CN219302146U - 一种航天器用轨控机架静力试验装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开一种航天器用轨控机架静力试验装置，包括四组垂直设置的固定梁组合，四组所述固定梁组合布置于同一支撑平面上且高度一致，四组所述固定梁组合的上部设置有水平放置的#形固定框架和垂直放置的主体固定框架；所述#形固定框架的上方连接受试的轨控机架；所述轨控机架的顶部与四个圆形加载工装连接；所述圆形加载工装与二力杠杆组合件相连；所述二力杠杆组合件的顶部中间位置连接力传感器；所述力传感器连接钢丝绳的一端，所述钢丝绳的另一端穿过所述主体固定框架的横梁上的第一定滑轮和支撑平面上的第二定滑轮后与作动器连接。本实用新型可实现拉力、角度同时加载的组合试验环境。

Description

一种航天器用轨控机架静力试验装置

技术领域

本实用新型涉及静力试验技术领域，特别是涉及一种航天器用轨控机架静力试验装置。

背景技术

航天器所使用的轨控机架(参见图3所示)，是航天器动力及飞行姿态控制的一个重要部件，在发动机工作过程中，轨控机架要承受来自于飞行方向上的过载产生的拉力以及其它方向上的轴向力和侧向拉力的工作环境。

因此，考核轨控机架在不同作用力下的静载性能尤为重要。为了验证轨控机架在受拉工况下的可靠性，需要考核轨控机架的静载性能。

但是，目前还没有一种设备或技术，其能够考核球轨控机架在受拉工况下的静载性能。

实用新型内容

本实用新型的目的是针对现有技术中存在的技术缺陷，而提供一种航天器用轨控机架静力试验装置。

为实现本实用新型的目的所采用的技术方案是：

一种航天器用轨控机架静力试验装置，包括四组垂直设置的固定梁组合，四组所述固定梁组合布置于同一支撑平面上且高度一致，四组所述固定梁组合的上部设置有水平放置的#形固定框架和垂直放置的主体固定框架；所述#形固定框架的上方连接受试的轨控机架；所述轨控机架的顶部与四个圆形加载工装连接；所述圆形加载工装与二力杠杆组合件相连；所述二力杠杆组合件的顶部中间位置连接力传感器；所述力传感器连接钢丝绳的一端，所述钢丝绳的另一端穿过所述主体固定框架的横梁上的第一定滑轮和支撑平面上的第二定滑轮后与作动器连接。

其中，所述二力杠杆组合件包括一个一级二力杠杆和二个二级二力杠杆；每个二级二力杠杆的两端各自通过一个二力杠杆连接件与一个圆形加载工装连接，两个二级二力杠杆的中部各自通过一个二力杠杆连接件与一级二力杠杆的两端连接，从而实现将四个加载点转换为一个加载点且加载方向一致，四个加载分点的力的大小、方向均一致。

其中，所述二力杠杆连接件由两个U形部连接形成，两个U形部的开口方向相反，通过两个U形部与一级二力杠杆、二个二级二力杠杆或是圆形加载工装一侧的连接杆采用螺栓及螺母连接；所述一级二力杠杆、二个二级二力杠杆或是圆形加载工装一侧的连接杆的预定位置上形成配合的所述螺栓穿过的通孔。

其中，每个所述圆形加载工装的底部按圆周布置五个限位孔，借由所述限位孔通过螺栓连接所述轨控机架，用于所述轨控机架的四个受力面上力的加载。

其中，所述#形固定框架上对称布置四组限位孔，通过螺栓、螺母与固定梁组合连接；一组限位孔与一组固定梁组合的顶端通过螺栓及螺母连接，实现通过所述#形固定框架将四组固定梁组合在顶端连接成一体。

其中，所述第一定滑轮安装在所述主体固定框架的中部布置的可上下移动以调整高度的横梁上，第二定滑轮安装在定滑轮固定工装上，所述定滑轮固定工装上设置限位孔用于固定第二定滑轮；所述定滑轮固定工装安装于支撑平面上。

其中，所述作动器通过作动器固定工装与作动器固定梁连接固定，形成静力加载系统；所述作动器固定梁固定于所述支撑平面上。

其中，所述主体固定框架为倒U形架，所述主体固定框架的底端固定于位于同侧的两组所述固定梁组合的顶端。

其中，所述#形固定框架的上方通过四块圆周布置的方形机架转接板连接受试的轨控机架，所述方形机架转接板上设置有三组对称布置的限位孔，所述限位孔为螺纹孔，通过与螺纹孔配合的螺栓将所述轨控机架与所述#形固定框架连接。

其中，所述固定梁组合使用螺栓螺母将其与支撑平面紧固。

本实用新型实施例的装置，能够对轨控机架进行拉力-角度组合载荷的加载，模拟轨控机架在航天器上受到的飞行过载产生的拉力，从而能够有效考核轨控机架的结构强度、静载性能、循环耐久性能；本实用新型实施例的装置结构设计科学合理，操作简便，控制精准，可实现拉力、角度同时加载的组合试验环境。

附图说明

图1是本实用新型的航天器用轨控机架静力试验装置的装配结构示意图。

图2为本实用新型实施例提供的航天器用轨控机架静力试验装置的二力杠杆组合件、圆形加载工装及力传感器的装配示意图。

图3是本实用新型实施例提供的航天器用轨控机架静力试验装置的#形固定框架、方形机架转接板及轨控机架的装配示意图。

图中：

1、固定梁组合，2、#形固定框架；3、方形机架转接板；4、轨控机架；5、圆形加载工装；6、二级二力杠杆；7、一级二力杠杆；8、第一定滑轮；9、主体固定框架；10、钢丝绳；11、定滑轮固定工装；12、第二定滑轮；13、作动器；14、作动器固定工装；15、作动器固定梁；16、力传感器；17、二力杠杆连接件；18、第一力传感器转接件；19、第二力传感器转接件。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。

在本实用新型实施例的描述中，需要理解的是，术语“上部”、“垂直”、“水平”、“上方”、“顶部”、“中间”、“一端”、“另一端”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实用新型实施例和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或部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实用新型实施例的限制。此外，术语“一级”、“二级”、“第一”、“第二”等仅用于描述目的，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。由此，限定有“一级”、“二级”“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。

在本实用新型实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本实用新型实施例中的具体含义。

参见图1至图2、图3所示，本实用新型实施例的航天器用轨控机架静力试验装置，包括：四组垂直设置的固定梁组合1，布置于同一支撑面上且高度一致，固定梁组合1的上部设置有水平放置的#形固定框架2和垂直放置的主体固定框架9；#形固定框架2的上方连接轨控机架4(航天器用轨控机架，即被测试产品，其具有一个承载架以及与承载架连接的支撑杆组件，支撑杆组件为四组，每组支撑杆包括两个长度相同的杆体，该两个杆体与承载架呈三角状布置，即两个杆体同名的一端相接并与一个连接板连接，另一端隔开一定距离后与承载架连接，相邻两个支撑杆组的相邻连接板各自用一个连接杆相连接，使四个连接板形成矩形状连接结构，承载架整体为呈圆角的矩形状，近圆角的位置布置呈圆心均匀布置四个结构相同的由一个圆形的优弧部以及一个U形部开口对接连接形成的异型孔洞，相邻异型孔洞的优弧部通过一个外杆体连接且U形部开口的角部通过平行外杆体的杆体相连接，从而在承载架的中心形成八边形孔洞，异型孔洞的优弧部弧形架上有连接孔)；轨控机架4的顶部与四个圆形加载工装5连接；圆形加载工装5的另一端与二力杠杆组合件相连；二力杠杆组合件的顶部中间位置连接力传感器16；力传感器16连接钢丝绳10的一端；钢丝绳10穿过安装于主体固定框架9上的横梁上的第一定滑轮8和布置于支撑平面上的第二定滑轮2的另一端与作动器13连接，用于力的传递和加载力的精确控制；作动器13固定在作动器固定梁15上。

其中，所述#形固定框架2与轨控机架4(通过轨控机架的支撑杆组件的一端的连接板)通过四块圆周布置的方形机架转接板3连接，所述方形机架转接板3上设置有三组对称布置的限位孔，所述限位孔为螺纹孔，通过与螺纹孔配合的螺栓将所述轨控机架4与#形固定框架2连接。

其中，所述#形固定框架2上对称布置四组限位孔，通过螺栓、螺母与固定梁组合1连接；一组限位孔与一组固定梁组合1的顶端通过螺栓及螺母连接，即通过所述#形固定框架2将四组固定梁组合1在顶端连接成一体。

其中，所述圆形加载工装5为四个，每个所述圆形加载工装5的底部圆周布置五个限位孔，通过螺栓连接轨控机架4(与轨空机架的异型孔洞上的连接孔相连接)，用于轨控机架4的四个受力面上力的加载。

某些实施例中，二力杠杆组合件由一个一级二力杠杆7和二个二级二力杠杆6组成；其中，每个二级二力杠杆6两端各自通过一个二力杠杆连接件17与一个圆形加载工装5连接，中部通过一个二力杠杆连接件17与一级二力杠杆7的一端连接。通过二力杠杆组合件保证了各个受力点加载力的一致性、加载方向的一致性以及将加载点由一变为多。

其中，所述二级二力杠杆7与圆形加载工装5通过二力杠杆连接件17使用螺栓螺母连接，与竖直方向的夹角可自由变化，两个圆形加载工装5上的合力在二级二力杠杆6的中部，另外一端两个圆形加载工装5合力在另一个二级二力杠杆6中部；用两个二力杠杆连接件17分别将两个二级二力杠杆6和一级二力杠杆7连接，此时便将四个加载点转换为一个加载点且加载方向一致，四个加载分点的力的大小、方向均一致。

一些实施例中，第一定滑轮8安装在主体固定框架9的中部可移动横梁上，第二第一定滑轮2安装在定滑轮固定工装11上，定滑轮固定工装11上设置限位孔用于固定第二定滑轮，第一定滑轮8和第一定滑轮2和二力杠杆组合件保证了试验加载力方向与水平夹角，所述二力杠杆组合件、主体固定框架9、第一定滑轮8、第二第一定滑轮2、定滑轮固定工装11和钢丝绳10，形成加载力方向控制系统

一些实施例中，所述作动器13与作动器固定梁15之间通过作动器固定工装14连接，形成静力加载系统；作动器13一端与钢丝绳10连接用于静力加载。作动器能够实现对加载力的闭环控制控制精度能达到0.01N。

为了监测所述的钢丝绳10与第一定滑轮8、第二第一定滑轮2之间的摩擦对于加载力的损耗，保证对轨控机架4上力的精确加载，在二力杠杆组合件上布置了力传感器16检测最终加载力，保证试验的准确性。其中，所述力传感器16一端与第一力传感器转接件18连接，另一端与第二力传感器转接件19，述力传感器16通过第一力传感器转接件18与一级二力杠杆7的中部连接，通过力传感器连接件19与钢丝绳10连接，实现检测最终加载力。

本实用新型实施例，第一力传感器转接件18能左右转动，具备角度补偿功能，可随钢丝绳的运动而变换角度，第一定滑轮8所安装的横梁具备上下调节功能，根据所需的加载角度调整第一定滑轮8所安装的横梁的高度，可实现加载角度调整，根据力传感器实时监测加载力的变化，实时调整加载力的大小实现精确控制。

为了更加清楚理解本实用新型实施例，下面就本实用新型航天器用轨控机架静力试验装置的具体安装调试步骤进行说明：

首先，将固定梁组合1按照规定的位置使用螺栓螺母将其与大地基紧固；然后用螺栓和螺母分别将#形固定框架2和主体固定框架9固定在固定梁组合1上；将轨控机架4经由方形机架转接板3通过螺栓安装于#形固定框架2上；用螺栓、螺母将二力杠杆组合件与四个圆形加载工装5分别连接；用螺栓、螺母将第一定滑轮8固定在主体固定框架9的横梁上；根据二力杠杆组合件中到第一定滑轮8中心所在直线的水平距离以及所要求的加载角度计算出第一定滑轮8所需的安装高度；根据计算出的安装高度，上下移动第一定滑轮8所在的安装横梁到达所需高度，使用螺栓螺母固定横梁，力的加载角度就被确定；将力传感器16与二力杠杆组合件连接；用螺栓将第二定滑轮12与定滑轮固定工装11连接，使用螺栓、螺母固定在大地基上；用螺栓将作动器13与作动器固定工装14固定，将作动器固定工装14与作动器固定梁15固定，将作动器固定梁15固定在大地基上；启动数据采集仪，启动作动器13输入所需的加载力值开始试验，直至完成所需静载时间，结束试验，保存数据。

本实用新型实施例的航天器用轨控机架静力试验装置，有如下有益效果：

1.可以将加载点一分为多，实现多个加载面同时加载；

2.利用作动器13实现对力的精确闭环控制，加上力传感器16的实时监测保证了试验加载的精准性。

3.采用了第一定滑轮8、第二定滑轮12改变力的加载方向，使加载不受空间限制，实施方便。

4.具备角度灵活、精确调节功能，能够满足不同的加载工况。

5.通过变化安装的位置能够试验试验件受拉、受压工况更好的考核轨控机架4的静载性能。

6.具备循环加载功能能够满足对轨控机架4的耐久性能考核。

本实用新型实施例的装置，能够对轨控机架进行拉力-角度组合载荷的加载，模拟轨控机架在航天器上受到的飞行过载产生的拉力，从而能够有效考核轨控机架的结构强度、静载性能、循环耐久性能；本实用新型实施例的装置结构设计科学合理，操作简便，控制精准，可实现拉力、角度同时加载的组合试验环境。

以上显示和描述了本实用新型的基本原理和主要特征和本实用新型的优点,对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型；

因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本实用新型的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本实用新型内。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (10)

1.航天器用轨控机架静力试验装置，其特征在于，包括四组垂直设置的固定梁组合，四组所述固定梁组合布置于同一支撑平面上且高度一致，四组所述固定梁组合的上部设置有水平放置的#形固定框架和垂直放置的主体固定框架；所述#形固定框架的上方连接受试的轨控机架；所述轨控机架的顶部与四个圆形加载工装连接；所述圆形加载工装与二力杠杆组合件相连；所述二力杠杆组合件的顶部中间位置连接力传感器；所述力传感器连接钢丝绳的一端，所述钢丝绳的另一端穿过所述主体固定框架的横梁上的第一定滑轮和支撑平面上的第二定滑轮后与作动器连接。

2.根据权利要求1所述航天器用轨控机架静力试验装置，其特征在于，所述二力杠杆组合件包括一个一级二力杠杆和二个二级二力杠杆；每个二级二力杠杆的两端各自通过一个二力杠杆连接件与一个圆形加载工装连接，两个二级二力杠杆的中部各自通过一个二力杠杆连接件与一级二力杠杆的两端连接，从而实现将四个加载点转换为一个加载点且加载方向一致，四个加载分点的力的大小、方向均一致。

3.根据权利要求2所述航天器用轨控机架静力试验装置，其特征在于，所述二力杠杆连接件由两个U形部连接形成，两个U形部的开口方向相反，通过两个U形部与一级二力杠杆、二个二级二力杠杆或是圆形加载工装一侧的连接杆采用螺栓及螺母连接；所述一级二力杠杆、二个二级二力杠杆或是圆形加载工装一侧的连接杆的预定位置上形成配合的所述螺栓穿过的通孔。

4.根据权利要求1所述航天器用轨控机架静力试验装置，其特征在于，每个所述圆形加载工装的底部按圆周布置五个限位孔，借由所述限位孔通过螺栓连接所述轨控机架，用于所述轨控机架的四个受力面上力的加载。

5.根据权利要求1所述航天器用轨控机架静力试验装置，其特征在于，所述#形固定框架上对称布置四组限位孔，通过螺栓、螺母与固定梁组合连接；一组限位孔与一组固定梁组合的顶端通过螺栓及螺母连接，实现通过所述#形固定框架将四组固定梁组合在顶端连接成一体。

6.根据权利要求1所述航天器用轨控机架静力试验装置，其特征在于，所述第一定滑轮安装在所述主体固定框架的中部布置的可上下移动以调整高度的横梁上，第二定滑轮安装在定滑轮固定工装上，所述定滑轮固定工装上设置限位孔用于固定第二定滑轮；所述定滑轮固定工装安装于支撑平面上。

7.根据权利要求1所述航天器用轨控机架静力试验装置，其特征在于，所述作动器通过作动器固定工装与作动器固定梁连接固定，形成静力加载系统；所述作动器固定梁固定于所述支撑平面上。

8.根据权利要求1所述航天器用轨控机架静力试验装置，其特征在于，所述主体固定框架为倒U形架，所述主体固定框架的底端固定于位于同侧的两组所述固定梁组合的顶端。

9.根据权利要求1所述航天器用轨控机架静力试验装置，其特征在于，所述#形固定框架的上方通过四块圆周布置的方形机架转接板连接受试的轨控机架，所述方形机架转接板上设置有三组对称布置的限位孔，所述限位孔为螺纹孔，通过与螺纹孔配合的螺栓将所述轨控机架与所述#形固定框架连接。

10.根据权利要求1所述航天器用轨控机架静力试验装置，其特征在于，所述固定梁组合使用螺栓螺母将其与支撑平面紧固。

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