一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置制造方法及图纸

本发明专利技术涉及离心实验领域，具体公开了一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，包括安装底板、驱动电机，驱动电机的输出端连接有滚珠丝杆螺母副，安装底板上沿滚珠丝杆螺母副设置有第一导轨，第一导轨上设置有第一滑块，滚珠丝杆螺母副的丝杆螺母连接第一滑块，第一滑块上设置有移动座；还包括摇臂，摇臂上沿摇臂设置有第二导轨，第二导轨上滑动设置有旋转座，旋转座上设置有旋转轴，旋转轴与移动座转动连接。本发明专利技术的优点是驱动装置中减速器、丝杠螺母副和摇臂等均为省力结构，能够提供较大力矩；驱动装置采用伺服电机控制，滚珠丝杠螺母副传动，导轨滑块副导向，并采用编码器实现全闭环控制，使得整个系统具有很高的控制精度。

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置
本专利技术涉及离心实验领域，特别是一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置。
技术介绍
随着固体火箭飞行速度、加速度及快加速的大幅度提升，尤其火箭在高加速大机动飞行过程中产生的横向高过载，将导致其发动机内燃料及流场产生更为复杂的物理、化学变化，这将严重影响发动机运行的稳定性。为研究高过载等复杂工况下发动机流场变化规律，专利号为CN201510262648.0的中国专利公开了固体火箭发动机离心过载试验系统。为了模拟固体火箭发动机在运行过程中不同姿态下的高过载，专利号为CN201510262339.3的中国专利公开了一种固体火箭发动机离心过载装置的安装装置，该装置可实现试件在转臂上进行多角度调整。然而固体火箭发动机在实际飞行轨迹中，其姿态是动态变化的，其横向载荷的方向随之改变。上述安装装置对试件角度的调整只能在试验前进行，导致每次试验只能对火箭发动机运行过程的某一姿态进行高过载模拟，不能完整模拟实际飞行轨迹。为实现固体火箭发动机飞行轨迹中不同角度的横向过载，须新研发试本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，其特征在于：包括安装底板（1），所述的安装底板（1）上设置有驱动电机（2），所述驱动电机（2）的输出端连接有滚珠丝杆螺母副，所述的安装底板（1）上沿滚珠丝杆螺母副设置有第一导轨（13），所述第一导轨（13）上设置有第一滑块（5），所述滚珠丝杆螺母副的丝杆螺母（4）连接所述第一滑块（5），所述的第一滑块（5）上设置有移动座（6）；还包括摇臂（7），所述摇臂（7）上沿摇臂（7）设置有第二导轨（8），所述第二导轨（8）上滑动设置有旋转座（9），所述旋转座（9）上设置有旋转轴（10），所述旋转轴（10）与所述移动座（6）转动连接，所述的摇臂（7）的...

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，其特征在于：包括安装底板（1），所述的安装底板（1）上设置有驱动电机（2），所述驱动电机（2）的输出端连接有滚珠丝杆螺母副，所述的安装底板（1）上沿滚珠丝杆螺母副设置有第一导轨（13），所述第一导轨（13）上设置有第一滑块（5），所述滚珠丝杆螺母副的丝杆螺母（4）连接所述第一滑块（5），所述的第一滑块（5）上设置有移动座（6）；还包括摇臂（7），所述摇臂（7）上沿摇臂（7）设置有第二导轨（8），所述第二导轨（8）上滑动设置有旋转座（9），所述旋转座（9）上设置有旋转轴（10），所述旋转轴（10）与所述移动座（6）转动连接，所述的摇臂（7）的一端连接有转轴（15）。


2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转驱动装置，其特征在于：所述滚珠丝杆螺母副的滚珠丝杆（3）的两端通过轴承座转动设置在安装底板（1）上。


3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机离心过载试验的试件旋转...

【专利技术属性】
技术研发人员：许元恒，冉光斌，洪建忠，李心耀，刘仕钊，王鑫磊，王黎光，吴忠杰，粟庆，
申请(专利权)人：中国工程物理研究院总体工程研究所，
类型：发明
国别省市：四川;51