CN221120140U - 一种固体火箭发动机轴向力学环境试验工装 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，该工装包括：上支撑座、下支撑座和连接部件；上支撑座设置在下支撑座的上方，上支撑座和下支撑座通过连接部件连接；上支撑座开设有上安装槽；下支撑座开设有下安装槽；固体火箭发动机装药燃烧室安装在上安装槽和下安装槽内；下支撑座固定连接在振动试验台上；振动试验台的载荷通过工装传递到固体火箭发动机的轴线方向上。本申请能够用于多种类型的固体火箭发动机轴向力学环境试验，结构简单，装卸方便，提高力学环境试验效率。

Description

一种固体火箭发动机轴向力学环境试验工装

技术领域

本申请涉及固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机轴向力学环境试验工装。

背景技术

固体火箭发动机结构简单、维护方便、可靠性高、操作简便，被广泛应用于运载火箭、导弹动力系统。由于运载火箭、导弹武器系统全寿命周期内承受的环境载荷复杂多变，因此对固体火箭发动机的环境适应性要求也较高。针对固体火箭发动机在力学环境载荷下的结构完整性分析，目前尚无法建立较为精确的仿真模型。因此，绝大部分固体火箭发动机需要通过力学环境试验来验证其环境适应性。

现有公开号为CN209764630U，专利名称为一种用于测试汽车天窗的三轴向力学试验台，公开了一种三轴向力学试验台，可以对三轴向力进行试验，然而该试验台不能应用于多种类型的固体火箭发动机轴向力学环境试验，且结构复杂。

因此，目前亟需解决的技术问题是：如何提供一种通用的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，以解决能够用于多种类型的固体火箭发动机轴向力学环境试验，结构简单，装卸方便，提高力学环境试验效率的技术问题。

实用新型内容

本申请的目的在于提供一种通用的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，能够用于多种类型的固体火箭发动机轴向力学环境试验，结构简单，装卸方便，提高力学环境试验效率。

为达到上述目的，本申请提供一种固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，该工装包括：上支撑座、下支撑座和连接部件；所述上支撑座设置在所述下支撑座的上方，所述上支撑座和所述下支撑座通过所述连接部件连接；所述上支撑座开设有上安装槽；所述下支撑座开设有下安装槽；固体火箭发动机装药燃烧室安装在所述上安装槽和所述下安装槽内；所述下支撑座固定连接在振动试验台上；所述振动试验台的载荷通过所述工装传递到固体火箭发动机的轴线方向上。

如上所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其中，所述连接部件包括螺杆和螺母；所述上支撑座开设有上螺纹孔；所述下支撑座开设有下螺纹孔，所述下螺纹孔与所述上螺纹孔上下对应设置；所述螺杆螺纹连接在所述上螺纹孔和所述下螺纹孔内；所述螺母螺纹连接在所述螺杆上，且所述螺母抵接在所述下支撑座的上表面和所述上支撑座的上表面。

如上所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其中，所述上支撑座开设有四个上螺纹孔，四个所述上螺纹孔均匀间隔开设置；所述下支撑座开设有四个下螺纹孔，四个所述下螺纹孔均匀间隔开设置；四个所述下螺纹孔分别对应设置在四个所述上螺纹孔的正下方；所述螺杆包括四个，四个所述螺杆分别安装在四个所述上螺纹孔和四个所述下螺纹孔内。

如上所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其中，每一个所述螺杆上螺纹连接有两个螺母；两个所述螺母分别抵接在所述下支撑座的上表面和所述上支撑座的上表面。

如上所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其中，所述下支撑座开设有多个通孔，多个所述通孔通过螺栓与振动试验台固定连接。

如上所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其中，所述通孔为8个，8个所述通孔均匀间隔开分别在所述下支撑座上。

如上所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其中，所述上支撑座和所述下支撑座均为圆形板。

如上所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其中，所述上安装槽和所述下安装槽均为圆形。

如上所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其中，所述上安装槽位于所述上支撑座的中心，所述下安装槽位于所述下支撑座的中心，所述上安装槽的中心与所述下安装槽的中心在一条直线方向上。

如上所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其中，所述上安装槽为所述上安装座上具有台阶结构的通槽；所述下安装槽为所述下安装座上具有台阶结构的通槽。

本申请实现的有益效果如下：

(1)本申请能够用于多种类型的固体火箭发动机轴向力学环境试验，具有结构简单、适用范围广、装卸简单的特点，能够大幅度提高固体火箭发动机的力学环境试验效率。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例的一种固体火箭发动机轴向力学环境试验工装的正视图。

图2为图1中A-A的剖视图。

图3为本申请实施例的一种固体火箭发动机轴向力学环境试验工装的立体图。

图4为本申请实施例的一种固体火箭发动机轴向力学环境试验工装上固定安装固体火箭发动机装药燃烧室的结构示意图。

图5为图4中B-B的剖视图。

附图标记：1-上支撑座；2-下支撑座；3-连接部件；4-固体火箭发动机装药燃烧室；11-上安装槽；21-下安装槽；22-通孔；23-台阶结构；31-螺杆；32-螺母。

具体实施方式

下面结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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1-5所示，本申请提供一种固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，该工装包括：上支撑座1、下支撑座2和连接部件3；上支撑座1设置在下支撑座2上方，且上支撑座1和下支撑座2之间间隔开一定的空间，以使得下支撑座2固定固体火箭发动机装药燃烧室4的底端，上支撑座1固定固体火箭发动机装药燃烧室4的顶端，上支撑座1和下支撑座2通过连接部件3连接；上支撑座1开设有上安装槽11；下支撑座2开设有下安装槽21；固体火箭发动机装药燃烧室4安装在上安装槽11和下安装槽21内；下支撑座2固定连接在振动试验台上；振动试验台的载荷通过工装传递到固体火箭发动机的轴线方向上，从而实现对固体火箭发动机的轴线方向进行力学试验。

如图1-5所示，连接部件3包括螺杆31和螺母32；上支撑座1开设有上螺纹孔，上螺纹孔贯通上支撑座1；下支撑座2开设有下螺纹孔，下螺纹孔贯通下支撑座2，下螺纹孔与上螺纹孔上下对应设置；螺杆31螺纹连接在上支撑座1的上螺纹孔和下支撑座2的下螺纹孔内，根据需要试验的固体火箭发动机的类型，调整上支撑座1和下支撑座2对应在螺杆31上的位置，从而可以调节上支撑座1和下支撑座2之间的距离，进而适于在上支撑座1和下支撑座2上安装固体火箭发动机装药燃烧室4；螺母32螺纹连接在螺杆31上，且螺母32抵接在下支撑座2的上表面和上支撑座1的上表面，螺母32对下支撑座2和上支撑座1起到固定限位作用。

作为本实用新型的具体实施例，上支撑座1开设有四个上螺纹孔，四个上螺纹孔均匀间隔开设置；下支撑座2开设有四个下螺纹孔，四个下螺纹孔均匀间隔开设置；四个下螺纹孔分别对应设置在四个上螺纹孔的正下方；螺杆31包括四个，四个螺杆31分别安装在四个上螺纹孔和四个下螺纹孔内，螺杆31通过螺纹连接在上螺纹孔和下螺纹孔内，从而实现对上支撑座1和下支撑座2的连接。

作为本实用新型的具体实施例，每一个螺杆31上螺纹连接有两个螺母32；两个螺母32分别抵接在下支撑座2的上表面和上支撑座1的上表面。

如图2和3所示，下支撑座2开设有多个通孔22，多个通孔22通过螺栓与振动试验台固定连接。

作为本发明的具体实施例，上支撑座1开设有多个通孔22。在此不限制通孔22的数量。

作为本实用新型优选的实施例，下支撑座2开设的通孔22为8个，8个通孔22均匀间隔开分别在下支撑座2上。

作为本实用新型的具体实施例，上支撑座1和下支撑座2均为圆形板。在此不限制上支撑座1和下支撑座2的形状，也可以是其他的形状。

作为本实用新型的具体实施例，上安装槽11和下安装槽21均为圆形。上安装槽11和下安装槽21的直径与固体火箭发动机装药燃烧室4的外径形成配合关系，便于安装固定固体火箭发动机装药燃烧室4。

作为本实用新型的具体实施例，上安装槽11位于上支撑座1的中心，下安装槽21位于下支撑座2的中心，上安装槽11的中心与下安装槽21的中心在一条直线方向上，从而使得固体火箭发动机装药燃烧室4的底端安装在下安装槽21内，顶端安装在上安装槽11内。

如图2和3所示，上安装槽11为上安装座上具有台阶结构23的通槽；下安装槽21为下安装座上具有台阶结构23的通槽，固体火箭发动机装药燃烧室4的顶端穿过上安装槽11。台阶结构23用于限制固体火箭发动机装药燃烧室4的最大外径端，防止固体火箭发动机装药燃烧室4从上安装槽11和下安装槽21内脱出，从而使得固体火箭发动机装药燃烧室4固定更加牢靠，提高试验的可靠性。

本申请实现的有益效果如下：

(1)本申请能够用于多种类型的固体火箭发动机轴向力学环境试验，具有结构简单、适用范围广、装卸简单的特点，能够大幅度提高固体火箭发动机的力学环境试验效率。

在本申请的描述中，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。由此，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所述特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本申请的描述中，“例如”一词用来表示“用作例子、例证或说明”。本申请中被描述为“例如”的任何实施例不一定被解释为比其它实施例更优选或更具优势。为了使本领域任何技术人员能够实现和使用本实用新型，给出了以下描述。在以下描述中，为了解释的目的而列出了细节。应当明白的是，本领域普通技术人员可以认识到，在不使用这些特定细节的情况下也可以实现本实用新型。在其它实例中，不会对公知的结构和过程进行详细阐述，以避免不必要的细节使本实用新型的描述变得晦涩。因此，本实用新型并非旨在限于所示的实施例，而是与符合本申请所公开的原理和特征的最广范围相一致。

以上所述仅为本实用新型的实施方式而已，并不用于限制本实用新型。对于本领域技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原理内所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本实用新型的权利要求范围之内。

Claims (10)

1.一种固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其特征在于，该工装包括：上支撑座、下支撑座和连接部件；

所述上支撑座设置在所述下支撑座的上方，所述上支撑座和所述下支撑座通过所述连接部件连接；

所述上支撑座开设有上安装槽；

所述下支撑座开设有下安装槽；

固体火箭发动机装药燃烧室安装在所述上安装槽和所述下安装槽内；

所述下支撑座固定连接在振动试验台上；

所述振动试验台的载荷通过所述工装传递到固体火箭发动机的轴线方向上。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其特征在于，所述连接部件包括螺杆和螺母；

所述上支撑座开设有上螺纹孔；

所述下支撑座开设有下螺纹孔，所述下螺纹孔与所述上螺纹孔上下对应设置；

所述螺杆螺纹连接在所述上螺纹孔和所述下螺纹孔内；

所述螺母螺纹连接在所述螺杆上，且所述螺母抵接在所述下支撑座的上表面和所述上支撑座的上表面。

3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其特征在于，所述上支撑座开设有四个上螺纹孔，四个所述上螺纹孔均匀间隔开设置；所述下支撑座开设有四个下螺纹孔，四个所述下螺纹孔均匀间隔开设置；

四个所述下螺纹孔分别对应设置在四个所述上螺纹孔的正下方；

所述螺杆包括四个，四个所述螺杆分别安装在四个所述上螺纹孔和四个所述下螺纹孔内。

4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其特征在于，每一个所述螺杆上螺纹连接有两个螺母；

两个所述螺母分别抵接在所述下支撑座的上表面和所述上支撑座的上表面。

5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其特征在于，所述下支撑座开设有多个通孔，多个所述通孔通过螺栓与振动试验台固定连接。

6.根据权利要求5所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其特征在于，所述通孔为8个，8个所述通孔均匀间隔开分别在所述下支撑座上。

7.根据权利要求1-6之一所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其特征在于，所述上支撑座和所述下支撑座均为圆形板。

8.根据权利要求7所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其特征在于，所述上安装槽和所述下安装槽均为圆形。

9.根据权利要求8所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其特征在于，所述上安装槽位于所述上支撑座的中心，所述下安装槽位于所述下支撑座的中心，所述上安装槽的中心与所述下安装槽的中心在一条直线方向上。

10.根据权利要求8所述的固体火箭发动机轴向力学环境试验工装，其特征在于，所述上安装槽为所述上支撑座上具有台阶结构的通槽；

所述下安装槽为所述下支撑座上具有台阶结构的通槽。