CN113720611B - 运载火箭起飞推力模拟加载装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供的一种运载火箭起飞推力模拟加载装置，包括底部具有开口的机架和设置于机架的模拟加载单元。模拟加载单元包括设置于机架两端的调节机构、与调节机构连接的滑动机构、以及穿过机架开口设置用于拉动火箭发动机的施力机构。施力机构一端与滑动机构连接，另一端用于与火箭发动机连接。施力机构用于对火箭发动机施加作用力，调节机构用于调节滑动机构在机架中的位置，以调整施力机构对火箭发动机的施力角度。滑动机构处于零位时，施力机构对火箭发动机施加轴向推力加载；调节机构控制滑动机构处于零位以左时，施力机构对火箭发动机施加向左的切向摆动力；调节机构控制滑动机构处于零位以右时，施力机构对火箭发动机施加向右的切向摆动力。

Description

运载火箭起飞推力模拟加载装置

技术领域

本发明涉及模拟运载火箭起飞推力技术领域，特别是涉及一种运载火箭起飞推力模拟加载装置。

背景技术

在运载火箭的牵制缓释装置功能性和可靠性试验中，通常需要模拟运载火箭起飞时的推力。不仅要求施加的模拟推力载荷可以覆盖缓释过程中发动机推力变化曲线，同时要求适应火箭发动机的摆动角度和火箭起飞行程。尤其在多个发动机并联设置后，验证牵制缓释装置的系统功能性试验时，需要在发动机布局空间紧凑的情况下设计模拟推力加载装置。

因此，提供一种运载火箭起飞推力模拟加载装置是目前要解决的问题。

发明内容

为解决相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种运载火箭起飞推力模拟加载装置，将模拟加载单元依托于机架设置后与火箭发动机连接，通过简单灵活的调整模拟加载单元，带动火箭发动机实现轴向力加载及切向来回摆动。还具有架构组成精简、布局紧凑、调整灵活、并联拓展等优点。相对于现有技术，本发明大幅降低了制造成本，且推力模拟加载效果更加符合试验要求。

本发明提供的一种运载火箭起飞推力模拟加载装置，包括底部具有开口的机架和设置于所述机架的模拟加载单元。所述模拟加载单元包括设置于所述机架两端的调节机构、与所述调节机构连接的滑动机构，以及穿过所述机架开口设置用于拉动火箭发动机的施力机构。所述施力机构一端与所述滑动机构连接，另一端用于与火箭发动机连接。所述施力机构用于对火箭发动机施加作用力，所述调节机构用于调节所述滑动机构在所述机架中的位置，以调整所述施力机构对火箭发动机的施力角度。

具体地，当所述滑动机构处于零位时，所述施力机构对火箭发动机施加轴向推力载荷；利用所述调节机构控制所述滑动机构处于零位以左时，所述施力机构对火箭发动机施加轴向及向左的切向摆动力；利用所述调节机构控制所述滑动机构处于零位以右时，所述施力机构对火箭发动机施加轴向及向右的切向载荷。

在一个实施例中，所述调节机构包括与设置于机架两端的第一作动器和第二作动器，所述滑动机构设置于所述第一作动器和所述第二作动器之间。所述第一作动器用于调整所述施力机构使其保持拉直施力，所述第二作动器用于控制所述滑动机构的移动。

在一个实施例中，所述滑动机构包括设置于所述第一作动器与所述第二作动器之间的滑轨、靠近所述第二作动器设置于所述滑轨的动滑轮、以及靠近所述第一作动器依次设置于所述滑轨的滑动支座和驱动件。所述驱动件一端与所述滑动支座固定连接，另一端与绕过所述动滑轮的所述施力机构连接。所述驱动件用于模拟火箭发动机推力，并通过所述施力机构作用于火箭发动机。所述第一作动器控制所述滑动支座在所述滑轨上移动，以保持所述施力机构对火箭发动机拉直施力，所述第二作动器控制所述动滑轮在所述滑轨上移动，顺势拉动所述施力机构，以模拟火箭发动机的摆动角度。

在一个实施例中，所述驱动件上设有用于采集其模拟的火箭发动机推力数值的力传感器。

在一个实施例中，所述滑动支座设有用于测量滑动支座位移的第一位移传感器，所述动滑轮设有用于测量动滑轮位移的第二位移传感器，所述火箭发动机设有用于测量火箭发动机起飞距离的第三位移传感器。根据所述第一位移传感器测得的移动位移、所述第二位移传感器测得的移动位移和所述第三位移传感器测得的轴向位移，计算并控制火箭发动机的摆动角度。

在一个实施例中，本发明的推力模拟加载装置还包括设置于所述机架两端的第一固定支座和第二固定支座。所述第一作动器通过所述第一固定座设置于所述机架，所述第二作动器通过所述第二固定座设置于所述机架。

在一个实施例中，所述第一固定支座、所述第一作动器、所述滑动支座和所述驱动件通过销轴依次连接。所述动滑轮、所述第二作动器和所述第二固定支座通过销轴依次连接。

在一个实施例中，所述施力机构包括绕过所述动滑轮后与所述驱动件连接的牵引绳、以及与所述牵引绳另一端连接的吊钩。所述吊钩用于与火箭发动机连接。

在一个实施例中，所述驱动件与所述第二作动器串联设置于同一条轴线上，以避免移动过程中产生附加力矩。

在上述任意一个实施例中，所述机架可以根据设置于火箭尾端的发动机数量和位置对应设置，与发动机数量相同的所述模拟加载单元依次对应地设置于所述机架，保证设置于火箭的所有发动机的推力模拟加载可以同时进行。

本发明提出的一种运载火箭起飞推力模拟加载装置，不仅可以实现火箭发动机的轴向起飞推力模拟加载，还可以模拟火箭发动机切向的来回摆动和火箭起飞行程。本发明提出的模拟运载火箭起飞推力的加载装置还具有结构精简、拆装便捷、易更换，操作简单以及可靠性高等优点，在火箭发动机布局变化的情况下还可以灵活调整、并联拓展，显著增加了本发明的推力模拟加载装置的应用范围，使其能够适应设置了不同数量发动机的运载火箭。

在阅读具体实施方式并且在查看附图之后，本领域的技术人员将认识到另外的特征和优点。

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是本发明实施例的火箭发动机单机推力模拟加载装置的结构示意图。

图2是本发明实施例的模拟加载单元的结构示意图。

图3是本发明实施例的模拟加载单元的动滑轮处于零位时的结构示意图。

图4是本发明实施例的模拟加载单元的动滑轮处于零位以左时的结构示意图。

图5是本发明实施例的模拟加载单元的动滑轮处于零位以右时的结构示意图。

图6是本发明实施例的模拟加载单元的串联结构示意图。

图7是本发明实施例的模拟加载单元的并联结构示意图。

图8是本发明实施例的四组机架及模拟加载单元组合设置的结构示意图。

图9是6个发动机设置于火箭尾端的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。

参见图1，本发明提供的一种运载火箭起飞推力模拟加载装置包括：底部具有开口的机架1和设置于机架1的模拟加载单元2。模拟加载单元2包括设置于机架1两端的调节机构21、与调节机构21连接的滑动机构22，以及穿过机架1开口设置用于拉动火箭发动机的施力机构23。施力机构23一端与滑动机构22连接，另一端用于与火箭发动机的受力位置连接。施力机构23用于对火箭发动机施加作用力，调节机构21用于调节滑动机构22在机架1中的位置，调整施力机构23对火箭发动机施加作用力的角度，以实现模拟缓释过程中发动机的摆动角度，间接的拉动火箭尾端起飞。

具体地，当滑动机构22处于零位时(图3的位置)，施力机构23在发动机的轴向方向上对火箭发动机施加轴向推力载荷，并模拟火箭尾端起飞。当利用调节机构21控制滑动机构22处于零位以左时(图4的位置)，施力机构23在与发动机轴向偏左θ的方向上对发动机施加轴向及向左的切向载荷，以模拟发动机第一方向的切向摆角θ。当利用调节机构21控制滑动机构22处于零位以右时(图5的位置)，施力机构23在与发动机轴向偏右θ的方向上对发动机施加轴向及向右的切向载荷，以模拟发动机第二方向的切向摆角θ。

其中，火箭发动机可以安装于安装座，使安装座为发动机的受力位置。施力机构23穿过机架1开孔后的一端与发动机的安装座连接。可以通过施力机构对发动机的安装座施力，进而带动发动机进行轴向推力加载及切向的来回摆动。

本发明的运载火箭起飞推力模拟加载装置，利用调节机构控制滑动机构在机架内的位置移动模拟发动机摆动角度，同时利用调节机构控制施力机构被拉直后拉动火箭发动机安装座，进而实现对发动机进行推力模拟加载。利用本发明的加载装置进行发动机推力模拟时，可以覆盖缓释过程中发动机轴向推力的变化范围，同时也可以验证调节发动机初始安装角度、发动机喷管摆角和火箭缓释过程中的起飞行程。

在上述实施例中，机架的开口可以设置于机架朝向发动机的一侧。

参见图2，在一个实施例中，调节机构包括与设置于机架两端的第一作动器211和第二作动器212，滑动机构22设置于第一作动器211和第二作动器212之间。第二作动器212用于控制滑动机构22在机架内滑动，进而实现模拟发动机的摆动角度。第一作动器211用于调整施力机构23的状态，使其保持对火箭发动机拉直施力。

本发明的运载火箭起飞推力模拟加载装置，具有布局紧凑、功能实现简单、调控灵活等优点。可以利用第一作动器实时调控施力机构的状态，使其对火箭发动机安装座保持拉直施力，将模拟推力载荷施加至火箭发动机。通过第二作动器调控滑动机构使其在机架内滑动，以改变滑动机构相对于火箭发动机的位置和角度，进而可以模拟火箭发动机摆角，使火箭牵制释放装置的功能、性能和可靠性得到验证。

继续参见图2，在一个实施例中，滑动机构包括设置于第一作动器211与第二作动器212之间的滑轨221、靠近第二作动器212设置于滑轨221的动滑轮222、以及靠近第一作动器211依次设置于滑轨221的滑动支座223和驱动件224。驱动件224一端与滑动支座223固定连接，另一端与绕过动滑轮222的施力机构23连接。驱动件224用于模拟火箭发动机推力拉拽施力机构23，并通过施力机构23作用于火箭发动机安装座，使火箭发动机受到模拟推力载荷。具体地，通过利用第二作动器212控制动滑轮22沿滑轨221移动到相应位置后，同时利用驱动件224控制施力机构23拉动火箭发动机安装座，可以实现在不同角度对发动机施加推力模拟载荷，进而使火箭发动机实现相应地切向摆动。同时，利用第一作动器211控制滑动支座223并带动驱动件224一同沿滑轨221移动，使施力机构23保持拉直状态，进而保证在模拟推力加载过程中可以时刻拉紧火箭发动机，同时也可以间接的利用施力机构拉动火箭尾端起飞。

本发明的运载火箭起飞推力模拟加载装置，通过驱动件模拟火箭发动机推力，利用绕过动滑轮的施力机构作用于发动机。其中动滑轮的位置决定了施力机构对火箭发动机的施力角度，因此，利用第二作动器控制动滑轮沿着导轨移动，可以模拟发动机的切向来回摆动角度。

为了减小动滑轮以及滑动支座与导轨之间的摩擦力，可以对导轨中设计的滑动支座移动副和动滑轮移动副做润滑处理，如定期涂抹润滑剂。

参见图3，在上述实施例中，鉴于驱动件用于模拟火箭发动机推力，驱动件224上设有用于采集其模拟的火箭发动机推力数值的力传感器2241，以便于知悉并控制对火箭发动机施加的推力模拟载荷。

进一步地，滑动支座223设有第一位移传感器2231，动滑轮222设有第二位移传感器2221，发动机固定座3设有第三位移传感器31。具体地，发动机装配于发动机安装座4后，并连接发动机3和施力机构23。其中，第三位移传感器31设置于初始高度为L的位置。利用驱动件224拉动施力机构23，使发动机安装座3带动发动机在轴向上产生位移变化，利用第三位移传感器31测量其相对于初始高度L移动的距离，并通过力传感器2241采集驱动件224模拟的火箭发动机推力数值。同时，通过第二作动器212控制动滑轮222沿滑轨移动，并利用第二位移传感器2221测量其移动的距离。利用第一作动器211控制滑动支座223沿滑轨移动，并利用第一位移传感器2231测量其移动的距离。根据第一位移传感器2231测得的数据、第二位移传感器2221测得的数据和第三位移传感器31测得的数据，可以计算并控制火箭发动机的摆动角度。

本发明的运载火箭起飞推力模拟加载装置，通过在动滑轮、滑动支座和发动机上设置位移传感器，在模拟火箭起飞推力加载过程中，可以监测发生位移变化的部件的实际移动距离，将每个移动部件的位移变化整合后计算分析，可以知道发动机的实际变动角度，也可以反向调控各个部件的位移变化，进而调控发动机的摆动角度。本发明的模拟推力加载装置具有结构组成简易、调整灵活、操作简单可靠等优点，显著降低了火箭牵制缓释机构试验中加载推力设计的难度。

参见图2，在一个实施例中，本发明的运载火箭起飞推力模拟加载装置还包括：设置于机架两端的第一固定支座241和第二固定支座242。第一作动器211通过第一固定支座241设置于机架，第二作动器212通过第二固定支座242设置于机架。其中，第一固定支座241、第一作动器211、滑动支座223和驱动件224通过销轴依次连接，动滑轮222、第二作动器212和第二固定支座242通过销轴依次连接。

具体地，第一固定支座利用第一销轴与第一作动器连接，第一作动器利用第二销轴与滑动支座连接，滑动支座利用第三销轴与驱动件连接，驱动件还与绕过动滑轮的施力机构连接。动滑轮远离驱动件的一端利用第四销轴与第二作动器连接，第二作动器利用第五销轴与第二固定支座连接。

本发明的运载火箭起飞推力模拟加载装置，采用销轴组装连接，安装、拆卸方便、便于维护和换件。利用第一固定支座和第二固定支座将各个零部件设置于机架，优化了组装方式和整体结构，简化了各个零部件的对接方式，使整体结构更可靠稳定。

参见图6，在一个实施例中，施力机构包括绕过动滑轮与驱动件连接的牵引绳231、以及与牵引绳231连接的吊钩232。吊钩232用于拉动发动机安装座，进而实现对发动机的模拟推力载荷和摆动角度。具体地，牵引绳一端绕过动滑轮与驱动件连接，另一端穿过机架的开口后与吊钩连接。第一作动器控制滑动支座沿滑轨移动，保持牵引绳一直处于拉直状态，并间接通过吊钩施力拉动发动机安装座使发动机受到相应地加载力。

本发明的运载火箭起飞推力模拟加载装置，利用牵引绳和吊钩实现加载装置与发动机安装座的连接，利用牵引绳的变形适应动滑轮的结构特点后与驱动件连接，同时实现了发动机的轴向加载和切向来回摆动。

参见图6，在一个实施例中，如果实际的设计空间有限，可以取消滑动支座的设计，直接将第一作动器211与驱动件224串联设置于同一条轴线上。

或者，参见图7，可以使第一作动器211与驱动件224平行设置。具体地，设置两条平行的滑轨，与第一固定支座241连接的第一作动器211设置于第二滑轨，驱动件224及动滑轮222串联设置于第一滑轨，驱动件224通过转接件25与第一作动器211连接后平行设置于同一平面。当第一作动器211驱动转接件25一端沿第二滑轨向远离第一作动器211的方向运动时，转接件25的另一端会带动驱动件224沿第一滑轨向远离动滑轮222的方向移动。

本发明的运载火箭起飞推力模拟加载装置，在设计空间狭小的情况下，可以根据实际安装情况调整设计布局，使整体结构布局更优化，节省了布局空间，以满足多个发动机并联情况下的同步试验需求。

继续参见图6，在上述实施例中，驱动件224与第二作动器212串联设置于同一条轴线上，以避免移动过程中产生附加力矩，使整个装置运行顺畅。

在上述任意一个实施例中，本发明的运载火箭起飞推力模拟加载装置，可以根据设置于火箭的发动机数量和位置，对应设置机架及模拟加载单元。其中，与发动机数量相同的模拟加载单元依次对应地设置于机架，保证设置于火箭的所有发动机的推力模拟加载可以同时进行。

例如，参见图8，火箭发动机具有四台，分别间隔90度设置于火箭尾端的发动机安装座。相应地，本发明的运载火箭起飞推力模拟加载装置包括：周向间隔90度设置的四个机架1，以及设置于每个机架1内的模拟加载单元2。每个模拟加载单元包括设置于相应支架的第一作动器、滑动支座、驱动件、动滑轮、导轨、牵引绳及吊钩。四组吊钩分别与对应的发动机安装座连接，并同时模拟发动机的轴向推力加载或切向来回摆动。

本发明的模拟运载火箭起飞推力的加载装置，采用模块化设计，结构简单，布局紧凑，且在发动机并联方案变化、设计空间狭小的情况下，可以根据实际情况调整设计以满足试验需求。可以同时实现火箭牵制缓释装置单机及系统的功能性和可靠性试验。

例如，参见图9，发动机具有6台，并相应设置六台发动机安装座4，分别间隔60度设置于火箭尾端。相应地，支架及模拟加载单元对应六台发动机设置6组。

在上述实施例中，第一作动器和第二作动器可以是电动缸或者其他类似的驱动元件。驱动件也可以是电动缸或者液压缸等类似的驱动元件。

以上实施例可以彼此组合，且具有相应技术效果。

本发明提出的运载火箭起飞推力模拟加载装置，结构精简、拆装便捷、易更换，操作简单且具有良好的可靠性，在火箭发动机布局变化的情况下还可以灵活调整、并联拓展。对火箭发动机施加的模拟载荷可以覆盖火箭缓释过程中发动机推力变化，同时还可以模拟火箭发动机的切向摆角和火箭起飞行程。

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 (10)

1.一种运载火箭起飞推力模拟加载装置，其特征在于，包括：底部具有开口的机架和设置于所述机架的模拟加载单元；

所述模拟加载单元包括设置于所述机架两端的调节机构、与所述调节机构连接的滑动机构、以及穿过所述机架开口设置用于拉动火箭发动机的施力机构；所述施力机构一端与所述滑动机构连接，另一端用于与火箭发动机连接；所述施力机构用于对火箭发动机施加作用力，所述调节机构用于调节所述滑动机构在所述机架中的位置，以调整所述施力机构对火箭发动机的施力角度；

所述滑动机构处于零位时，所述施力机构对火箭发动机施加轴向推力载荷；

所述调节机构控制所述滑动机构处于零位以左时，所述施力机构对火箭发动机施加轴向及向左的切向载荷；

所述调节机构控制所述滑动机构处于零位以右时，所述施力机构对火箭发动机施加轴向及向右的切向载荷。

2.根据权利要求1所述的推力模拟加载装置，其特征在于，所述调节机构包括设置于机架两端的第一作动器和第二作动器；所述滑动机构设置于所述第一作动器和所述第二作动器之间；

所述第一作动器用于调整所述施力机构使其保持拉直施力；所述第二作动器用于控制所述滑动机构的移动。

3.根据权利要求2所述的推力模拟加载装置，其特征在于，所述滑动机构包括设置于所述第一作动器与所述第二作动器之间的滑轨、靠近所述第二作动器设置于所述滑轨的动滑轮、以及靠近所述第一作动器依次设置于所述滑轨的滑动支座和驱动件；所述驱动件一端与所述滑动支座固定连接，另一端与绕过所述动滑轮的所述施力机构连接；所述驱动件用于模拟火箭发动机推力，并通过所述施力机构作用于火箭发动机；

所述第一作动器控制所述滑动支座在所述滑轨上移动，以保持所述施力机构对火箭发动机拉直施力；所述第二作动器控制所述动滑轮在所述滑轨上移动，拉动所述施力机构，以模拟火箭发动机的摆动角度。

4.根据权利要求3所述的推力模拟加载装置，其特征在于，所述驱动件上设有用于采集其模拟的火箭发动机推力数值的力传感器。

5.根据权利要求4所述的推力模拟加载装置，其特征在于，所述滑动支座设有第一位移传感器，所述动滑轮设有第二位移传感器，所述火箭发动机设有第三位移传感器；根据所述第一位移传感器测得的移动位移、所述第二位移传感器测得的移动位移和所述第三位移传感器测得的轴向位移，计算并控制火箭发动机的摆动角度。

6.根据权利要求3所述的推力模拟加载装置，其特征在于，还包括设置于所述机架两端的第一固定支座和第二固定支座；所述第一作动器通过所述第一固定支座设置于所述机架，所述第二作动器通过所述第二固定支座设置于所述机架。

7.根据权利要求6所述的推力模拟加载装置，其特征在于，所述第一固定支座、所述第一作动器、所述滑动支座和所述驱动件通过销轴依次连接；所述动滑轮、所述第二作动器和所述第二固定支座通过销轴依次连接。

8.根据权利要求7所述的推力模拟加载装置，其特征在于，所述施力机构包括绕过所述动滑轮后与所述驱动件连接的牵引绳、以及与所述牵引绳另一端连接的吊钩；所述吊钩用于与火箭发动机连接。

9.根据权利要求5所述的推力模拟加载装置，其特征在于，所述驱动件与所述第二作动器串联设置于同一条轴线上，以避免移动过程中产生附加力矩。

10.根据权利要求1至9任一项所述的推力模拟加载装置，其特征在于，所述机架根据设置于火箭尾端的发动机数量和位置对应设置，与发动机数量相同的所述模拟加载单元依次对应地设置于所述机架，保证多个火箭发动机的推力模拟加载同时进行。

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