部燃烧流动产生耦合效应，因此，在飞行过程中发生的一些现象，如燃烧过程的压力振荡、壳体强度失稳等，难以在地面试车出现。这导致一些潜在问题难以在发动机研制试验中暴露，为后续飞行试验和使用带来隐患，也不利于发动机设计改进。发动机飞行过程中外界振动和冲击载荷对发动机结构和内部燃烧流动会产生影响，进一步引发结构和燃气流场之间的耦合效应，这种效应一旦放大，会产生燃烧室压力振荡和壳体强度降低。前者可能近一步导致弹体共振，制导系统失灵；后者则会导致壳体破坏，导弹工作实效。上述问题在目前的地面试车过程中难以进行预示，期中很重要的一个原因是，传统的地面试验架会对发动机头部和尾部进行紧固限位，使得发动机在点火试验过程中处于刚性状态，发动机自身所处的力学环境与飞行状态差异较大。这就使得飞行过程中出现的问题在地面试验中无法模拟。从而，使地面试验难以有效的对发动机飞行过程中可能出现的问题进行预估和复现，不利于发动机设计改进和可靠性评估。这也是目前固体火箭发动机试验中的一个典型的天地不一致问题，急需解决。

目前，与本发明相似的试验装置为固体火箭发动机振动试验架，试验台可以在发动机不点火条件下，对发动机施加轴向、侧向振动激励。试验台有动架和定价组成。动架可以对发动机进行轴向和径向弹性约束，约束方式是通过弹性元件与发动机相应部位进行连接，弹性元件能够在一定范围内在力的作用下产生弹性变形，从而为发动机提供一定的移动和变形空间。定架一端与定架进行连接，另一端与振动激励装置连接，振动激励装置产生的激振力可以通过定架传递给动架，并进一步通过弹性元件作用于发动机。

现有技术结构可靠性相对较低，无法承受发动机试车过程中产生的振动力和冲击力，不能用于点火试车中；传统的试车台采用挠性杆作为动架约束，使得试验架-发动机整体的响应能力降低，从而是激励量值发生失真。如外界激励为700Hz，通过试验架传递到发动机可能只有200Hz，这将大大削弱发动机内部的耦合效应。因此无法达成预定的试验目标；加工误差、安装误差和动架约束受力时产生的微小变形会引起动架约束之间的相互干扰，产生附加力输出和一定的弹阻力。

发明内容

本发明要解决的技术问题

本发明提供一种固体火箭发动机弹性弱约束试验架，以使试验发动机具有小自由度移动空间，从更加近似的模拟发动机飞行试验无约束状态，使得外界的激励更加容易通过发动机壳体向内部传递并产生耦合效应，满足用于发动机试验天地一致性评估要求。

采用的技术方案

一种固体火箭发动机弹性弱约束试验架，包括：定架1、动架2、调整装置3、试验发动机4及地面导轨5，

所述定架1包括底架11、横梁12、立柱13及支架平板14，底架11通过锁紧螺栓固定在地面导轨5上，横梁12通过螺栓固定在底架11上，立柱13底部置于横梁12上，立柱13顶部放置支撑平板14；

所述动架2包括顶板21、弹簧限程环22、变频弹簧23、动态推力传感器24、导向环25、压块26、顶柱27、连接盘28、压力传感器29及间隙调节环210，连接盘28与试验发动机4通过螺栓连接，压力传感器29通过连接盘28上通孔至发动机测压孔，顶柱27一端与连接盘中心螺纹孔相连，另一端通过外螺纹与间隙调节环210相连且端部与压块26接触，导向环25套在间隙调节环210上，并与变频弹簧23相连，变频弹簧23另一端通过外螺纹与顶板21连接，弹簧限程环22套在顶板21上，控制变频弹簧的限位，压块与变频弹簧之间装入动态推力传感器24；

所述调整装置3包括连接底板31、法兰盘32、活动升降盘33、轴承销钉34、活动板托盘35、滑动板36、静态力校准用支架37、顶压板38、轴承39、钢球310及升降螺纹柱311，连接底板31与支架平板14通过螺栓连接，法兰盘32通过螺栓固定在连接底板31上，升降螺纹柱311通过螺纹旋入法兰盘32中心孔，顶部安装钢球310，活动升降盘33通过法兰盘32上方外侧的螺纹与之连接，活动板托盘35座于活动升降盘33中，轴承39通过轴承销钉34装配到活动板托盘35的下方两侧，滑动板36置于活动板托盘35上方的方孔，轴承39与轴承销钉34装配到滑动板上方孔，待测发动机4置于两个滑动板轴承39之间，使发动机仅于轴承接触，不与滑动板及活动板托盘接触，静态力校准用支架37和顶压板38共同构成限位框，用于对上下和侧向移动进行限位，限位框与定架通过螺栓进行连接。

进一步地，所述间隙调节环210为楔形结构，发动机试车过程中对发动机的移动进行调节限位。

进一步地，所述动架2的顶板21通过螺栓直接与激励装置连接。

进一步地，所述调整装置3中静态力校准用支架37连接力传感器支架，测量发动机动力偏心力、力矩和横向激振时测动态力响应。

进一步地，所述调整装置3中顶压板38的螺纹孔连接力传感器，测量发动机侧向轴垂直振动时测响应力值和垂直激振的响应力值。

有益效果

本发明为地面点火试车发动机提供一个具有弱约束、小自由度移动空间的弹性试验环境，约束之间互扰小，测量精确度提高；在约束的作用下，台架具有较高的固有频率，保证了发动机在工作过程中的动态特性稳定；可以调节三个位移自由度，操作性好，台架易对中、安装和拆卸；装置各个部件之间通过隙调节环和导向环实现精确精确定位和可靠限位，保证了发动机在工作过程中的位置精度和安全可靠性。

附图说明

图1：固体火箭发动机弹性弱约束试验架组件示意图；

图2：定架结构示意图；

图3：动架结构组成示意图；

图4：调节装置结构示意图；

其中：1. 定架，2. 动架，3. 调整装置，4.试验发动机，5.地面导轨，11，底架，12.横梁，13.立柱，14.支架平板，21.顶板，22.弹簧限程环，23.变频弹簧，24.动态推力传感器，25.导向环，26.压块，27.顶柱，28.连接盘，29.压力传感器， 210.间隙调节环，31.连接底板，32.法兰盘，33.活动升降盘，34.轴承销钉，35.活动板托盘，36.滑动板，37.静态力校准用支架，38.顶压板，39.轴承，310.钢球， 311.升降螺纹柱。

具体实施方式

结合附图及具体实施例对本发明进一步说明：

本发明整体装置由地面导轨、定架、动架、试验发动机、调整装置组成，如图1所示。

为满足测试精度的要求，需要对试验台进行特别设计。包括合理确定原则、试验台结构设计、试验台安装调试方法等。试验台的设计准则有：

台架具有较高的固有频率，保证发动机在工作过程中的动态特性稳定；动架约束之间的干扰较小；保证发动机在安装和工作过程中的安全可靠性；发动机在侧向和轴向具有小位移移动空间。

定架装置由底架、横梁、立柱、支架平板、紧锁螺栓、方形垫片、紧固螺栓等组成，如图2所示。定架是试验台的承力构件，承受主推力、各侧向力以及动架、发动机的质量。整个定架部分材料选择65#钢，刚度大、变形小。

其中，地面导轨固定在混凝土基座上，地面导轨与底架通过锁紧螺栓固连。横梁与底架之间通过方形垫片和紧固螺栓相连，横梁上方与立柱之间通过长螺栓相连，立柱与支架平板通过长螺栓相连。定架的设计除了要保证强度外，更主要的是要保证有足够的刚度。因为定架立柱的刚度与试验台的固有频率密切相关，为了避免试验台在固体火箭发动机工作时发生共振，必须使台架的固有频率大大高于激振力的频率。

动架装置由顶板、弹簧限程环、变频弹簧、动态推力传感器、导向环、压块、间隙调节环、顶柱、连结盘、紧固螺母等组成，如图3所示。

动架的连接方式为：

由连接盘与被试固体火箭发动机通过螺栓相连，连接盘上设置有两个通孔，用于将压力传感器从其中伸入并拧入发动机测压孔中；顶柱与连接盘中心螺纹孔相连，顶柱另一端通过外螺纹与间隙调节环相连，同时，顶柱头部与压块接触；导向环套在间隙调节环上，并通过外螺纹与变频弹簧相连；变频弹簧通过外螺纹与顶板相连，顶板与推力墙通过螺栓相连，在需要施加外部振动或冲击激励时，也可以将顶板与激励装置进行连接，变频弹簧的限位是通过套在顶板内部的弹簧限程环实现；压块与变频弹簧之间装入动态推力传感器，紧固螺母可将压块和动态推力传感器紧固。

动架的核心部件为变频弹簧和间隙调节环。传统的地面试车过程中，发动机产生的力通过传力杆直接传递给推力传感器，而实际飞行过程中，发动机产生的力是通过弹体级间连接装置进行传导，变频弹簧的作用是模拟弹体级间连接装置的弹性变形，从而更加真实的模拟发动机推力的传递过程。

在发动机试车过程中，由于推力偏斜的存在，如果不进行一定的限位，可能导致发动机脱离束缚，产生安全事故。间隙调节环是一个楔形结构，其作用是在发动机试车过程中对发动机的移动进行调节限位，从而保证发动机大位移的窜动，避免发动机脱离试验架飞出。

动架转接法兰盘固定在发动机外壳，因此试验台的精度不会因频繁更换发动机而发生变化，能够保持较高的精度稳定性。同时可缩短试验时更换固体火箭发动机的固定装夹时间。

调节装置由连接底板、法兰盘、活动升降盘、轴承销钉、活动板托盘、滑动板、静态力校准用支架、顶压板、轴承、钢球、升降螺纹柱组成，如图4所示。

调节装置内部结构装配连接过程，

首先将动架装置的连接底板与定架装置的支架平板通过螺栓固定连接，将法兰盘与连接底板通过螺栓固定连接；将升降螺纹柱通过螺纹旋入法兰盘中心孔内，并在上方留有一定高度，用于安装钢球，可以带动其上方的装置移动，从而达到发动机整体上下升降调节的目的。然后将转动升降盘通过法兰盘上方外侧的螺纹与之连接。将轴承与轴承销钉装配到活动板托盘的下方两侧中；将活动板托盘座于转动升降盘中，通过调节升降螺纹柱使钢球上下移动，至钢球与活动板托盘刚好接触，此时活动板托盘下方同时与钢球、下方2个轴承接触，并且不发生左右晃动。将轴承与轴承销钉装配到滑动板上方孔内，该轴承起到支撑发动机的作用，并可使发动机实现轴向小位移移动，移动距离约1mm；将滑动板座于活动板托盘上方的方孔中。将两套调节装置安装完成之后，将发动机置于两个轴承之间，使发动机仅于轴承接触，不与滑动板及活动板托盘接触。

调整装置共有两套，分别位于定架装置两个支架平板上方，用于支撑发动机的两端，并可以调节发动机x、y、z轴位移。调节装置安装在定架上，考虑到整体结构需要由三个位移自由度的调节设计了该调整装置。它们的调整方法是：

水平沿着发动机轴线方向通过轴承的转动进行调节；垂直方向的调整是通过升降螺纹柱的转动带动钢球上下移动来进行的；水平垂直于发动机轴线方向可通过轴承的转动进行调节。

将顶压板的两侧分别装配一个静态力校准用立架，通过螺栓固定相连接，调节左右距离，使顶压板上方圆孔中心与发动机中轴线对齐；再将静态力校准用立架通过螺栓固定到动架装置的连接底板上，当距离不够时可加垫块。

考虑到整体结构需要由三个位移自由度的调节设计了该调整装置。它们的调整方法是：

沿着发动机轴线方向通过轴向轴承的转动进行调节；

沿垂直方向通过升降螺纹柱的转动带动钢球上下移动来进行调节；

沿发动机轴两侧方向可通过侧向轴承的转动进行调节。

为满足测试精度的要求，需要对试验台进行特别设计。包括合理确定原则、试验台结构设计、试验台安装调试方法等。试验台的设计准则有：

台架具有较高的固有频率，保证发动机在工作过程中的动态特性稳定；

动架约束之间的干扰较小；

保证发动机在安装和工作过程中的安全可靠性；

转接法兰分布有24×Φ6.5的沉头螺孔，用于与发动机法兰相连接；24×Φ12.5的光孔，用于与动架中连结盘相连。

Claims (6)

1.一种固体火箭发动机弹性弱约束试验架，其特征在于，包括：定架（1）、动架（2）、调整装置（3）、试验发动机（4）及地面导轨（5），

所述定架（1）包括底架（11）、横梁（12）、立柱（13）及支架平板（14），底架（11）通过锁紧螺栓固定在地面导轨（5）上，横梁（12）通过螺栓固定在底架（11）上，立柱（13）底部置于横梁（12）上，立柱（13）顶部放置支撑平板（14）；

所述动架（2）包括顶板（21）、弹簧限程环（22）、变频弹簧（23）、动态推力传感器（24）、导向环（25）、压块（26）、顶柱（27）、连接盘（28）、压力传感器（29）及间隙调节环（210），连接盘（28）与试验发动机（4）通过螺栓连接，压力传感器（29）通过连接盘（28）上通孔至发动机测压孔，顶柱（27）一端与连接盘中心螺纹孔相连，另一端通过外螺纹与间隙调节环（210）相连且端部与压块（26）接触，导向环（25）套在间隙调节环（210）上，并与变频弹簧（23）相连，变频弹簧（23）另一端通过外螺纹与顶板（21）连接，弹簧限程环（22）套在顶板（21）上，控制变频弹簧的限位，压块与变频弹簧之间装入动态推力传感器（24）；

所述调整装置（3）包括连接底板（31） 、法兰盘（32）、活动升降盘（33）、轴承销钉（34）、活动板托盘（35） 、滑动板（36） 、静态力校准用支架（37）、顶压板（38）、轴承（39）、钢球（310）及升降螺纹柱（311），连接底板（31）与支架平板（14）通过螺栓连接，法兰盘（32）通过螺栓固定在连接底板（31）上，升降螺纹柱（311）通过螺纹旋入法兰盘（32）中心孔，顶部安装钢球（310），活动升降盘（33）通过法兰盘（32）上方外侧的螺纹与之连接，活动板托盘（35）座于活动升降盘（33）中，轴承（39）通过轴承销钉（34）装配到活动板托盘（35）的下方两侧，滑动板（36）置于活动板托盘（35）上方的方孔，轴承（39）与轴承销钉（34）装配到滑动板上方孔，待测发动机（4）置于两个滑动板轴承（39）之间，使发动机仅于轴承接触，不与滑动板及活动板托盘接触，静态力校准用支架（37）和顶压板（38）共同构成限位框，用于对上下和侧向移动进行限位，限位框与定架通过螺栓进行连接。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机弹性弱约束试验架，其特征在于：所述间隙调节环（210）为楔形结构，发动机试车过程中对发动机的移动进行调节限位。

3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机弹性弱约束试验架，其特征在于：所述动架（2）的顶板（21）通过螺栓直接与激励装置连接。

4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机弹性弱约束试验架，其特征在于：所述调整装置（3）中静态力校准用支架（37）连接力传感器支架，测量发动机动力偏心力、力矩和横向激振时测动态力响应。

5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机弹性弱约束试验架，其特征在于：所述调整装置（3）中顶压板（38）的螺纹孔连接力传感器，测量发动机侧向轴垂直振动时测响应力值和垂直激振的响应力值。

6.根据权利要求1所所述的固体火箭发动机弹性弱约束试验架，其特征在于：所述定架材料选择65#钢。

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