本发明专利技术提出了一种新型防热裙地面试验系统及方法，系统包括支架平台、发动机喷管试验模拟件、发动机喷管试验模拟件连接段、发动机喷管模拟件角度调整机构组件、体襟翼支耳模拟件、体襟翼支耳模拟件角度调整机构组件、后舱尾端面模拟件、发动机外伸板组件。本发明专利技术解决了防火裙同时适应发动机及体襟翼联合摆动工况的设计难题。创新提出发动机外伸板组件设计，改善喷管连接口与防热裙间距离，降低进入火焰烧蚀风险。既能满足控制专业需求也能满足防热功能。本项目成果适用于各类小型航天器和导弹武器等，属轻小型航天技术领域。属轻小型航天技术领域。属轻小型航天技术领域。
【技术实现步骤摘要】
一种新型防热裙的地面试验系统及方法
[0001]本专利技术涉及一种新型防热裙的地面试验工装设计以及防热裙试验方案，通过地面工装设计有效模拟运载器全程飞行工况，完成防火裙总装直属件方案创新设计。既能满足运载器尾端面防隔热的功能，又能满足发动机及体襟翼偏摆角度要求，属于天地往返飞行器领域。
技术介绍
[0002]亚轨道重复使用运载器是采用了新一代液氧煤油发动机主动力系统，是航天运输系统的重要发展方向。防热裙是飞行器上重要总装直属件，既能满足运载器尾端面防隔热的功能，又能满足发动机及体襟翼偏摆角度要求。
[0003]传统运载火箭型号发动机喷管口端面距离后舱体尾端面距离较远约1米，底端面无体襟翼舵面结构，防热裙连接在发动机喷管根部及后舱底端面间隙，在适应喷管各向偏摆工况下实现防隔热功能。防热裙进入火焰区域风险较小，只适应发动机喷管摆动。设计规律性强，设计方法较一致。
[0004]与传统运载火箭状态不同的是，亚轨道重复使用飞行器发动机喷管口距离后舱尾端面极近约115毫米，热环境条件苛刻。且尾端框底部有体襟翼舵面结构，防热裙需要对尾端框与发动机间隙、体襟翼支耳等结构进行防护，而且需要同时适应发动机摆动及体襟翼联合摆动，难度较大，创新性较强。
[0005]建立一种新型防热裙的地面工装及试验方案是实现亚轨道可重复使用飞行器防热裙方案设计的必要前提。
技术实现思路
[0006]本专利技术的技术解决问题是：适应喷管与尾端面间距离近的结构特点，克服严苛的热环境条件，建立一种新型防热裙的地面试验方案，实现亚轨道可重复使用飞行器防热裙的方案设计。
[0007]本专利技术的技术解决方案是：一种新型防热裙的地面试验工装，该地面试验工装包括支架平台、发动机喷管试验模拟件、发动机喷管试验模拟件连接段、发动机喷管模拟件角度调整机构组件、体襟翼支耳模拟件、体襟翼支耳模拟件角度调整机构组件、后舱尾端面模拟件、发动机外伸板组件；
[0008]支架平台采用槽钢焊接而成，作为主骨架用来支撑各试验模拟件及连接结构；发动机喷管试验模拟件与发动机喷管试验模拟件连接段通过螺栓连接固定，发动机喷管试验模拟件连接段通过万向轮机构连接固定于支架平台，发动机喷管试验模拟件连接段一端与发动机喷管模拟件角度调整机构组件连接，另一端与支架平台固定连接；发动机喷管模拟件角度调整机构组件机构通过发动机喷管试验模拟件连接段使发动机喷管模拟件绕着支点360度旋转；体襟翼支耳模拟件角度调整机构组件一端与体襟翼支耳模拟件连接，另一端与支架平台固定连接，通过调整机构实现体襟翼支耳摆动；后舱尾端面模拟件焊接在支架
平台结构上，用于连接安装防热裙产品的大径口端；发动机外伸板组件螺栓连接安装在发动机喷管试验模拟件接口上，用于连接安装防热裙产品的小径口端。
[0009]发动机喷管试验模拟件通过角度调整机构具有双向摆动能力，实现上下5度范围内的角度调整，适应任意方向5
°
及以内摆角。
[0010]体襟翼支耳模拟件通过角度调整机构具有上下摆动能力，实现上摆20
°
下摆30
°
角度。
[0011]发动机喷管调整机构组件和体襟翼支耳模拟件角度调整机构组件通过连杆和螺纹拉杆形式构成。
[0012]后舱尾端面模拟件与发动机外伸板组件两者非同心关系，前者与后者圆心位置在全机坐标系下y向相差+28mm。
[0013]后舱尾端面模拟件在Ф1055mm的分度圆上通孔共34个，每10
°
相位有1个Ф6.5的通孔。
[0014]发动机喷管试验模拟件与发动机外伸板组件安装连接后在Ф800mm分度圆上通孔共33个，不均匀分布。
[0015]一种新型防热裙的地面试验方法，包括步骤如下：
[0016]步骤一、利用发动机喷管模拟件角度调整机构组件调节发动机喷管模拟件处于0度位置，利用体襟翼支耳模拟件角度调整机构组件调节体襟翼支耳模拟件处于水平0度位置后，通过M6螺栓安装防火裙产品于发动机喷管试验模拟件产品、体襟翼支耳模拟件上；
[0017]步骤二、根据姿控专业控制需求，试验工装通过模拟飞行工况调节发动机喷管模拟件、体襟翼支耳模拟件转动角度，制定试验模拟计划，包括确定防火裙下件尺寸规格，以及偏摆角度干涉检查；通过试验模拟，工装调节工况真实模拟飞行状态，实现防热裙方案设计方案验证。
[0018]所述确定防火裙下件尺寸规格的具体方法为：体襟翼固定一定角度(0
°
、30
°
、
‑
20
°
)，发动机喷管模拟件俯仰、偏航、对角线8个方向各5
°
偏摆后，检验防火裙下件母线长度是否适应偏摆工况。
[0019]所述偏摆角度干涉检查的具体方法为：
[0020]静态干涉检查：安装防火裙上件、下件，查看摆动状态下防火裙适应情况；固定体襟翼一定角度(0
°
、5
°
、10
°
、20
°
)发动机喷管模拟件俯仰、偏航4个方向各5
°
偏摆；测量防火裙下件体襟翼支耳附近里、外两层间距；
[0021]动态干涉检查：安装防火裙上件、下件，固定发动机喷管一定角度，动态摆动体襟翼模拟件[
‑
20
°
，+30
°
]，查看体襟翼是否能动态偏摆无干涉；
[0022]动态干涉检查：安装防火裙上件、下件，固定体襟翼支耳一定角度，人工模拟发动机摆圆过程，查看体襟翼支耳附近与防火裙是否摩擦干涉。
[0023]本专利技术设计一种新型防热裙地面试验方案，通过地面工装设计有效模拟运载器全程飞行工况，完成防火裙总装直属件方案创新设计。既能满足运载器尾端面防隔热的功能，又能满足发动机及体襟翼偏摆角度要求。本专利技术与现有技术相比具有的有益效果是：
[0024](1)本专利技术提出的一种新型防热裙地面试验方案，可以实现发动机喷管模拟件、后舱尾端面模拟件、体襟翼支耳模拟件三者相对位置关系模拟，通过地面试验有效规避三维设计、二维下料后产品不满足实际偏摆工况的风险。
[0025](2)本专利技术提出的一种新型防热裙地面试验方案，通过地面试验机构工装及角度检测仪，实现发动机喷管与体襟翼摆动角度精准控制，更准确模拟真实飞行摆动工况。
[0026](3)本专利技术提出的一种新型防热裙地面试验方案，创新提出发动机外伸板组件设计，极大改善了发动机喷管连接口与防热裙间距离，降低进入火焰区域风险。
附图说明
[0027]图1为本专利技术一种新型防热裙地面试验工装的示意图。
具体实施方式
[0028]如图1所示，本专利技术一种新型防热裙的地面试验工装，该地面试验工装包括支架平台1、发动机喷管试验模拟件2、发动机喷管试验模拟件连接段3、、发动机喷管模拟件角度调整机构组件4、体襟翼支耳模拟件5、体襟翼支耳模拟件角度调整机构组件6、后舱尾端面模拟件7、发动机外伸板组件8本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种新型防热裙的地面试验工装，其特征在于：该地面试验工装包括支架平台(1)、发动机喷管试验模拟件(2)、发动机喷管试验模拟件连接段(3)、发动机喷管模拟件角度调整机构组件(4)、体襟翼支耳模拟件(5)、体襟翼支耳模拟件角度调整机构组件(6)、后舱尾端面模拟件(7)、发动机外伸板组件(8)；支架平台(1)采用槽钢焊接而成，作为主骨架用来支撑各试验模拟件及连接结构；发动机喷管试验模拟件(2)与发动机喷管试验模拟件连接段(3)通过螺栓连接固定，发动机喷管试验模拟件连接段(3)通过万向轮机构连接固定于支架平台(1)，发动机喷管试验模拟件连接段(3)一端与发动机喷管模拟件角度调整机构组件(4)连接，另一端与支架平台(1)固定连接；发动机喷管模拟件角度调整机构组件(4)机构通过发动机喷管试验模拟件连接段(3)使发动机喷管模拟件绕着支点360度旋转；体襟翼支耳模拟件角度调整机构组件(6)一端与体襟翼支耳模拟件(5)连接，另一端与支架平台(1)固定连接，通过调整机构(6)实现体襟翼支耳摆动；后舱尾端面模拟件(7)焊接在支架平台(1)结构上，用于连接安装防热裙产品的大径口端；发动机外伸板组件(8)螺栓连接安装在发动机喷管试验模拟件(2)接口上，用于连接安装防热裙产品的小径口端。2.根据权利要求1所述的一种新型防热裙的地面试验工装，其特征在于：发动机喷管试验模拟件(2)通过角度调整机构具有双向摆动能力，实现上下5度范围内的角度调整，适应任意方向5
°
及以内摆角。3.根据权利要求1所述的一种新型防热裙的地面试验工装，其特征在于：体襟翼支耳模拟件(5)通过角度调整机构具有上下摆动能力，实现上摆20
°
下摆30
°
角度。4.根据权利要求1所述的一种新型防热裙的地面试验工装，其特征在于：发动机喷管调整机构组件(4)和体襟翼支耳模拟件角度调整机构组件(6)通过连杆和螺纹拉杆形式构成。5.根据权利要求1所述的一种新型防热裙的地面试验工装，其特征在于：后舱尾端面模拟件(7)与发动机外伸板组件(8)两者非同心关系，前者与后者圆心位置在全机坐标系下y向相差+28mm。6.根据权利...
【专利技术属性】
技术研发人员：田晓旸，袁园，宋国莲，陈亮，李小艳，张晓帆，张斌，李波，孙健，张广春，蔡巧言，张化照，王飞，郑平军，张涛，朱长军，曹魏，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。