本发明专利技术公开了一种航天器全尺寸振动试验边界模拟的油气支承装置，包括静压支承单元、油气弹簧单元和承力框架，承力框架安装在静压支承单元和油气弹簧单元外部，上端有一个圆形开口，静压支承单元底部通过螺栓连接安装在油气弹簧单元上部，油气弹簧单元下部通过螺栓连接在承力框架底部。该装置相对于传统的绳索支承系统能够更加准确地获取火箭结构振动特性，且试验塔的建设成本将大大降低。
【技术实现步骤摘要】
一种用于航天器全尺寸振动试验边界模拟的油气支承装置
本专利技术属于航天动力学试验
，具体涉及一种用于航天器全尺寸振动试验边界模拟的油气支承装置。
技术介绍
在航天器如战略导弹、大型运载火箭的设计和定型过程中，了解与掌握其振动特性，关系到弹(箭)飞行的成败。以运载火箭为例，火箭属于弹性体，其动力学数据预测是非常难的，通常通过理论分析几乎不可能。因此世界各国均采取全尺寸全箭振动试验，得到其在自由飞行状态下的振动特性，在火箭飞行前处理好结构振动与控制系统相互作用、动载荷等问题，为确定控制系统、结构设计、航天器的飞行轨迹提供帮助。我国对此采用弹性绳索将火箭悬吊起来，真实的模拟火箭自由飞行的边界条件，并激起振动来确定其动力学特性。然而，使用这种悬吊支撑系统时，获取的数据在很大程度上受到悬吊点力和支撑系统绳索的共振频率的影响。这些影响呈现高度非线性，以至于在试验结果的分析过程中很难排除。同时，绳索支撑系统与不同试验件的匹配比较困难，例如运载火箭、导弹、航天飞机、飞机，则需要制造特殊的工装用来悬挂不同的试件，这些工装干扰了试件的质量分布。此外，随着运载火箭不断追求更大的运载能力，绳索悬吊支撑系统吊起火箭对试验塔顶部承力结构的承载要求越来越大，将使试验塔设计难度和建造成本变得难以承受。由此，需要一种新的用于航天器全尺寸振动试验边界模拟的支承装置，以解决现有弹性绳索悬吊系统中存在的受共振频率影响大、不同试验件需要设计不同工装、试验塔设计与建设成本高等问题。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是，研究提出新的用于航天器全尺寸振动试验边界模拟的支承装置，以更准确的获取火箭结构振动特性，降低试验塔的设计建造成本。本专利技术公开了一种用于航天器全尺寸振动试验边界模拟的油气支承装置，包括静压支承单元、油气弹簧单元和承力框架，所述承力框架安装在静压支承单元和油气弹簧单元外部，上端有一个圆形开口，所述静压支承单元底部通过螺栓连接安装在油气弹簧单元上部，所述油气弹簧单元下部通过螺栓连接在承力框架底部；所述静压支承单元包括半球、球窝、底板、节流器，所述半球上端从所述承力框架上端的圆形开口伸出，能够水平移动到所述圆形开口侧壁后停止移动；所述半球和球窝相互配合，分别具有相匹配的凸起球面和凹陷球面，球窝底面和底板顶面相接触，分别具有相匹配的平面，这对球面以及平面之间可以相对自由滑动；球窝凹陷球面内部设有若干个静压油腔，所述每个静压油腔内部安装一个节流器，球窝侧面设有外部进油口和回油口；球窝下表面设有若干平面油腔，球窝上表面或下表面设有环形的回油槽，每个平面油腔内部安装有一个节流器，球窝凹陷球面内部设有若干孔道用来连接进油口与节流器，高压油通过外部进油口供给，通过节流器为静压油腔和平面油腔供油；当油液充满油腔、建立压力状态下，半球、球窝、底板能够隔绝，油液将在分界面形成油膜并持续流动，油液流出油膜间隙后溢出到球窝上表面或者下表面的回油槽并通过回油口排出；所述油气弹簧单元包括活塞、两个环形静压支承、缸筒、底座、端盖、若干环形支承节流器、浮子，所述缸筒内部设有长孔道，所述环形静压支承内表面设有若干扇形静压油腔；两个环形静压支承分别过盈压入安装在缸筒内部的上下两端；环形静压支承为圆筒状，其圆筒内壁有若干个对称分布的扇形静压油腔，高压油通过下部进油口进入缸筒内部，通过缸筒内部的长孔道和环形支承节流器后进入到对应连接的扇形静压油腔，下部进油口通过长孔道及缸筒内部的其它孔道与环形支承节流器以及扇形静压油腔连通；扇形静压油腔内部建立压力后使活塞与两个环形静压支承之间形成油膜；环形支承节流器与扇形静压油腔的数量相同，并且相互连接；活塞嵌入到缸筒内部与底座共同形成一个高压油腔，浮子嵌入到活塞内部形成一个高压气腔，活塞和底座的接触面形成了毛细封油边，高压油腔内的油液通过毛细封油边泄出；浮子将高压油腔与高压气腔隔开；所述底板为圆形板，所述节流器为阶梯状圆柱体结构，设有六角形柱体可与球窝螺纹连接，内部设有小直径的长孔，提供很大的液阻；所述活塞为阶梯状圆柱体结构，内部为空心结构；所述环形静压支承、缸筒为圆筒形结构；所述环形支承节流器为阶梯状圆柱体结构，与缸筒内部螺纹连接，内部设有小直径的长孔，提供很大的液阻；所述端盖为圆环形结构，与缸筒顶部螺栓连接，内部设有密封圈与活塞接触密封；所述底座为阶梯状圆筒结构，与缸筒底部螺栓连接。优选地，所述环形支承节流器和扇形静压油腔的数量均为6个。优选地，所述节流器或者环形支承节流器内部设置的长孔直径为0.5mm。本专利技术还公开一种航天器全尺寸振动试验系统，包括试验塔、试验火箭，还包括若干油气支承装置、液压油源、气源，所述若干油气支承装置对称分布在试验火箭第一级底部，试验火箭和若干油气支承装置共同放置在一个框架结构的试验塔内部，所述每个油气支承装置独立工作互不干扰，所述半球上端与试验火箭底部螺栓连接，所述试验火箭能够水平移动到承力框架上的圆形开口侧壁后停止移动，所述液压油源将油液泵入到球窝和缸筒上的进油口，从所述半球、球窝和底板之间形成的油膜间隙，以及活塞、环形静压支承和底座之间形成的毛细封油边流出的油液，通过回油口排出后被抽走至液压油源。优选地，所述油气支承装置为4个。本专利技术的有益效果如下：(1)本专利技术公开的用于航天器全尺寸振动试验自由边界模拟的新型油气支承装置，在各自由度方向上摩擦非常小，垂直方向的支承刚度小，参与试件运动的附加质量也非常小，相对于传统的绳索支承系统能够更加准确地获取火箭结构振动特性。(2)本专利技术公开的用于航天器全尺寸振动试验自由边界模拟的新型油气支承装置，试验件的重量通过油气支承装置传递到地面，试验件仅仅对地面有承载要求，而不再需要承载的试验塔或者顶部结构，试验塔的建设成本将大大降低。附图说明图1是本专利技术中的航天器全尺寸振动试验系统组成示意图；图2是本专利技术中的油气支承装置正视图；图3是本专利技术中的静压支承单元剖视图；图4是本专利技术中的静压支承单元三维示意图；图5是本专利技术中油气弹簧单元剖视图；图6是本专利技术中承力框架三维示意图；图7是本专利技术中油气支承装置供油供气示意图；图8是本专利技术中球窝三维示意图；图9是本专利技术中节流器三维示意图；图10是本专利技术中活塞三维示意图；图11是本专利技术中环形静压支承三维示意图；图12是本专利技术中缸筒三维示意图；图13是本专利技术中环形支承节流器三维示意图；图14是本专利技术中端盖三维示意图；图15是本专利技术中底座三维示意图；附图标记说明：1—静压支承单元；2—油气弹簧单元；3—承力框架；4—试验塔；5—试验火箭；6—油气支承装置；6A—第一油气支承装置；6B—第二油气支承装置；6C—第三油气支承装置；6D—第四油气支承装置；7—半球；7A—半球凸起球面；7B—半球上端；8—球窝；8A—球窝的凹陷球面；8B—球窝底面；9—底板；9A—底板顶面；10—节流器；11—静压油腔；12—平面油腔；13—进油口；14—回油槽；15—回油口；16—孔道；17—活塞；18—环形静压支承；18A—第一环形静压支承；18B—第二环形静压支承；19—缸筒；20—底座；21—端盖；22—环形支承节流器；23—浮子；24—下部进油口；25—长孔道；26—扇形静压油腔；27—高压油腔；28—高压气腔；29—毛细封油边；30—圆形开本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种用于航天器全尺寸振动试验边界模拟的油气支承装置，其特征在于，包括静压支承单元(1)、油气弹簧单元(2)和承力框架(3)，所述承力框架(3)安装在静压支承单元(1)和油气弹簧单元(2)外部，上端有一个圆形开口(30)，所述静压支承单元(1)底部通过螺栓连接安装在油气弹簧单元(2)上部，所述油气弹簧单元(2)下部通过螺栓连接在承力框架(3)底部；所述静压支承单元(1)包括半球(7)、球窝(8)、底板(9)、节流器(10)，所述半球(7)上端(7B)从所述承力框架(3)上端的圆形开口(30)伸出，能够水平移动到所述圆形开口(30)侧壁后停止移动；所述半球(7)和球窝(8)相互配合，分别具有相匹配的凸起球面(7A)和凹陷球面(8A)，球窝(8)底面8B和底板(9)顶面(9A)相接触，分别具有相匹配的平面，这对球面(7A)、(8A)以及平面(8B)、(9A)之间可以相对自由滑动；球窝(8)凹陷球面(8A)内部设有若干个静压油腔(11)，所述每个静压油腔(11)内部安装一个节流器(10)，球窝(8)侧面设有外部进油口(13)和回油口(15)；球窝(8)下表面设有若干平面油腔(12)，球窝(8)上表面或下表面设有环形的回油槽(14)，每个平面油腔(12)内部安装有一个节流器(10)，球窝(8)凹陷球面(8A)内部设有若干孔道(16)用来连接进油口(13)与节流器(10)，高压油通过外部进油口(13)供给，通过节流器(10)为静压油腔(11)和平面油腔(12)供油；当油液充满油腔、建立压力状态下，半球(7)、球窝(8)、底板(9)能够隔绝，油液将在分界面形成油膜并持续流动，油液流出油膜间隙后溢出到球窝(8)上表面或者下表面的回油槽(14)并通过回油口(15)排出；所述油气弹簧单元(2)包括活塞(17)、两个环形静压支承(18A)、(18B)、缸筒(19)、底座(20)、端盖(21)、若干环形支承节流器(22)、浮子(23)，所述缸筒(19)内部设有长孔道(25)，所述环形静压支承(18A)、(18B)内部均设有若干扇形静压油腔(26)；两个环形静压支承(18A)、(18B)分别过盈压入安装在缸筒(19)内部的上下两端；环形静压支承(18A)、(18B)为圆筒状，其圆筒内壁有若干个对称分布的扇形静压油腔(26)，高压油通过下部进油口(24)进入缸筒(19)内部，通过缸筒(19)内部的长孔道(25)和环形支承节流器(22)后进入到对应连接的扇形静压油腔(26)，下部进油口(24)通过长孔道(25)及缸筒内部的其它孔道与环形支承节流器(22)以及扇形静压油腔(26)连通；扇形静压油腔(26)内部建立压力后使活塞(17)与两个环形静压支承(18A)、(18B)之间形成油膜；环形支承节流器(22)与扇形静压油腔(26)的数量相同，并且相互连接；活塞(17)嵌入到缸筒(19)内部与底座(20)共同形成一个高压油腔(27)，浮子(23)嵌入到活塞(17)内部形成一个高压气腔(28)，活塞(17)和底座(20)的接触面形成了毛细封油边(29)，高压油腔(27)内的油液通过毛细封油边(29)泄出；浮子(23)将高压油腔(27)与高压气腔(28)隔开；所述底板(9)为圆形板，所述节流器(10)为阶梯状圆柱体结构，设有六角形柱体可与球窝(8)螺纹连接，内部设有小直径的长孔，提供很大的液阻；所述活塞(17)为阶梯状圆柱体结构，内部为空心结构；所述环形静压支承(18A)、(18B)、缸筒(19)为圆筒形结构；所述环形支承节流器(22)为阶梯状圆柱体结构，与缸筒(19)内部螺纹连接，内部设有小直径的长孔，提供很大的液阻；所述端盖(21)为圆环形结构，与缸筒(19)顶部螺栓连接，内部设有密封圈与活塞(17)接触密封；所述底座(20)为阶梯状圆筒结构，与缸筒(19)底部螺栓连接。...
【技术特征摘要】
1.一种用于航天器全尺寸振动试验边界模拟的油气支承装置，其特征在于，包括静压支承单元(1)、油气弹簧单元(2)和承力框架(3)，所述承力框架(3)安装在静压支承单元(1)和油气弹簧单元(2)外部，上端有一个圆形开口(30)，所述静压支承单元(1)底部通过螺栓连接安装在油气弹簧单元(2)上部，所述油气弹簧单元(2)下部通过螺栓连接在承力框架(3)底部；所述静压支承单元(1)包括半球(7)、球窝(8)、底板(9)、节流器(10)，所述半球(7)上端(7B)从所述承力框架(3)上端的圆形开口(30)伸出，能够水平移动到所述圆形开口(30)侧壁后停止移动；所述半球(7)和球窝(8)相互配合，分别具有相匹配的凸起球面(7A)和凹陷球面(8A)，球窝(8)底面8B和底板(9)顶面(9A)相接触，分别具有相匹配的平面，这对球面(7A)、(8A)以及平面(8B)、(9A)之间可以相对自由滑动；球窝(8)凹陷球面(8A)内部设有若干个静压油腔(11)，所述每个静压油腔(11)内部安装一个节流器(10)，球窝(8)侧面设有外部进油口(13)和回油口(15)；球窝(8)下表面设有若干平面油腔(12)，球窝(8)上表面或下表面设有环形的回油槽(14)，每个平面油腔(12)内部安装有一个节流器(10)，球窝(8)凹陷球面(8A)内部设有若干孔道(16)用来连接进油口(13)与节流器(10)，高压油通过外部进油口(13)供给，通过节流器(10)为静压油腔(11)和平面油腔(12)供油；当油液充满油腔、建立压力状态下，半球(7)、球窝(8)、底板(9)能够隔绝，油液将在分界面形成油膜并持续流动，油液流出油膜间隙后溢出到球窝(8)上表面或者下表面的回油槽(14)并通过回油口(15)排出；所述油气弹簧单元(2)包括活塞(17)、两个环形静压支承(18A)、(18B)、缸筒(19)、底座(20)、端盖(21)、若干环形支承节流器(22)、浮子(23)，所述缸筒(19)内部设有长孔道(25)，所述环形静压支承(18A)、(18B)内部均设有若干扇形静压油腔(26)；两个环形静压支承(18A)、(18B)分别过盈压入安装在缸筒(19)内部的上下两端；环形静压支承(18A)、(18B)为圆筒状，其圆筒内壁有若干个对称分布的扇形静压油腔(26)，高压油通过下部进油口(24)进入缸筒(19)内部，通过缸筒(19)内部的长孔道(25)和环形支承节流器(22)后进入到对应连接的扇形静压油腔(26)，下部进油口(24)通过长孔道(25)及缸筒内部的其它孔道与环形支承节流器(22)以及扇形静压油腔...
【专利技术属性】
技术研发人员：尹涛，王有杰，侯京锋，窦雪川，郝岩研，杨志鹏，张静，
申请(专利权)人：北京强度环境研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11
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