CN114876672A - 一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限的测量装置及方法，装置包括固定工装、加载设备和测量设备；固定工装用来固定待测盖体，并为加载设备、测试设备提供场地；加载设备包括拉力工装、移动机构、力传感器和加力组件；测量设备连接力传感器，显示实时加载力数值和待测盖体破坏时的最大加载力，以及整个试验过程的剪力加载曲线。本发明具有质量轻、移动方便、操作方便、加载省力、读取测量结果方便、节省成本的特点，方便一天进行多次试验，满足固体火箭发动机安全机构盖体进行批量试验的需求，具有较强的应用价值。

Description

一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置及方法
技术领域
本发明涉及一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，属于固体火箭发动机结构静力强度试验技术领域。
背景技术
固体火箭发动机安全机构在正常工作时，其盖体(1)表面凸起部位的侧面会受到多次碰撞，所受到的剪切载荷(2)较大，如附图1所示。若盖体表面的凸起部位遭到破坏，安全机构将无法正常工作，因此，进行安全机构盖体剪切极限试验是非常有必要的。每次工厂生产出的盖体均需要随机抽取数个进行安全机构盖体剪切极限试验，检验产品是否合格。
传统的固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限试验是利用承力柱、剪力墙、地轨等试验工位，依靠液压作动筒来实现极限剪切力的加载。但随着静力试验数量越来越多，试验厂房的试验工位与加载设备使用频率越来越高，安全机构盖体剪切极限试验数量也与日俱增，现有的试验工位与加载设备无法满足该试验的长时间占用，需要设计一种不占用试验工位与加载设备的试验装置及方法来进行剪切极限试验。
发明内容
为解决现有技术存在的问题，本发明提出了一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限的测量装置及方法。利用滑动丝杠的原理，实现了手动进行安全机构盖体剪切极限的测量，解放了繁重的试验设备以及大量的人力物力，有效缓解了试验压力。
本发明的技术方案为：
所述一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，包括固定工装(3)、加载设备(4)和测量设备(5)。
所述固定工装(3)是用来固定固体火箭发动机安全机构盖体(1)，并为加载设备(4)、测试设备(5)提供场地。
所述加载设备(4)包括拉力工装、移动机构、力传感器(13)和加力组件；
所述移动机构固定安装在固定工装(3)上表面，所述拉力工装安装在所述移动机构上，并能够沿所述移动机构直线运动；
所述力传感器(13)固定安装在拉力工装与加力组件之间，通过加力组件能够带动力传感器(13)并推动拉力工装沿所述移动机构直线运动；
待测盖体能够固定在所述固定工装(3)上表面的安装槽内，且处于所述拉力工装移动方向上；当加力组件带动力传感器(13)并推动拉力工装沿所述移动机构直线运动时，所述拉力工装能够给待测盖体上的表面凸起部位施加剪切载荷；
所述测量设备(5)包括仪表(17)、仪表架(18)、电池组(19)、外接电脑(6)；力传感器测试连接线(21)与仪表(17)连接，仪表(17)的外接线路(21)与电池组和外接电脑连接；仪表显示屏显示力传感器(13)传入的实时加载力数值和待测盖体破坏时的最大加载力，通过外接电脑(6)可以查看整个试验过程的剪力加载曲线。
进一步的，所述安装槽内布置有与待测盖体上的两个沉头通孔位置对应的螺纹孔，能够将待测盖体固定在所述安装槽内；且所述安装槽槽深与所述待测盖体本体结构厚度一致，当所述待测盖体安装到所述安装槽内后，待测盖体上表面与固定工装(3)上表面在同一水平面上，仅待测盖体上的表面凸起部位高于其他平面。
进一步的，所述移动机构采用滑块(10)和滑轨(11)；滑轨(11)通过螺栓组件固定于固定工装(3)上，滑块(10)与所述拉力工装固定相连；滑块(10)与滑轨(11)之间装有滚珠，减少拉力工装移动过程中的摩擦力，降低剪力测量误差。
进一步的，所述拉力工装分为第一拉力工装(7)和第二拉力工装(8)；第一拉力工装(7)与第二拉力工装(8)用两个内六方螺栓(9)相连；所述第一拉力工装(7)朝向第二拉力工装(8)的面上具有凹槽，所述凹槽内能够容纳待测盖体上的表面凸起部位；所述第二拉力工装(8)与滑块(10)通过4个内六方螺栓相连，第二拉力工装(8)通过滑轨(11)能够在固定工装(3)上沿固定的方向直线运动；所述第一拉力工装(7)能够与待测盖体上的表面凸起部位面接触，试验过程中直接对待测盖体上的表面凸起部位施加剪力。
进一步的，所述力传感器(13)与第二拉力工装(8)上的螺纹相连，且两个夹板(12)固定于固定工装(3)上的力传感器(13)两侧，防止力传感器(13)发生转动。
进一步的，两个夹板(12)之间的宽度小于第二拉力工装(8)的宽度，防止与第二拉力工装(8)连接的滑块(10)滑出滑轨(11)。
进一步的，所述加力组件包括转接工装(14)、连接杆(15)和手柄(16)；转接工装(14)一端与力传感器(13)螺纹相连，另一端与连接杆一端螺纹配合；连接杆另一端穿过固定工装(3)上的立板后，与手柄(16)通过螺纹连接，并通过固定销(20)将手柄(16)与连接杆(15)固定，防止转动手柄(16)过程中与连接杆(15)发生脱落。
进一步的，仪表架(18)固定于固定工装(3)上，下方放电池组(19)，仪表架内部(18)放仪表(17)，并使得仪表显示屏与手柄(16)为同一方向，方便施加加载力的人员在转动手柄的过程中同时监测加载剪力的大小。
利用上述装置进行固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量的方法，包括以下步骤：
步骤1：在进行盖体剪切极限试验前，先连接测试设备并进行调试，确保仪表(17)与外接电脑(6)正常工作，能够正常读取加载载荷和加载曲线；
步骤2：然后进行试验前的盖体安装：
先对固定工装(3)安装槽部位进行清理，将盖体(1)放置于固定工装(3)的安装槽内，盖体(1)内的两个沉头通孔与固定工装(3)凹槽内的螺纹孔对正，用两个内六方螺栓固定，盖体(1)上表面与固定工装(3)表面在同一水平面上，仅盖体(1)凸起部位高于其他平面；
再将第一拉力工装(7)与第二拉力工装(8)之间连接的两个内六方螺栓拆掉；顺时针转动手柄(16)，将转接工装(14)内的连接杆(15)螺纹拧出，直至第二拉力工装(8)靠近盖体(1)凸起部位，将第一拉力工装(7)与第二拉力工装(8)用两个内六方螺栓相连，使得盖体(1)凸起部位位于第一拉力工装(7)的凹槽内。之后缓慢逆时针转动手柄(16)，将转接工装(14)内的连接杆(15)螺纹拧入，直至第一拉力工装(7)与盖体(1)凸起部位所受剪力的平面相接触；试验前的准备工作结束，可以开始进行正式试验；
步骤3：进行正式试验时，先对仪表(17)与外接电脑(6)内的测试软件进行清零，然后缓慢逆时针转动手柄(16)，直至盖体(1)凸起部位断裂或盖体整体发生破裂，读取破裂时的加载力数据，即为该盖体的剪切极限力。
有益效果
本发明的创新点有以下五点：
1、解放了繁重的试验设备及试验场地，降低了试验成本，缓解了静力试验压力。该装置利用滑动丝杠的原理，实现了手动进行安全机构盖体剪切极限的测量，不再需要依靠承力柱、剪力墙、地轨等试验工位以及液压作动筒这个庞大的加载设备。
2、该装置的手柄较长，加载过程中比较省力，可以依靠人力达到盖体剪切破坏的效果，且一天可以进行多次试验。
3、该装置质量轻，方便移动，占地面积小，操作方便，解放了大量人力物力。该装置仅需一人即可完成盖体拆装、盖体剪切极限破坏及测量整个试验过程，且受环境限制小，随时随地都可进行试验。
4、该装置读取测量结果方便。不仅可以通过仪表显示屏观看试验过程中的实时加载力数值和盖体破坏时的最大加载力，还可以通过外接电脑查看整个试验过程的剪力加载曲线，方便剪切极限力的读取；
5、该装置使用寿命长，成本低廉。装置中所有零件均靠螺栓连接，若在使用过程中某一零件发生损坏，不需要更换整套装置，仅需将装置中的损坏零件拆除更换即可，增加了装置的使用寿命，降低了固体火箭发动机安全机构盖体剪切试验的试验成本。
本发明提出的固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，可以满足固体火箭发动机安全机构盖体对剪切极限测量的需求。该测量装置具有质量轻、移动方便、操作方便、加载省力、读取测量结果方便、节省成本的特点，方便一天进行多次试验，满足固体火箭发动机安全机构盖体进行批量试验的需求，具有较强的应用价值。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1：固体火箭发动机安全机构盖体受力示意图；
图2：测量装置总体结构示意图；
图3：测量装置加载设备组成结构示意图；
图4：测量装置测试设备组成结构示意图；
图5：固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限试验应用实例。
其中：1-安全机构盖体；2-所受剪力；3-固定工装；4-加载设备；5-测试设备；6-外接电脑；7-拉力工装-1；8-拉力工装-2；9-内六方螺栓组；10-滑块；11-滑轨；12-夹板；13-力传感器；14-转接工装；15-连接杆；16-手柄；17-仪表；18-仪表架；19-电池组；20-固定销；21-测试连接线路。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
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。
此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
如图所示，本实施例中的一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，包括固定工装(3)、加载设备(4)和测量设备(5)，如附图2所示。
所述固定工装(3)是用来固定固体火箭发动机安全机构盖体(1)(以下为了叙述方便，统一简称为盖体)，并为加载设备(4)、测试设备(5)提供场地。
所述加载设备(4)包括第一拉力工装(7)、第二拉力工装(8)、滑块(10)、滑轨(11)、夹板(12)、力传感器(13)、转接工装(14)、连接杆(15)、手柄(16)，如附图3所示。
其中，第一拉力工装(7)与第二拉力工装(8)用两个内六方螺栓(9)相连，盖体(1)上的凸起处于位于第一拉力工装(7)与第二拉力工装(8)之间的第一拉力工装(7)凹槽内；第一拉力工装(7)与盖体(1)之间为面接触，试验过程中直接对盖体施加剪力。
滑轨(11)通过螺栓组件固定于固定工装(3)上，滑块(10)与第二拉力工装(8)通过4个内六方螺栓相连，第二拉力工装(8)可以通过滑轨(11)在固定工装(3)上沿固定的方向运动，滑块(10)与滑轨(11)之间装有滚珠，大大减小了第二拉力工装(8)运动过程中的摩擦力，使得最终测得的剪力误差更小。
力传感器(13)与第二拉力工装(8)上的螺纹相连，两个夹板(12)固定于固定工装(3)上的力传感器(13)两侧，防止力传感器(13)发生转动，而且两个夹板(12)之间的宽度小于第二拉力工装(8)的宽度，防止与第二拉力工装(8)连接的滑块(10)滑出滑轨(11)。
力传感器(13)后方依次连接转接工装(14)、连接杆(15)和手柄(16)，手柄(16)与连接杆(15)通过螺纹连接后，通过固定销(20)将手柄(16)与连接杆(15)固定，防止转动手柄(16)过程中与连接杆(15)发生脱落。
工作时利用滑动丝杠原理，通过顺、逆时针转动手柄(16)使得连接杆(15)与转接工装(14)之间产生相对运动，为盖体提供加载力。
所述测试设备(5)包括仪表(17)、仪表架(18)、电池组(19)、外接电脑(6)，如附图4所示。仪表架(18)固定于固定工装(3)上，下方放电池组(19)，仪表架内部(18)放仪表(17)，并使得仪表显示屏与手柄(16)为同一方向，方便施加加载力的人员在转动手柄的过程中同时监测加载剪力的大小；力传感器测试连接线(21)与仪表(17)连接，仪表(17)的外接线路(21)与电池组和外接电脑连接，仪表显示屏仅可显示力传感器(13)传入的实时加载力数值和盖体破坏时的最大加载力，通过外接电脑(6)可以查看整个试验过程的剪力加载曲线。
本实施例提出的固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置在使用过程中操作方便，仅需一人即可进行完成整个试验过程。
在进行盖体剪切极限试验前，先连接测试设备并进行调试，确保仪表(17)与外接电脑(6)正常工作，可以正常读取加载载荷和加载曲线。
然后进行试验前的盖体安装。先对固定工装凹槽部位进行清理，将盖体(1)放置于固定工装(3)的凹槽内，盖体(1)内的两个沉头通孔与固定工装(3)凹槽内的螺纹孔对正，用两个内六方螺栓固定，此时盖体(1)上表面与固定工装(3)表面在同一水平面上，仅盖体(1)凸起部位高于其他平面。再将第一拉力工装(7)与第二拉力工装(8)之间连接的两个内六方螺栓拆掉，顺时针转动手柄(16)，将转接工装(14)内的连接杆(15)螺纹拧出，直至第二拉力工装(8)靠近盖体(1)凸起部位，将第一拉力工装(7)与第二拉力工装(8)用两个内六方螺栓相连，使得盖体(1)凸起部位位于第一拉力工装(7)的凹槽内。之后缓慢逆时针转动手柄(16)，将转接工装(14)内的连接杆(15)螺纹拧入，直至第一拉力工装(7)与盖体(1)凸起部位所受剪力的平面相接触，如附图5所示。试验前的准备工作结束，可以开始进行正式试验。
进行正式试验时，先对仪表(17)与外接电脑(6)内的测试软件进行清零，然后缓慢逆时针转动手柄(16)，直至盖体(1)凸起部位断裂或盖体整体发生破裂，读取破裂时的加载力数据，即为该盖体的剪切极限力。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (9)

1.一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，其特征在于：包括固定工装(3)、加载设备(4)和测量设备(5)；
所述固定工装(3)用于固定待测的固体火箭发动机安全机构盖体(1)，并为加载设备(4)、测试设备(5)提供场地；
所述加载设备(4)包括拉力工装、移动机构、力传感器(13)和加力组件；
所述移动机构固定安装在固定工装(3)上表面，所述拉力工装安装在所述移动机构上，并能够沿所述移动机构直线运动；
所述力传感器(13)固定安装在拉力工装与加力组件之间，通过加力组件能够带动力传感器(13)并推动拉力工装沿所述移动机构直线运动；
待测盖体能够固定在所述固定工装(3)上表面的安装槽内，且处于所述拉力工装移动方向上；当加力组件带动力传感器(13)并推动拉力工装沿所述移动机构直线运动时，所述拉力工装能够给待测盖体上的表面凸起部位施加剪切载荷；
所述测量设备(5)包括仪表(17)、仪表架(18)、电池组(19)、外接电脑(6)；力传感器测试连接线(21)与仪表(17)连接，仪表(17)的外接线路(21)与电池组和外接电脑连接；仪表显示屏显示力传感器(13)传入的实时加载力数值和待测盖体破坏时的最大加载力，通过外接电脑(6)可以查看整个试验过程的剪力加载曲线。
2.根据权利要求1所述一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，其特征在于：所述安装槽内布置有与待测盖体上的两个沉头通孔位置对应的螺纹孔，能够将待测盖体固定在所述安装槽内；且所述安装槽槽深与所述待测盖体本体结构厚度一致，当所述待测盖体安装到所述安装槽内后，待测盖体上表面与固定工装(3)上表面在同一水平面上，仅待测盖体上的表面凸起部位高于其他平面。
3.根据权利要求1所述一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，其特征在于：所述移动机构采用滑块(10)和滑轨(11)；滑轨(11)通过螺栓组件固定于固定工装(3)上，滑块(10)与所述拉力工装固定相连；滑块(10)与滑轨(11)之间装有滚珠，减少拉力工装移动过程中的摩擦力，降低剪力测量误差。
4.根据权利要求3所述一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，其特征在于：所述拉力工装分为第一拉力工装(7)和第二拉力工装(8)；第一拉力工装(7)与第二拉力工装(8)用两个内六方螺栓(9)相连；所述第一拉力工装(7)朝向第二拉力工装(8)的面上具有凹槽，所述凹槽内能够容纳待测盖体上的表面凸起部位；所述第二拉力工装(8)与滑块(10)通过4个内六方螺栓相连，第二拉力工装(8)通过滑轨(11)能够在固定工装(3)上沿固定的方向直线运动；所述第一拉力工装(7)能够与待测盖体上的表面凸起部位面接触，试验过程中直接对待测盖体上的表面凸起部位施加剪力。
5.根据权利要求4所述一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，其特征在于：所述力传感器(13)与第二拉力工装(8)上的螺纹相连，且两个夹板(12)固定于固定工装(3)上的力传感器(13)两侧，防止力传感器(13)发生转动。
6.根据权利要求5所述一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，其特征在于：两个夹板(12)之间的宽度小于第二拉力工装(8)的宽度，防止与第二拉力工装(8)连接的滑块(10)滑出滑轨(11)。
7.根据权利要求1或6所述一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，其特征在于：所述加力组件包括转接工装(14)、连接杆(15)和手柄(16)；转接工装(14)一端与力传感器(13)螺纹相连，另一端与连接杆一端螺纹配合；连接杆另一端穿过固定工装(3)上的立板后，与手柄(16)通过螺纹连接，并通过固定销(20)将手柄(16)与连接杆(15)固定，防止转动手柄(16)过程中与连接杆(15)发生脱落。
8.根据权利要求7所述一种固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量装置，其特征在于：仪表架(18)固定于固定工装(3)上，下方放电池组(19)，仪表架内部(18)放仪表(17)，并使得仪表显示屏与手柄(16)为同一方向，方便施加加载力的人员在转动手柄的过程中同时监测加载剪力的大小。
9.一种利用权利要求7所述装置进行固体火箭发动机安全机构盖体剪切极限测量的方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：在进行盖体剪切极限试验前，先连接测试设备并进行调试，确保仪表(17)与外接电脑(6)正常工作，能够正常读取加载载荷和加载曲线；
步骤2：进行试验前的盖体安装：
先对固定工装(3)安装槽部位进行清理，将待测盖体放置于固定工装(3)的安装槽内，待测盖体内的两个沉头通孔与固定工装(3)凹槽内的螺纹孔对正，用两个内六方螺栓固定，待测盖体上表面与固定工装(3)表面在同一水平面上，仅待测盖体凸起部位高于其他平面；
再将第一拉力工装(7)与第二拉力工装(8)之间连接的两个内六方螺栓拆掉；顺时针转动手柄(16)，将转接工装(14)内的连接杆(15)螺纹拧出，直至第二拉力工装(8)靠近待测盖体凸起部位，将第一拉力工装(7)与第二拉力工装(8)用两个内六方螺栓相连，使得待测盖体凸起部位位于第一拉力工装(7)的凹槽内；之后逆时针转动手柄(16)，将转接工装(14)内的连接杆(15)螺纹拧入，直至第一拉力工装(7)与待测盖体凸起部位所受剪力的平面相接触；
步骤3：对仪表(17)与外接电脑(6)内的测试软件进行清零，然后逆时针转动手柄(16)，直至待测盖体凸起部位断裂或盖体整体发生破裂，读取破裂时的加载力数据，得到待测盖体的剪切极限力。
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