CN114184386B - 一种球形固体火箭发动机测试装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种球形固体火箭发动机测试装置，包括承力架、测力组件、前连接筒部件、后连接筒部件、高精度试验架和支撑车；承力架用于支撑测力组件；球形固体火箭发动机通过前连接筒部件和后连接筒部件进行安装固定后放置在高精度试验架上，支撑车用于支撑高精度试验架；安装好后，测力组件的测力点正对球形固体火箭发动机的中心，球形固体火箭发动机的推力轴线呈水平方向。本发明解决了球形单裙发动机试验的难题，该试验装置利用筒形的外形，为发动机的支撑和固定提供了方便。利用卡扣式的结构完成了前后连接筒部件的对接和推力的传递，并完成了承受发动机喷管摆动带来的侧向力。利用调整前后连接筒的内部结构完成了整体质心的调整。

Description

一种球形固体火箭发动机测试装置
技术领域
本发明属于固体火箭发动机常规地面点火试验技术领域，特别涉及一种球形固体火箭发动机测试装置。
背景技术
某型号固体发动机为临近空间中高层科学探测与试验平台10吨级发动机，是某运载火箭最上面级动力发动机，也是首台球形复合材料发动机。该发动机采用球形单裙结构形式，满装填，质量比高，工作过程中发动机柔性喷管会全程摆动，这样会给试验测试工装带来偏移推力轴线的复合力。
在对该球形发动机进行联合试验时，试验工装需要承受偏移推力轴线的复合力；在进行高空模拟试验时，需要利用高精度试验架测试固体火箭发动机的推力；在高精度试验架即板簧试验架中，需要调整发动机与工装整体的质心，提高推力的测试精度。
因此，需要设计一种能够调整发动机与工装整体质心的结构，便于在高精度试验架上进行安装操作，同时为整体试验装置带来便捷性和测量准确性。
发明内容
为了避免现有技术的不足，本发明提出一种球形固体火箭发动机测试装置，目前这种试验装置已经在固体火箭发动机联合试验和高空模拟试验中得到了应用。
本发明的技术方案是：
一种球形固体火箭发动机测试装置，包括承力架(1)、测力组件(2)、前连接筒部件(3)、后连接筒部件(4)、高精度试验架(6)和支撑车(7)；
所述承力架(1)用于支撑测力组件(2)；
球形固体火箭发动机通过前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)进行安装固定后放置在高精度试验架(6)上；
所述支撑车(7)用于支撑高精度试验架(6)；安装好后，测力组件(2)的测力点正对球形固体火箭发动机的中心，球形固体火箭发动机的推力轴线呈水平方向；
所述前连接筒部件(3)为伞状和环状体结合，后连接筒部件(4)为环状体，二者相互连接环面上开有径向孔，用于二者固连；前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)连接后，对球形固体火箭发动机的球形面进行固定限位；后连接筒部件(4)上还开有开有轴向孔，轴向孔为发动机裙连接孔，用于连接发动机裙。
进一步的，所述前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)上均设有支耳，便于前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)的环向对接。
进一步的，所述后连接筒部件(4)上开有吊装孔，便于实现球形固体火箭发动机与后连接筒部件(4)一同沿推力轴线吊起，然后实现前连接筒部件(3)和连接筒部件(4)之间的对接。
进一步的，所述前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)采用卡扣对接，既能传递球形固体火箭发动机轴线的推力，同时能承受由球形固体火箭发动机喷管摆动带来的偏移轴线的力。
进一步的，通过调整所述前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)的内部结构，实现调整球形固体火箭发动机的质心位置。
发明效果
本发明解决了球形单裙发动机试验的难题，该试验装置利用筒形外形，为发动机的支撑和固定提供了方便。利用卡扣式的结构完成了前后连接筒部件的对接和推力的传递，并完成了承受发动机喷管摆动带来的侧向力。利用调整前后连接筒的内部结构完成了整体质心的调整。该试验装置结构新颖，创新性强。经过试验验证，发动机装配方便，安全可靠，测试精度高，能满足发动机测试精度的要求。
附图说明
图1为整体结构示意图
图2为前连接筒部件和后连接筒部件组合示意图
图3为后连接筒部件示意图
图4为前连接筒部件示意图
附图标记说明：1-承力架；2-测力组件；3-前连接筒部件；4-后连接筒部件；5-发动机；6-高精度试验架；7-支撑车
具体实施方式
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
为使本发明实施方式的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施方式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方式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方式。基于本发明中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本发明保护的范围。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
参见图1-图4，和现有技术中的试验架做对比，本发明的技术方案设计思路为：
传统试验架中，推力传递顺序是发动机前裙、过渡架、推力传感器；在测试过程中用数个弧座对发动机进行支撑，通过弧座将发动机连接到试验架的定架上。
本装置的服务对象为单裙球形发动机，因此在地面试验工装设计中，设计了筒形结构。首先由单裙引出一个后连接筒部件，后连接筒部件与发动机连接依靠的是单裙上的连接螺栓，后连接筒部件的外形设计为圆筒形，目的是使新工装与传统发动机燃烧室外形保持一致，这样的设计能够利用现有的弧座来支撑和固定发动机。
现有的单个弧座不能够完全满足单裙球形发动机的试验条件和要求。
在常规发动机的试验中，一般需要在质心前后两个弧座。因此，本发明中设计一个外形同样为圆筒形状的前连接筒部件。
在发动机地面试验中，一般需要利用发动机的裙测试发动机的振动等数据，因此不能采用前后连接部件夹裙的设计，于是本发明采用了前连接筒部件接到前连接筒部件的结构，即通过卡扣式结构进行连接。这种卡扣式结构既能传递轴线的推力，也能承受由喷管摆动带来的偏移轴线的力，同时完成了两个连接筒的可靠对接。
进一步的，为了便于上述工装的使用，将传统过渡架与前连接部件，即前连接筒做成了一个整体。在前后连接筒的对接处设计了支耳结构，并在支耳上设计了穿过支耳的孔以便于前后连接筒的环向对接。在后连接筒上设计了吊装孔，是为了实现发动机与后连接筒一同沿推力轴线吊起，然后实现前后连接筒之间的对接。
同时需要进一步说明的是，发动机与前后连接筒以及过渡架组合体的翻转依靠的是后连接筒上的吊环螺钉和过渡架连接杆结构，通过双勾吊的装配形式完成组合体由推力轴线竖直向水平的转变。
在应用以上设计的球形固体火箭发动机测试装置进行高空模拟试验时，利用调整前后连接筒的内部结构，在满足结构强度的前提下，完成筒和发动机组合体质心的调整。

Claims (5)

1.一种球形固体火箭发动机测试装置，其特征在于，包括承力架(1)、测力组件(2)、前连接筒部件(3)、后连接筒部件(4)、高精度试验架(6)和支撑车(7)；
所述承力架(1)用于支撑测力组件(2)；
球形固体火箭发动机通过前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)进行安装固定后放置在高精度试验架(6)上；
所述支撑车(7)用于支撑高精度试验架(6)；安装好后，测力组件(2)的测力点正对球形固体火箭发动机的中心，球形固体火箭发动机的推力轴线呈水平方向；
所述前连接筒部件(3)为伞状和环状体结合，后连接筒部件(4)为环状体，二者相互连接环面上开有径向孔，用于二者固连；前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)连接后，对球形固体火箭发动机的球形面进行固定限位；后连接筒部件(4)上还开有开有轴向孔，轴向孔为发动机裙连接孔，用于连接发动机裙。
2.如权利要求1所述的一种球形固体火箭发动机测试装置，其特征在于，所述前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)上均设有支耳，便于前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)的环向对接。
3.如权利要求1所述的一种球形固体火箭发动机测试装置，其特征在于，所述后连接筒部件(4)上开有吊装孔，便于实现球形固体火箭发动机与后连接筒部件(4)一同沿推力轴线吊起，然后实现前连接筒部件(3)和连接筒部件(4)之间的对接。
4.如权利要求1所述的一种球形固体火箭发动机测试装置，其特征在于，所述前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)采用卡扣对接，既能传递球形固体火箭发动机轴线的推力，同时能承受由球形固体火箭发动机喷管摆动带来的偏移轴线的力。
5.如权利要求1所述的一种球形固体火箭发动机测试装置，其特征在于，通过调整所述前连接筒部件(3)和后连接筒部件(4)的内部结构，实现调整球形固体火箭发动机的质心位置。
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Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2344387C1 (ru) * 2007-09-25 2009-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Способ определения вектора тяги при испытании ракетного двигателя и устройство для определения боковых составляющих вектора тяги
CN102393304A (zh) * 2011-10-20 2012-03-28 中国航天科技集团公司第四研究院四○一所 一种用于固体火箭发动机静止试验滑筒式中心架
RU2554668C1 (ru) * 2014-01-29 2015-06-27 Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") Стапель для измерения осевой силы тяги ракетного двигателя
CN107063840A (zh) * 2016-11-30 2017-08-18 内蒙动力机械研究所 一种用于固体火箭发动机壳体单裙轴拉试验的装置
CN107725217A (zh) * 2017-11-20 2018-02-23 西安航天动力测控技术研究所 固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统
CN109357881A (zh) * 2018-11-30 2019-02-19 西安航天动力测控技术研究所 一种异形发动机推力测量装置
WO2019073437A1 (en) * 2017-10-13 2019-04-18 Avio S.P.A. TESTING METHOD FOR TESTING A SOLID PROPERGOL FUSED ENGINE, SOLID PROPERGOL FUSED ENGINE-FUSE AND SYSTEM FOR IMPLEMENTING THE METHOD
CN109986518A (zh) * 2018-11-26 2019-07-09 西安航天化学动力有限公司 一种固体火箭发动机衬层成型转动工装
CN110411752A (zh) * 2019-08-07 2019-11-05 西安近代化学研究所 一种固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置
CN112012853A (zh) * 2020-10-04 2020-12-01 西安航天动力测控技术研究所 一种后裙连接形式的固体火箭发动机点火试验用推力传递装置
CN112161813A (zh) * 2020-09-11 2021-01-01 北京灵动飞天动力科技有限公司 一种移动式微摩擦力固体火箭发动机推力测量系统及其安装方法
CN112605681A (zh) * 2020-12-14 2021-04-06 西安航天动力机械有限公司 一种固体火箭发动机铝合金裙体的装夹工装及方法
CN113029415A (zh) * 2021-01-26 2021-06-25 北京灵动飞天动力科技有限公司 无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统及安装测量方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8590404B2 (en) * 2012-02-27 2013-11-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Apparatus and methods for detecting propellant degradation in solid propellant fuel

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2344387C1 (ru) * 2007-09-25 2009-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Способ определения вектора тяги при испытании ракетного двигателя и устройство для определения боковых составляющих вектора тяги
CN102393304A (zh) * 2011-10-20 2012-03-28 中国航天科技集团公司第四研究院四○一所 一种用于固体火箭发动机静止试验滑筒式中心架
RU2554668C1 (ru) * 2014-01-29 2015-06-27 Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") Стапель для измерения осевой силы тяги ракетного двигателя
CN107063840A (zh) * 2016-11-30 2017-08-18 内蒙动力机械研究所 一种用于固体火箭发动机壳体单裙轴拉试验的装置
WO2019073437A1 (en) * 2017-10-13 2019-04-18 Avio S.P.A. TESTING METHOD FOR TESTING A SOLID PROPERGOL FUSED ENGINE, SOLID PROPERGOL FUSED ENGINE-FUSE AND SYSTEM FOR IMPLEMENTING THE METHOD
CN107725217A (zh) * 2017-11-20 2018-02-23 西安航天动力测控技术研究所 固体火箭发动机无尾罩气体冲击载荷试验系统
CN109986518A (zh) * 2018-11-26 2019-07-09 西安航天化学动力有限公司 一种固体火箭发动机衬层成型转动工装
CN109357881A (zh) * 2018-11-30 2019-02-19 西安航天动力测控技术研究所 一种异形发动机推力测量装置
CN110411752A (zh) * 2019-08-07 2019-11-05 西安近代化学研究所 一种固体火箭发动机高速旋转试验夹持装置
CN112161813A (zh) * 2020-09-11 2021-01-01 北京灵动飞天动力科技有限公司 一种移动式微摩擦力固体火箭发动机推力测量系统及其安装方法
CN112012853A (zh) * 2020-10-04 2020-12-01 西安航天动力测控技术研究所 一种后裙连接形式的固体火箭发动机点火试验用推力传递装置
CN112605681A (zh) * 2020-12-14 2021-04-06 西安航天动力机械有限公司 一种固体火箭发动机铝合金裙体的装夹工装及方法
CN113029415A (zh) * 2021-01-26 2021-06-25 北京灵动飞天动力科技有限公司 无干涉多分力固体火箭发动机推力测量系统及安装测量方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
固体火箭发动机试验架性能试验方法;侯向荣;推进技术(第2期);全文 *
某型号固体发动机推力测试偏差与侧向力干扰问题分析与试验;刘荣臻;固体火箭技术;第32卷(第2期);全文 *

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