一种固体火箭发动机一体化试验工装制造技术

本发明专利技术涉及固体火箭发动机试验领域，具体涉及一种固体火箭发动机一体化试验工装。包括：底板、弧座、前承力墩、前中心架、后中心架、后向承力墩、小附板及大附板，所述弧座，前承力墩，后承力墩，前中心架和后中心架均通过螺栓固定在底板上表面，所述小附板通过螺栓固定在大附板，大附板通过螺栓固定在前承力墩。所述的底板上表面设有T型槽。所述T型槽内设有中心架螺栓控制前、后中心架的固定及位移。本发明专利技术可以实现直径范围100

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机一体化试验工装


[0001]本专利技术涉及固体火箭发动机试验领域，具体涉及一种固体火箭发动机一体化试验工装。

技术介绍

[0002]发动机进行地面试验时，需要将发动机固定在试验架上，试验架放置在导轨上。发动机点火后，连带试验架同时在导轨上运动，采集测试参数。这种方法要求试验装备均为专用试验装备，试验架在导轨上的运动为滚动摩擦，试验架越重，摩擦力越大，对试验参数采集影响越大。同时，随着科研生产任务增加，要求缩短试验装备加工制造周期，缩减试验成本。普通试验装备满意满足上述需求。
[0003]目前，没有应用于固体火箭发动机试验的多功能试验工艺装备。
[0004]发动机试验架属于发动机专用工装，不同结构尺寸的发动机需要设计不同尺寸的试验架与之配合，无法控制试验架加工数量，降低试验成本，同时加工试验架需要一定的时间周期，费时费力费钱。

技术实现思路

[0005]本专利技术要解决的技术问题
[0006]本专利技术提供一种固体火箭发动机一体化试验工装，以解决发动机试验过程中试验工艺装备不能通用的技术难题，同时，该试验装备采用三点支撑，可以有效减少摩擦阻力影响，提高测试精度。该试验工艺装备还具有原位标定的能力，满足某些型号地面试验的原位标定需求。
[0007]为解决技术问题本专利技术采用的技术方案
[0008]一种固体火箭发动机一体化试验工装，包括：底板、弧座、前承力墩、前中心架、后中心架、后向承力墩、小附板及大附板，所述弧座，前承力墩，后承力墩，前中心架和后中心架均通过螺栓固定在底板上表面，所述小附板通过螺栓固定在大附板，大附板通过螺栓固定在前承力墩。
[0009]进一步地，所述的底板上表面设有T型槽。
[0010]进一步地，所述T型槽内设有中心架螺栓控制前、后中心架的固定及位移。
[0011]进一步地，所述后承力墩正放为测试承力墩，旋转180度后为原位标定的反向承力墩。
[0012]进一步地，所述的前、后中心架根据发动机尺寸进行前后调节和/或进行径向伸缩。
[0013]进一步地，所述试验工装底板为厚度60mm的钢板。
[0014]进一步地，所述弧座还设置有压带，固定小尺寸发动机。
[0015]本专利技术获得的有益效果
[0016]本专利技术可以实现直径范围100
‑
400mm不同长度发动机的地面试验与原位标定，测
试精度较高。目前测试精度较高的板簧试验架是专用试验装备，虽然测试精度高，但加工费用昂贵，加工周期较长，无法适应现阶段试验任务繁重的需求。
附图说明
[0017]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本专利技术的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0018]图1：固体火箭发动机一体化试验工装结构示意图；
[0019]图2：固体火箭发动机一体化试验原位标定示意图；
[0020]图3：固体火箭发动机一体化试验长发动机地面试验示意图；
[0021]图4：固体火箭发动机一体化试验原位标定组件示意图；
[0022]图5：固体火箭发动机一体化试验小发动机地面试验示意图；
[0023]其中：1
‑
底板，2
‑
弧座，3
‑
后向承力墩，4
‑
后中心架，5
‑
前中心架，6
‑
小附板，7
‑
大附板，8
‑
前承力墩，9
‑
原位校准组件，10
‑
推力传感器，11
‑
反推力架，12
‑
标准推力传感器，13
‑
油缸，14
‑
转接件，15
‑
小尺寸发动机。
具体实施方式
[0024]本专利技术提供一种固体火箭发动机多功能试验工艺装备。该试验装备主要由底板、承力墩、中心架、反向承力墩、原位标定组件等组成，其中，反向承力墩既可以作为承力墩使用，又可以作为反向承力墩进行原位标定承力墩使用。利用该试验装备进行发动机地面试验，可以满足直径范围100
‑
400mm不同长度发动机的地面试验需求。
[0025]为使本专利技术所提出的技术方案的目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面将结合附图，对本专利技术所提出的技术方案的实施例进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是所提出的技术方案的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其它实施例，均属于本专利技术保护的范围。
[0026]如图1、图2、图3所示，固体火箭发动机一体化试验工装包括底板1、前承力墩8、前中心架4、后中心架5、后承力墩3、大附板7和小附板6。该试验架有发动机原位标定、长发动机地面试验、小尺寸发动机地面试验等功能。试验架底板为厚度60mm的钢板，发动机地面试验时，试验架整体承受推力时可以有效减小试验架变形量。底板上表面留有T型槽，专门用于中心架的连接；同时留有多个螺纹孔作为工装连接接口，承力墩与底板通过螺栓连接。大附板与承力墩通过螺栓连接，其作用是可以进行上下位置的调节，确保发动机中心高的调节。小附板与大附板通过螺栓连接，其作用是通过水平移动进行发动机的左右姿态调整。
[0027]实施例1
[0028]如图5所示，完成小型试验器的点火试验。后承力墩3可以作为测试承力墩，置于底板1后端，进行长度较小发动机试验。弧座2及后承力墩3通过螺栓置于底板1的上表面，弧座2上设置有压带，弧座、压带在小尺寸发动机15地面试验时使用，其作用是将小尺寸发动机15抱紧进行地面试验。此类试验适用于不需要测试推力的试验器等型号。
[0029]实施例2
[0030]如图3所示，长发动机地面试验示意图，其支撑装置选择前中心架5和后中心架4，
底板上表面预留的T型槽为贯穿结构，方便中心架前后移动。按照发动机尺寸进行中心架支点跨距的调节与中心架导向轮的伸缩量调整。待测长发动机通过附板顶在前承力墩8上。
[0031]实施例3
[0032]如图2所示，固体火箭发动机一体化试验原位标定示意图。前、后承力墩及前、后支撑架固定在底板上表面，发动机后承力墩经过180度翻转即为反向承力墩。如图4所示，原位标定装置包括反推力架11、标准推力传感器12、油缸13、转接件14等。反推力架一端与发动机后裙相连接，另一端与标准传感器通过转接件连接。标准传感器与油缸同样通过转接件连接。油缸通过转接件与反向承力墩用螺栓相连。原位标定时，将发动机通过中心架与传感器及承力墩连接，发动机后裙与后承力墩与图4所示原位标定装置连接，通过油缸13给发动机施加相应的力值，该力值由标准推力传感器读取作为标准力值，进行测试传感器各台阶力值的原位标定。原位标定后，按照图3所示拆除部件1、3后，可以直接进行长发动机地面试验本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机一体化试验工装，其特征在于，包括：底板、弧座、前承力墩、前中心架、后中心架、后向承力墩、小附板及大附板，所述弧座，前承力墩，后承力墩，前中心架和后中心架均通过螺栓固定在底板上表面，所述小附板通过螺栓固定在大附板，大附板通过螺栓固定在前承力墩。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机一体化试验工装，其特征在于：所述的底板上表面设有T型槽。3.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机一体化试验工装，其特征在于：所述T型槽内设有中心架螺栓控制前、后中心架的固定及位移。4.根据权...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭东升，周小军，邹宇，李铁，
申请(专利权)人：内蒙航天动力机械测试所，
类型：发明
国别省市：