CN116893028B - 一种火箭面压测量装置及测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭面压测量装置及测量方法，属于火箭地面测试技术领域，火箭面压测量装置包括底座、模拟箭、支腿、承托工装、柔性承托层和重力模拟机构。模拟箭为与火箭待测舱段外径相同的管状结构；承托工装具有工装承托面，通过支腿悬设于底座的上方；柔性承托层包括设置于所述工装承托面上内部装载有液体的软体承托囊；重力模拟机构配置成与火箭待测量舱段重力和模拟箭重力之差相同。本发明能够有效避免现有整体配重模型箭存在的质心偏差问题，减小了火箭面压测量过程中模拟箭的生产成本，同时大大减少模拟箭的吊装及运输成本。

Description

一种火箭面压测量装置及测量方法

技术领域

本发明涉及火箭地面测试技术领域，特别涉及一种火箭面压测量装置及测量方法。

背景技术

目前，火箭箭体面压通常由设计保证，缺少直观验证测量的有效方法。箭体水平支撑方式通常采用弧板支架贴毛毡的方式，毛毡的厚度及材料特性影响箭体的支撑面压，支撑面压关系着火箭的总体性能、可靠性以及支撑工装的强度指标，对箭体面压的测量评估，是客观评价火箭性能的关键技术。

现箭体与托架接触面压评估多采用理论计算及数值仿真的分析方法，托架受压后的强度考核通常采用整体配重模型箭加载后，应变片测试判读，而接触区域压力一般通过托架应力反算的方式进行。整体配重模型箭质心具有载荷偏差，同时，由于配重块的存在，其制造成本高，吊装及运输成本大。

有鉴于此，实有必要提供一种新的技术方案以解决上述问题。

发明内容

为解决上述技术问题，本申请提供一种火箭面压测量装置及测量方法，能够有效避免现有整体配重模型箭存在的质心偏差问题，减小了火箭面压测量过程中模拟箭的生产成本，同时大大减少模拟箭的吊装及运输成本。

一种火箭面压测量装置，包括：

底座；

模拟箭，所述模拟箭为与火箭待测舱段外径相同且内部具有圆柱形空腔的管状结构；所述模拟箭的刚度与火箭待测舱段的刚度相同；

支腿，所述支腿设置于所述底座的表面；

承托工装，所述承托工装通过所述支腿悬设于所述底座的上方；所述承托工装包括具有弧形工装承托面的承托体；所述工装承托面的中心线与所述模拟箭轴心重合；

柔性承托层，所述柔性承托层包括内部装载有液体的软体承托囊；所述柔性承托层设置于所述工装承托面上；以及

重力模拟机构，所述重力模拟机构一端与所述模拟箭固定连接；所述重力模拟机构另一端与所述底座固定连接；所述重力模拟机构配置成与火箭待测量舱段重力和所述模拟箭重力之差相同。

优选的，所述承托工装还包括与所述模拟箭轴向平行设置的承托轴；所述承托轴与所述承托体固定连接；所诉承托工装通过所述承托轴与所述支腿铰接。

优选的，所述模拟箭下部固设有沿其长度方向设置的吊环固定座；所述吊环固定座下部具有沿其长度方向设置的若干吊环螺钉；所述底座上固设有若干沿直线设置的固定耳板；所述固定耳板所在直线与所述模拟箭的轴向平行；相邻所述吊环螺钉之间的间距与相邻所述固定耳板之间的间距相同。

优选的，所述重力模拟机构一端通过所述吊环螺钉与所述模拟箭固定连接；所述重力模拟机构另一端通过所述固定耳板与所述底座固定连接；所述重力模拟机构包括端部相互固定连接的拉紧件和钢丝绳。

优选的，所述重力模拟机构还包括用于测量拉力的拉力计；所述拉力计与所述拉紧件和/或钢丝绳端部固定连接。

优选的，所述软体承托囊为内部具有空腔的橡胶囊；所述橡胶囊的空腔中充满水。

优选的，所述底座上沿所述模拟箭轴向的平行方向设置有滑槽；所述支腿在所述滑槽长度方向与所述底座滑动连接。

优选的，所述柔性承托层还包括与所述软体承托囊上表面尺寸相适应的毛毡垫；所述毛毡垫铺设于所述软体承托囊的上表面。

根据本申请的另一方面，还提供一种火箭面压测量方法，利用所述的火箭面压测量装置进行测量，包括：

计算模拟箭的刚度；

根据模拟箭的刚度值和火箭待测舱段的外径尺寸制作管状结构的模拟箭；

将模拟箭置于火箭面压测量装置上，使柔性承托层完全承载模拟箭；

调整重力模拟机构，使模拟箭上承受的重力与火箭待测舱段的重力相同；

重力模拟机构调整完毕并静置至预设时间后，测量软体承托囊内液体的压力，软体承托囊内液体压力的测量值即为火箭箭体接触压力面压。

优选的，所述模拟箭刚度计算公式如下：

；

；

；

式中，d为模拟箭的管状结构内径，D为真实箭体外径一定，L为真实箭体长度，E1为真实箭体弹性模量，I1为真实箭体惯性矩，E2为模拟箭弹性模量，I2为模拟箭惯性矩。

与现有技术相比，本申请至少具有以下有益效果：

1、本发明通过将模拟箭设置为与火箭待测舱段外径相同且内部具有圆柱形空腔的管状结构，并与重力模拟机构配合使用，有效减小了火箭面压测量过程中模拟箭的生产成本，同时大大减少模拟箭的吊装及运输成本。

2、本发明通过模拟箭和重力模拟机构的配合使用，能够有效避免现有整体配重模型箭存在的质心偏差问题。

3、本发明对模拟箭进行刚度匹配设计，将装药后的实心箭体转换为空心箭体，充分考虑接触区域刚度，有效提高了火箭面压测量的准确性。

4、本发明承托工装与支腿铰接设置，有效避免重力模拟机构在拉紧过程中的卡死现象，保证其拉力与重力模拟的一致性，进一步提高火箭面压测量的准确性。

5、本发明支腿采用滑动固定的方式，且承托工装与支腿采用可拆卸设置，分站截面灵活可调整，载荷大小可调整，可匹配系列化箭体产品，其应用范围广泛。

附图说明

后文将参照附图以示例性而非限制性的方式详细描述本发明的一些具体实施例。附图中相同的附图标记标示了相同或类似的部件或部分。本领域技术人员应该理解，这些附图未必是按比例绘制的。附图中：

图1为本发明火箭面压测量装置的立体结构示意图 ；

图2为本发明火箭面压测量装置的侧视图；

图3为本发明承托工装的结构示意图；

图4为本发明软体承托囊的结构示意图；

图5为本发明模拟箭的结构示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

1、模拟箭，2、毛毡垫，3、软体承托囊，4、承托工装，5、底座，6、重力模拟机构，7、滑槽，8、固定耳板，9、支腿，11、模拟箭体，12、吊环固定座，13、吊环螺钉，31、囊体，32、囊体容纳孔，33、囊体承托面，41、承托体，42、承托轴，43、工装容纳孔，44、工装承托面，61、拉紧件，62、钢丝绳。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

如图1至图5所示，一种火箭面压测量装置，包括：底座5、模拟箭1、支腿9、承托工装4、柔性承托层和重力模拟机构6。模拟箭1为与火箭待测舱段外径相同且内部具有圆柱形空腔的管状结构，且模拟箭1的刚度与火箭待测舱段的刚度相同。支腿9设置于底座5的表面，承托工装4通过支腿9悬设于底座5的上方。支腿9优选为两件。承托工装4包括具有弧形工装承托面44的承托体41，工装承托面44的中心线与模拟箭1轴心重合。柔性承托层为具有足够承载力的层状结构，使其能够承载模拟箭1的重力。柔性承托层包括内部装载有液体的软体承托囊3，柔性承托层设置于工装承托面44上。重力模拟机构6一端与模拟箭1固定连接，另一端与底座5固定连接。重力模拟机构6配置成与火箭待测量舱段重力和模拟箭1重力之差相同。

具体的，承托工装4包括承托体41和承托轴42，承托轴42具有2件，固设于承托体41的两侧，且与模拟箭1轴向平行设置。支腿9的上表面具有与承托轴42相适应且开口向上的弧形凹槽（图未示）。承托轴42放置于所述弧形凹槽中，使得承托工装4通过承托轴42与支腿9铰接。此外，承托工装4还包括沿竖向贯穿承托体41的工装容纳孔43。

模拟箭1下部固设有沿其长度方向设置的吊环固定座12，吊环固定座12下部具有沿其长度方向设置的若干吊环螺钉13。底座5上固设有若干沿直线设置的固定耳板8。固定耳板8所在直线与模拟箭1的轴向平行。相邻吊环螺钉13之间的间距与相邻固定耳板8之间的间距相同。

软体承托囊3为能够承载模拟箭1重力的结构。软体承托囊3包括弧形结构的囊体31，囊体31上表面为弧形囊体承托面33，且囊体承托面33与模拟箭1的外径相适应。此外，软体承托囊3还包括贯穿囊体31的囊体容纳孔32。软体承托囊3优选为内部具有空腔的橡胶囊，橡胶囊的内部空腔中充满水。

优选的，软体承托囊3上设置有与其内部空腔连通的压力测量装置，用于测定软体承托囊3内装载的液体的压力。依靠液体静压处处相等的原则，能够测量出模拟箭1的面压，进而得出真实火箭的面压。

重力模拟机构6沿竖向设置，其一端与吊环螺钉13固定连接，通过吊环螺钉13与模拟箭1固定连接。重力模拟机构6另一端依次通过囊体容纳孔32和工装容纳孔43，并与吊环螺钉13下方对应的固定耳板8固定连接，通过固定耳板8与底座5固定连接。重力模拟机构6包括端部相互固定连接的拉紧件61和钢丝绳62。拉紧件61优选为花篮螺栓。此外，拉紧件61也可以设置为其他利用机械力进行拉紧的机械机构，如能够卷绕钢丝绳62的棘轮机构等。其他能够拉紧钢丝绳62的装置同样可以作为拉紧件61使用，如电动推杆、液压缸、气缸以及滚珠丝杠等。

优选的，钢丝绳62设置于拉紧件61的上方，其上端与吊环螺钉13固定连接，下端与拉紧件61固定连接。此种结构使得囊体容纳孔32、工装容纳孔43的直径足够小，从而有效保证软体承托囊3和承托工装4的结构强度。此外，钢丝绳62也可设置于拉紧件61的下方，其上端与拉紧件61固定连接，下端与固定耳板8固定连接。

作为本发明的另一个优选实施例，重力模拟机构6还包括拉力计（图未示），所述拉力计与拉紧件61和/或钢丝绳62端部固定连接，利用拉力计测量重力模拟机构6的模拟重力，进而对其进行调整，保证重力模拟机构6的力与真实箭体的重力相同。通过重力模拟机构6的设置，利用向下的拉力模拟真实箭体的重力，使得模拟箭1无需设置为实体结构或与真实箭体等重量的结构，进而有效简化模拟箭1的结构，有效降低模拟箭1的生产成本。同时，依靠重力模拟机构6的设置，使得模拟箭1的重量有效降低，方便加载及运输吊装。

作为本发明的另一个优选实施例，底座5上沿模拟箭1轴向的平行方向设置有滑槽7。支腿9在滑槽7长度方向与底座5滑动连接，依靠滑槽7的设置使得两支腿9之间的间距进行变化，进而可以适用于不同型号及规格的模拟箭1，进而增加火箭面压测量装置的适用的广泛性。

作为本发明的另一个优选实施例，柔性承托层还包括与软体承托囊3上表面尺寸相适应的毛毡垫2。毛毡垫2铺设于软体承托囊3的上表面，用于模拟箭1与软体承托囊3之间的缓冲，同时使得模拟箭1对囊体承托面33的压载更加充分。

一种火箭面压测量方法，利用所述的火箭面压测量装置进行测量，包括以下步骤：

步骤S1、计算模拟箭1的刚度。

步骤S2、根据模拟箭1的刚度值和火箭待测舱段的外径尺寸制作管状结构的模拟箭1。

步骤S3、将模拟箭1置于火箭面压测量装置上，使柔性承托层完全承载模拟箭1。

步骤S4、调整重力模拟机构6，使模拟箭1上承受的重力与火箭待测舱段的重力相同。

步骤S5、重力模拟机构6调整完毕并静置至预设时间后，测量软体承托囊3内液体的压力，软体承托囊3内液体压力的测量值即为火箭箭体接触压力面压。

真实箭体装药后通过测量和计算可获得以下数据：

箭体外径、箭体高度；

箭体装药后理论最大挠度（按简支梁分析）；

箭体分站截面载荷；

箭体材料弹性模量。

实际箭体装药后近似为实心梁，试验时为方便加载及运输吊装，将模拟箭1加工成筒环结构，根据以上参数进行模拟箭刚度匹配。

其中，模拟箭1刚度计算公式如下：

；

；

；

式中，d为模拟箭的管状结构内径，D为真实箭体外径一定，L为真实箭体长度，E1为真实箭体弹性模量，I1为真实箭体惯性矩，E2为模拟箭弹性模量，I2为模拟箭惯性矩。

真实箭体外径D一定，真实箭体高度L一定，且模拟箭与真实箭体外径和高度均与真实箭体相同。此外，设真实箭体弹性模量E1，惯性矩I1。模拟箭弹性模量E2，惯性矩I2，由此可以计算出筒环内径d。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、工作、器件、组件和/或它们的组合。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

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 (10)

1.一种火箭面压测量装置，其特征在于，包括：

底座；

模拟箭，所述模拟箭为与火箭待测舱段外径相同且内部具有圆柱形空腔的管状结构；所述模拟箭的刚度与火箭待测舱段的刚度相同；

支腿，所述支腿设置于所述底座的表面；

承托工装，所述承托工装通过所述支腿悬设于所述底座的上方；所述承托工装包括具有弧形工装承托面的承托体；所述工装承托面的中心线与所述模拟箭轴心重合；

柔性承托层，所述柔性承托层包括内部装载有液体的软体承托囊；所述柔性承托层设置于所述工装承托面上；所述软体承托囊上设置有与其内部空腔连通的压力测量装置；以及

重力模拟机构，所述重力模拟机构一端与所述模拟箭固定连接；所述重力模拟机构另一端与所述底座固定连接；所述重力模拟机构配置成与火箭待测量舱段重力和所述模拟箭重力之差相同。

2.如权利要求1所述的火箭面压测量装置，其特征在于，所述承托工装还包括与所述模拟箭轴向平行设置的承托轴；所述承托轴与所述承托体固定连接；所诉承托工装通过所述承托轴与所述支腿铰接。

3.如权利要求2所述的火箭面压测量装置，其特征在于，所述模拟箭下部固设有沿其长度方向设置的吊环固定座；所述吊环固定座下部具有沿其长度方向设置的若干吊环螺钉；所述底座上固设有若干沿直线设置的固定耳板；所述固定耳板所在直线与所述模拟箭的轴向平行；相邻所述吊环螺钉之间的间距与相邻所述固定耳板之间的间距相同。

4.如权利要求3所述的火箭面压测量装置，其特征在于，所述重力模拟机构一端通过所述吊环螺钉与所述模拟箭固定连接；所述重力模拟机构另一端通过所述固定耳板与所述底座固定连接；所述重力模拟机构包括端部相互固定连接的拉紧件和钢丝绳。

5.如权利要求4所述的火箭面压测量装置，其特征在于，所述重力模拟机构还包括用于测量拉力的拉力计；所述拉力计与所述拉紧件和/或钢丝绳端部固定连接。

6.如权利要求5所述的火箭面压测量装置，其特征在于，所述软体承托囊为内部具有空腔的橡胶囊；所述橡胶囊的空腔中充满水。

7.如权利要求1所述的火箭面压测量装置，其特征在于，所述底座上沿所述模拟箭轴向的平行方向设置有滑槽；所述支腿在所述滑槽长度方向与所述底座滑动连接。

8.如权利要求1所述的火箭面压测量装置，其特征在于，所述柔性承托层还包括与所述软体承托囊上表面尺寸相适应的毛毡垫；所述毛毡垫铺设于所述软体承托囊的上表面。

9.一种火箭面压测量方法，其特征在于，利用权利要求1-8任一项所述的火箭面压测量装置进行测量，包括：

计算模拟箭的刚度；

根据模拟箭的刚度值和火箭待测舱段的外径尺寸制作管状结构的模拟箭；

将模拟箭置于火箭面压测量装置上，使柔性承托层完全承载模拟箭；

调整重力模拟机构，使模拟箭上承受的重力与火箭待测舱段的重力相同；

重力模拟机构调整完毕并静置至预设时间后，测量软体承托囊内液体的压力，软体承托囊内液体压力的测量值即为火箭箭体接触压力面压。

10.如权利要求9所述的火箭面压测量方法，其特征在于，所述模拟箭刚度计算公式如下：

；

；

；

式中，d为模拟箭的管状结构内径，D为真实箭体外径一定，L为真实箭体长度，E1为真实箭体弹性模量，I1为真实箭体惯性矩，E2为模拟箭弹性模量，I2为模拟箭惯性矩。