CN117110090A - 一种级间螺栓变载荷试验台 - Google Patents

Abstract

本发明涉及火箭飞行模拟技术领域，具体涉及一种级间螺栓变载荷试验台，用于检测级间螺栓能承受的载荷，包括：支撑系统，支撑系统内具有限位空间，限位空间用于容纳试验本体，试验本体包括多级试验舱段，相邻的两个试验舱段之间通过级间螺栓相连接；施力系统，施力系统设置在限位空间内，用于向试验舱段施加垂直于试验舱段轴线的推力，进而使所述级间螺栓受到剪切力；控制系统，控制系统和施力系统控制连接，用于控制施力系统向试验本体施力。该级间螺栓变载荷试验台能模拟试验本体在实际飞行时的受力情况，通过试验情况，可及时调整级间螺栓的型号和数量，避免出现未到分离窗口时级间螺栓被破坏的情况。

Description

一种级间螺栓变载荷试验台

技术领域

本发明涉及火箭飞行模拟技术领域，具体涉及一种级间螺栓变载荷试验台。

背景技术

火箭在规定弹道飞行时，级间螺栓会受到较大交变横向剪切力，容易出现未到分离窗口时级间螺栓被破坏，导致各级舱段未到分离窗口时分离，从而导致飞行失败。目前只是通过有限元分析得出理论的级间螺栓所能承受的载荷大小，受实际螺栓的型号、材质和飞行环境的影响，有限元分析不能为级间螺栓所能承受的载荷大小提供可靠的实验数据支撑，无法对级间螺栓的装配的方式和数量进行有效的调整。

发明内容

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种级间螺栓变载荷试验台，用于检测级间螺栓能承受的载荷，包括：

支撑系统，所述支撑系统内具有限位空间，所述限位空间用于容纳试验本体，所述试验本体包括多级试验舱段，相邻的两个试验舱段之间通过级间螺栓相连接；

施力系统，所述施力系统设置在所述限位空间内，所述施力系统用于向所述试验舱段施加垂直于所述试验舱段轴线的推力，进而使所述级间螺栓受到剪切力；

控制系统，所述控制系统和所述施力系统控制连接，用于控制所述施力系统向所述试验本体施力。

根据本发明实施例提供的技术方案，

所述施力系统包括多个施力单元，每个施力单元用于向与其相对应的试验舱段进行施力；

所述施力单元包括多组施力部，多组所述施力部沿第一方向等间距分布，所述第一方向和所述试验本体的轴线平行，所述施力部内具有至少三个施力装置，至少三个所述施力装置沿所述试验舱段的周向等间距分布；

所述施力装置的第一端和所述支撑系统固定连接，第二端可沿第二方向向靠近或者远离所述试验本体移动，所述第二方向和所述第一方向垂直。

根据本发明实施例提供的技术方案，所述施力部具有四个施力装置。

根据本发明实施例提供的技术方案，

所述试验本体包括相邻第一舱段和第二舱段，所述第一舱段和所述第二舱段通过所述级间螺栓相连接；

所述施力系统包括第一施力单元和第二施力单元，所述第一施力单元用于向所述第一舱段施力，所述第二施力单元用于向所述第二舱段施力；

所述第一施力单元包括第一施力部A，第二施力部A，第三施力部A；所述第二施力单元包括第一施力部B，第二施力部B，第三施力部B。

根据本发明实施例提供的技术方案，所述施力装置的第二端转动连接有施力块，所述施力块远离所述施力装置的一侧具有和所述试验本体侧壁相匹配的施力面。

根据本发明实施例提供的技术方案，所述施力面上设置有力传感装置，所述力传感装置和所述控制系统电连接，所述力传感装置用于检测所述试验本体的受力，并将受力值传输至所述控制系统。

根据本发明实施例提供的技术方案，所述施力系统具有：

第一施力态，处于所述第一施力态时，所述第一施力部A，第二施力部A，第三施力部A向所述第一舱段施加方向和大小相同的推力；

第二施力态，处于所述第二施力态时，所述第一施力部A，第二施力部A，第三施力部A中的两个施力部向所述第一舱段施加方向和大小相同的推力，以使所述第一舱段产生弯矩；

第三施力态，处于所述第三施力态时，所述第一施力部A，第二施力部A，第三施力部A向所述第一舱段施加方向和/或大小不同的推力，以使所述第一舱段产生弯矩;

第四施力态，处于所述第四施力态时，所述第一施力单元和所述第二施力单元分别向所述第一舱段和所述第二舱段施加方向和大小相同的推力，以使所述试验本体产生弯矩；

第五施力态，处于所述第五施力态时，所述第一施力部A，第二施力部A，第三施力部A，第一施力部B，第二施力部B，第三施力部B同时向所述试验本体施加方向和大小均不同的推力，以模拟所述试验本体在飞行时的受力状态。

有益效果：

由于一种级间螺栓变载荷试验台包括支撑系统，所述支撑系统内具有限位空间，所述限位空间可以容纳试验本体，使得所述支撑系统为所述施力系统能够稳定地向所述试验本体施力提供了基础。

由于所述施力系统设置在所述限位空间内，所述施力系统用于向所述试验舱段施加垂直于所述试验舱段轴线的推力，进而使所述级间螺栓受到剪切力。该级间螺栓变载荷试验台可以模拟试验本体在实际飞行时的受力情况，如果所述级间螺栓所承受的载荷不能满足飞行时所受到的剪切力，可及时调整所述级间螺栓的型号和数量，直到所述级间螺栓所能承受的载荷能够满足实际飞行的要求，避免所述级间螺栓在实际弹道飞行时，出现未到分离窗口时级间螺栓被破坏的情况。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为一种级间螺栓变载荷试验台的整体结构示意图；

图2为一种级间螺栓变载荷试验台的部分结构正视图；

图3为图2的侧视图；

图4为图3中A-A方向的截面图；

图中：1、第一舱段；2、第二舱段；3、级间螺栓；4、施力块；5、施力装置；6、第一支撑架；7、辅助支撑板；8、基座；11、第一施力部A；12、第二施力部A；13、第三施力部A；21、第一施力部B；22、第二施力部B；23、第三施力部B。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

请参考图1~图4，一种级间螺栓变载荷试验台，用于检测级间螺栓3能承受的载荷，包括：

支撑系统，所述支撑系统内具有限位空间，所述限位空间用于容纳试验本体，所述试验本体包括多级试验舱段，相邻的两个试验舱段之间通过级间螺栓3相连接；

施力系统，所述施力系统设置在所述限位空间内，所述施力系统用于向所述试验舱段施加垂直于所述试验舱段轴线的推力，进而使所述级间螺栓3受到剪切力；

控制系统，所述控制系统和所述施力系统控制连接，用于控制所述施力系统向所述试验本体施力。

具体的，所述支撑系统为所述施力系统能够稳定地向所述试验本体施力提供了基础。

进一步的，所述支撑系统包括：

基座8；

多个第一支撑架6，多个所述第一支撑架6沿第一方向等间距分布，所述第一支撑架6和所述基座8的顶面固定连接且垂直于所述基座8；所述第一支撑架6内具有开口，多个所述开口的轴线共线，多个所述开口共同形成所述限位空间；所述第一支撑架6的两侧均固定连接有辅助支撑板7。

进一步的，所述开口呈圆形；

进一步的，所述辅助支撑板7呈三角形，所述辅助支撑板7的第一侧面和所述第一支撑架6固定连接，第二侧面和所述基座8固定连接，所述第二侧面和所述第一侧面相互垂直。

具体的，当使用该级间螺栓变载荷试验台检测所述级间螺栓的载荷时，所述施力系统向所述试验本体施力时，所述试验本体会对所述级间螺栓3施加剪切力，当试验本体对所述级间螺栓3施加的剪切力超过所述级间螺栓3所能承受的载荷时，级间螺栓3会出现裂纹或发生断裂，在试验过程中，当工作人员观察到所述级间螺栓3出现裂纹或发生断裂时，此时需要调整所述级间螺栓3的型号和个数。

工作原理：

由于一种级间螺栓变载荷试验台包括支撑系统，所述支撑系统内具有限位空间，所述限位空间可以容纳试验本体，使得所述支撑系统为所述施力系统能够稳定地向所述试验本体施力提供了基础。

由于所述施力系统设置在所述限位空间内，所述施力系统用于向所述试验舱段施加垂直于所述试验舱段轴线的推力，进而使所述级间螺栓3受到剪切力。该级间螺栓变载荷试验台可以模拟试验本体在实际飞行时的受力情况，如果所述级间螺栓3所承受的载荷不能满足飞行时所受到的剪切力，可及时调整所述级间螺栓3的型号和数量，直到所述级间螺栓3所能承受的载荷能够满足实际飞行的要求，减小所述级间螺栓3在实际弹道飞行时，出现未到分离窗口时级间螺栓3被破坏的概率。

在一优选实施例中，

所述施力系统包括多个施力单元，每个施力单元用于向与其相对应的试验舱段进行施力；

所述施力单元包括多组施力部，多组所述施力部沿第一方向等间距分布，所述第一方向和所述试验本体的轴线平行，所述施力部内具有至少三个施力装置5，至少三个所述施力装置5沿所述试验舱段的周向等间距分布；

所述施力装置5的第一端和所述支撑系统固定连接，第二端可沿第二方向向靠近或者远离所述试验本体移动，所述第二方向和所述第一方向垂直。

具体的，所述施力装置5的第一端和所述第一支撑架6的内壁固定连接。

在一优选实施例中，所述施力部具有四个施力装置5。

具体的，四个所述施力装置5绕所述试验本体的周向等间距分布。

进一步的，每个所述施力装置5均可以向所述试验本体施加垂直于所述试验本体轴线的推力。

更进一步的，通过改变施力部中各个施力装置5施加的推力大小，可以使施力部产生垂直于所述试验本体轴线的各个方向上的推力。

进一步的，所述施力装置5为电动缸。

在一优选实施例中，

所述试验本体包括相邻第一舱段1和第二舱段2，所述第一舱段1和所述第二舱段2通过所述级间螺栓3相连接；

所述施力系统包括第一施力单元和第二施力单元，所述第一施力单元用于向所述第一舱段1施力，所述第二施力单元用于向所述第二舱段2施力；

所述第一施力单元包括第一施力部A11，第二施力部A12，第三施力部A13；所述第二施力单元包括第一施力部B21，第二施力部B22，第三施力部B23。

具体的，所述第一施力部A11，第二施力部A12，第三施力部A13到所述级间螺栓3的距离依次递增；所述第一施力部B21，第二施力部B22，第三施力部B23到所述级间螺栓3的距离依次递增。

在一优选实施例中，所述施力装置5的第二端转动连接有施力块4，所述施力块4远离所述施力装置5的一侧具有和所述试验本体侧壁相匹配的施力面。

具体的，所述施力面为圆弧面。

在一优选实施例中，所述施力面上设置有力传感装置，所述力传感装置和所述控制系统电连接，所述力传感装置用于检测所述试验本体的受力，并将受力值传输至所述控制系统。

具体的，向所述控制系统输入每个所述施力块4需要向所述试验本体施加的预设推力，所述控制系统控制施力装置5的第二端向靠近所述试验本体的方向移动，以使试验本体受到所述施力块4的推力，所述力传感装置检测所述试验本体的受力大小，并将受力值传输至所述控制系统，控制系统判断所述试验本体受力是否达到预设推力，如果达到预设推力，则控制所述施力装置5停止施力，反之则继续控制所述施力装置5继续施力。

在一优选实施例中，所述施力系统具有：

第一施力态，处于所述第一施力态时，所述第一施力部A11，第二施力部A12，第三施力部A13向所述第一舱段1施加方向和大小相同的推力；

第二施力态，处于所述第二施力态时，所述第一施力部A11，第二施力部A12，第三施力部A13中的两个施力部向所述第一舱段1施加方向和大小相同的推力，以使所述第一舱段1产生弯矩；

第三施力态，处于所述第三施力态时，所述第一施力部A11，第二施力部A12，第三施力部A13向所述第一舱段1施加方向和/或大小不同的推力，以使所述第一舱段1产生弯矩;

第四施力态，处于所述第四施力态时，所述第一施力单元和所述第二施力单元分别向所述第一舱段1和所述第二舱段2施加方向和大小相同的推力，以使所述试验本体产生弯矩；

第五施力态，处于所述第五施力态时，所述第一施力部A11，第二施力部A12，第三施力部A13，第一施力部B21，第二施力部B22，第三施力部B23同时向所述试验本体施加方向和大小均不同的推力，以模拟所述试验本体在飞行时的受力状态。

具体的，通过所述控制系统控制所述施力系统依次切换到第一施力态、第二施力态、第三施力态和第四施力态，控制过程包括：

1、将所述试验本体放置在所述限位空间内，将所述施力系统内各施力装置调整至初始状态，此时所述试验本体的轴线和所述限位空间的轴线共线；

2、控制所述施力系统到第一施力态时，第二施力单元不向所述第二舱段2施加推力，所述第一施力部A11，第二施力部A12，第三施力部A13向所述第一舱段1施加方向和大小相同的推力。

3、控制所述施力系统到第二施力态时，第二施力单元不向所述第二舱段2施加推力，第一施力单元中的第一施力部A11不向所述第一舱段1施加推力，第二施力部A12，第三施力部A13向所述第一舱段1施加方向和大小相同的推力，使弯矩的支点在第一施力部A11的轴心，依次类推，分别使弯矩的支点在第二施力部A12的轴心或第三施力部A13的轴心；

4、控制所述施力系统到第三施力态时，第二施力单元不向所述第二舱段2施加推力，所述第一施力部A11，第二施力部A12，第三施力部A13向所述第一舱段1施加大小和/或方向不同的推力，使得弯矩的支点不在各个施力部的轴心。

5、控制所述施力系统到第四施力态时，第一施力部A11和第一施力部B21施加的推力的大小和方向相同，第二施力部A12和第二施力部B22施加的推力的大小和方向相同，第三施力部A13和第三施力部B23施加的推力的大小和方向相同，使得弯矩的支点在所述试验本体的轴心上。

6、若所述级间螺栓3在第一施力态、第二施力态、第三施力态、第四施力态时均未产生裂纹或发生断裂，则通过分析软件拟合出所述试验本体在飞行时受力点的受力值，将所述各受力点的受力值输入所述控制系统中，控制所述施力系统到第五施力态，使第一施力部A11，第二施力部A12，第三施力部A13，第一施力部B21，第二施力部B22，第三施力部B23同时向所述试验本体施加方向和大小均不同的推力，以模拟所述试验本体在飞行时的受力状态。

具体的，控制系统控制所述施力系统依次切换到所述第一施力态、第二施力态、第三施力态、第四施力态及第五施力态，在每个施力状态中，如果所述级间螺栓3出现裂纹或发生断裂的情况，则通过改变级间螺栓3的数量和型号，再次进行试验，直到所述级间螺栓3的载荷能够满足各施力状态，使得所述级间螺栓3能满足实际飞行的要求，避免所述级间螺栓3在实际弹道飞行时，出现未到分离窗口时级间螺栓3被破坏的情况。

以上描述仅为本发明的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本发明中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本发明中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。

Claims (7)

1.一种级间螺栓变载荷试验台，用于检测级间螺栓（3）能承受的载荷，其特征在于，包括：

支撑系统，所述支撑系统内具有限位空间，所述限位空间用于容纳试验本体，所述试验本体包括多级试验舱段，相邻的两个试验舱段之间通过级间螺栓（3）相连接；

施力系统，所述施力系统设置在所述限位空间内，所述施力系统用于向所述试验舱段施加垂直于所述试验舱段轴线的推力，进而使所述级间螺栓（3）受到剪切力；

控制系统，所述控制系统和所述施力系统控制连接，用于控制所述施力系统向所述试验本体施力。

2.根据权利要求1所述的一种级间螺栓变载荷试验台，其特征在于，

所述施力系统包括多个施力单元，每个施力单元用于向与其相对应的试验舱段进行施力；

所述施力单元包括多组施力部，多组所述施力部沿第一方向等间距分布，所述第一方向和所述试验本体的轴线平行，所述施力部内具有至少三个施力装置（5），至少三个所述施力装置（5）沿所述试验舱段的周向等间距分布；

所述施力装置（5）的第一端和所述支撑系统固定连接，第二端可沿第二方向向靠近或者远离所述试验本体移动，所述第二方向和所述第一方向垂直。

3.根据权利要求2所述的一种级间螺栓变载荷试验台，其特征在于，所述施力部具有四个施力装置（5）。

4.根据权利要求2所述的一种级间螺栓变载荷试验台，其特征在于，

所述试验本体包括相邻第一舱段（1）和第二舱段（2），所述第一舱段（1）和所述第二舱段（2）通过所述级间螺栓（3）相连接；

所述施力系统包括第一施力单元和第二施力单元，所述第一施力单元用于向所述第一舱段（1）施力，所述第二施力单元用于向所述第二舱段（2）施力；

所述第一施力单元包括第一施力部A（11），第二施力部A（12），第三施力部A（13）；所述第二施力单元包括第一施力部B（21），第二施力部B（22），第三施力部B（23）。

5.根据权利要求4所述的一种级间螺栓变载荷试验台，其特征在于，所述施力装置（5）的第二端转动连接有施力块（4），所述施力块（4）远离所述施力装置（5）的一侧具有和所述试验本体侧壁相匹配的施力面。

6.根据权利要求5所述的一种级间螺栓变载荷试验台，其特征在于，所述施力面上设置有力传感装置，所述力传感装置和所述控制系统电连接，所述力传感装置用于检测所述试验本体的受力，并将受力值传输至所述控制系统。

7.根据权利要求4所述的一种级间螺栓变载荷试验台，其特征在于，所述施力系统具有：

第一施力态，处于所述第一施力态时，所述第一施力部A（11），第二施力部A（12），第三施力部A（13）向所述第一舱段（1）施加方向和大小相同的推力；

第二施力态，处于所述第二施力态时，所述第一施力部A（11），第二施力部A（12），第三施力部A（13）中的两个施力部向所述第一舱段（1）施加方向和大小相同的推力，以使所述第一舱段（1）产生弯矩；

第三施力态，处于所述第三施力态时，所述第一施力部A（11），第二施力部A（12），第三施力部A（13）向所述第一舱段（1）施加方向和/或大小不同的推力，以使所述第一舱段（1）产生弯矩;

第四施力态，处于所述第四施力态时，所述第一施力单元和所述第二施力单元分别向所述第一舱段（1）和所述第二舱段（2）施加方向和大小相同的推力，以使所述试验本体产生弯矩；

第五施力态，处于所述第五施力态时，所述第一施力部A（11），第二施力部A（12），第三施力部A（13），第一施力部B（21），第二施力部B（22），第三施力部B（23）同时向所述试验本体施加方向和大小均不同的推力，以模拟所述试验本体在飞行时的受力状态。