CN114856867B - 一种固体火箭发动机主动减振装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种固体火箭发动机主动减振装置，包括测试发动机主体和发动机支撑结构，发动机支撑结构承托测试发动机主体；测试发动机主体为弹体包括壳体为多孔夹心层结构，从外向内依次为外壳体层、多孔结构层和内壳体层，内壳体层内部设置有绝热层和推进剂；发动机支撑结构包括滑轨一端与三角靠铁连接，并安装在基座上；推力架一端与三角靠铁相连，另一端与前封头连接；限位器和后吊架通过滑块与滑轨连接，壳体的喷管一端悬挂在后吊架上，限位器位于推力架和后吊架之间。本发明能够很大程度上削弱发动机在自由弹道中受到的非线性激励带来的燃烧室压力和结构振动，增强发动机的稳定性。
Description
技术领域
本发明属于火箭发动机动力系统技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机主动减振装置。
背景技术
固体火箭发动机试飞与地面静止实验中出现截然不同的稳定性特征，说明试飞实验与地面静止实验之间的不同实验条件影响了发动机不稳定性的实验研究。在空中试飞实验过程中发动机随弹体一同运动，并具有六个自由度，而在地面静止实验中，由于约束条件的存在，使得发动机壳体模态与试飞实验中不同，从而导致不同出现不同的实验结果。在自由飞行条件下，固体火箭发动机还会受到飞行高度、飞行速度、飞行攻角等因素影响，其弹体本身受到重力、气动载荷力、气动热载荷力等多种力的复合作用，飞行过程中会遭遇外弹道典型非线性扰动。如何在地面实验中复现发动机在自由弹道中的工作特性以及通过主动控制的方法减弱发动机在自由弹道中受到非线性激励后出现的剧烈振动，对于固体火箭发动机的发展有着重大意义。
固体火箭发动机由于在飞行初始阶段提供的高推力、结构简单、待机时间长、制造和维护成本低等优点，已广泛应用于航天飞机和运载火箭。然而，燃烧室中出现的偏离设计工况的压力波动一直是高性能推进系统发展的主要障碍。通常观察到的燃烧室压力振荡放大或衰减的现象可能会导致周期性或非周期性的弹道压力和结构振荡。发动机内部暴露在高温高压的环境中，微小扰动都可能导致发动机内弹道压力异常、壳体不规则抖动、外弹道曲线偏离。在极端条件下，可能会导致其他一些部件，如制导系统或推力矢量控制装置故障，甚至灾难性的发射任务失败。
在固体火箭发动机的工作过程中，发动机会受到气动载荷、过载、机体结构响应的影响，其稳定性会被极大地削弱。同时在地面静试车很难准确地反映发动机在自由弹道下的工作特性。为了减轻发动机在自由飞行时受到非线性扰动后出现的剧烈流场和结构振动，以及更加准确地通过地面试车实验获得自由弹道环境下发动机的工作特性，从一定程度上能够做到地面实验映射自由飞行实验。设计一套针对自由弹道环境的发动机试车平台及主动减振装置对于提高固体火箭发动机的稳定性有着重要意义。
发明内容
本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机主动减振装置。
本发明的目的通过如下技术方案来实现：
一种固体火箭发动机主动减振装置，包括测试发动机主体和发动机支撑结构，发动机支撑结构承托测试发动机主体；
测试发动机主体为弹体包括前封头、壳体、绝热层、推进剂及喷管；壳体为多孔夹心层结构，从外向内依次为外壳体层、多孔结构层和内壳体层，内壳体层内部设置有绝热层和推进剂；壳体一端通过前封头的法兰盘用螺栓连接在发动机支撑结构上，壳体另一端连接喷管；
发动机支撑结构包括三角靠铁、推力架、限位器、后吊架、基座及滑轨；滑轨一端与三角靠铁连接，并安装在基座上；推力架一端与三角靠铁相连，另一端与前封头连接；限位器和后吊架通过滑块与滑轨连接，壳体的喷管一端悬挂在后吊架上，限位器位于推力架和后吊架之间。
进一步地，所述限位器分为上下两部分，并通过螺栓连接，保证测试发动机主体工作过程中发生过度振动时的安全性。
进一步地，根据模拟发动机不同工作阶段改变推进剂厚度。
进一步地，壳体的外壳体层、多孔结构层和内壳体层分层制造，再烧结为整体。
本发明的有益效果在于：
本专利针对目前固体发动机在自由弹道飞行时发动机容易受到气动载荷等非线性扰动而产生不稳定振动进行结构优化设计，并针对发动机地面试车的局限性设计了一种能够更好地复现自由弹道飞行时发动机工作特性的地面试车系统。本发明的固体火箭发动机主动减振装置通过吸声减振设计，减轻发动机结构重量的同时，结构多孔层对非线性激励所诱发的振动能量的吸收，增强了固体火箭发动机振动能量的耗散。该发明能够很大程度上削弱发动机在自由弹道中受到的非线性激励带来的燃烧室压力和结构振动，增强发动机的稳定性。该固体火箭发动机试车平台能够释放发动机的尾部自由度，通过单端固定的方式保证了发动机的尾部自由度和对自由飞行时发动机结构模态的还原，能够做到地面静止实验映射自由飞行实验。本发明提高了固体火箭发动机的在自由弹道飞行时的抗扰动能力以及地面发动机试车实验的可靠性和准确性。
本发明的多孔板结构能都有效削弱发动机在自由飞行时由于外弹道的非线性扰动而带来的流场和结构的不稳定振动。
本发明的多孔板结构，保证发动机结构强度的前提下，减轻了发动机的质量，提高了发动机工作的效率。
本发明通过将发动机与试车架之间固定安装方式改为一端固支，一端无约束，具有在地面试车条件下对发动机的自由度限制尽量小的特点，释放了发动机的自由度，能够实现弱约束自由振动，保证了发动机的响应特性与自由飞行时保持一致。
本发明的试车架能使发动机地面静止试车实验映射自由飞行实验。发动机不需要飞行试验即可在地面试车测试是否存在设计缺陷和问题，使不稳定燃烧现象更早的在地面复现。
本发明提出的固体火箭发动机试车装置可以通过更换不同尺寸的头部支架适应不同试验模型。
本发明提出的固体火箭发动机试车装置相比于其他的试车装置能够对发动机实现弱约束，结构简单和可靠性高，相较于其他多分力试车架，本试车装置具有多自由度的优势。
本发明提出的固体火箭发动机试车装置具有实验流程操作简单、实现性强的特点。
附图说明
图1是本发明一种固体火箭发动机主动减振装置总体装配图；
图2是本发明一种固体火箭发动机主动减振装置发动机总体图；
图3是本发明一种固体火箭发动机主动减振装置基座配图；
图4是本发明的一种固体火箭发动机主动减振装置发动机剖视图。
图中：封头1；弹体；喷管3；三角靠铁4；推力架5；限位器6；后吊架7；基座8；滑轨9；外壳体层10；多孔结构层11；内壳体层12；绝热层13；推进剂14。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步描述。
本实施例中的发动机模型采用常规固体火箭发动机缩比得到，实际测试中可根据试验项目选用不同直径和长度的发动机。
如图1、2和图4所示，本发明的主要部分由发动机支撑结构和测试发动机主体组成，发动机支撑结构承托发动机主体，发动机支撑结构能够约束发动机头部自由度，对应发动机与载体的连接关系。发动机支撑结构包括三角靠铁4、推力架5、限位器6、后吊架7、基座8和滑轨9；测试发动机主体为弹体2，由前封头(1)、壳体、绝热层(13)、推进剂(14)以及喷管(3)组成。其中壳体设计为多孔夹心层结构，整个壳体结构分为外壳体层-多孔层-内壳体层结构，其起到维持发动机内压力稳定，减轻发动机结构质量，削弱外弹道非线性激励带来的振动的作用，也是发动机的主体结构。测试时发动机通过前封头1的法兰盘用螺栓连接在推力架5上，采用橡胶圈密封，测试发动机的各向推力。推进剂14，模拟实际推进剂力学特性，其厚度可以改变，模拟发动机不同工作阶段的不同推进剂厚度。壳体可以分层制造，最后用烧结工艺将3层壳体烧结为一整体。
如图3所示，径向安全限位器6和后吊架(7)通过螺栓连接于滑轨9上的滑块，两装置可在滑轨9上自由移动，装配时，先将滑轨9与三角靠铁4焊接，共同安装于基座8上，并将滑块安装于滑轨9上以保证滑轨9的平行度，将顶盖使用螺栓与滑轨末端相连。推力架5通过螺栓与三角靠铁4相连，采用橡胶圈密封，对滑块进行轴向位移约束，最后安装径向安全限位器6和后吊架7。
所述后吊架7可以使得发动机尾部处于悬挂状态，释放了发动机尾部的自由度，映射发动机在自由飞行时的约束方式，又可以增强发动机弹体2结构的稳定性，防止发动机受力矩过大而发生断裂。
综上所述，本发明将传统的固体火箭发动机实体结构设计为多孔夹心层结构。在减轻发动机结构质量的同时增强了发动机抗击外弹道非线性扰动的能力，能够极大地提高发动机在自由飞行时对外弹道非线性扰动的承受力，保证发动机在飞行过程中能够正常工作，提高发动机的可靠性。同时本发明的实验装置能够释放发动机的尾部自由度，通过单端固定的方式保证了发动机的尾部自由度和对自由飞行时发动机结构模态的还原，能够做到地面静止实验映射自由飞行实验，该发明很大程度上提高了地面发动机试车实验的可靠性和准确性。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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 (4)
1.一种固体火箭发动机主动减振装置，其特征在于：包括测试发动机主体和发动机支撑结构，发动机支撑结构承托测试发动机主体；
测试发动机主体为弹体(2)包括前封头(1)、壳体、绝热层(13)、推进剂(14)及喷管(3)；壳体为多孔夹心层结构，从外向内依次为外壳体层(10)、多孔结构层(11)和内壳体层(12)，内壳体层(12)内部设置有绝热层(13)和推进剂(14)；壳体一端通过前封头(1)的法兰盘用螺栓连接在发动机支撑结构上，壳体另一端连接喷管(3)；
发动机支撑结构包括三角靠铁(4)、推力架(5)、限位器(6)、后吊架(7)、基座(8)及滑轨(9)；滑轨(9)一端与三角靠铁(4)连接，并安装在基座(8)上；推力架(5)一端与三角靠铁(4)相连，另一端与前封头(1)连接；限位器(6)和后吊架(7)通过滑块与滑轨连接，壳体的喷管(3)一端悬挂在后吊架(7)上，限位器(6)位于推力架(5)和后吊架(7)之间。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机主动减振装置，其特征在于：所述限位器(6)分为上下两部分，并通过螺栓连接，保证测试发动机主体工作过程中发生过度振动时的安全性。
3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机主动减振装置，其特征在于：根据模拟发动机不同工作阶段改变推进剂(14)厚度。
4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机主动减振装置，其特征在于：壳体的外壳体层(10)、多孔结构层(11)和内壳体层(12)分层制造，再烧结为整体。
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