一种通用多连杆式固体火箭发动机立式工装制造技术

一种通用多连杆式固体火箭发动机立式工装，包括前转接板(1)、后转接板(8)、底座(9)，所述的前转接板(1)、后转接板(8)和底座(9)由上到下对应设置，前转接板(1)和后转接板(8)均为圆环结构，前转接板(1)和后转接板(8)之间沿圆周方向通过伸缩拉杆装置连接，所述的后转接板(8)与底座(9)连接。能够满足真实的模拟发动机的轴向工作状态，并具有长度尺寸可调节，径向尺寸可调节以及轴向可对中等优点；能够满足更真实的模拟发动机在工作时所承受的轴向力学环境需求。环境需求。环境需求。

【技术实现步骤摘要】
一种通用多连杆式固体火箭发动机立式工装


[0001]本技术涉及一种发动机立式工装，更具体的说涉及一种通用多连杆式固体火箭发动机立式工装，属于属于振动、冲击试验


技术介绍

[0002]固体火箭发动机作为火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射的助推发动机，在工作过程中承受着各类振动和冲击载荷；因此，可靠性高、环境适应性强成为固体火箭发动机质量特性的关键。地面振动、冲击试验是考核固体火箭发动机环境适应能力的主要途径，其不仅能测试发动机的性能是否满足要求，还能暴露该型号发动机的设计缺陷，从而为其优化改进提供指导；而在振动、冲击试验过程中，为了更真实的模拟发动机在工作时所承受的力学环境，其轴向试验一般采用立式工装进行。
[0003]目前，使用固体火箭发动机的各类飞行器越来越多，其中很多型号都需要进行鉴定试验以及批抽检试验；而传统的立式振动冲击工装需要根据不同型号的发动机反复大量加工试验，造成了加工材料的严重浪费，试验场地浪费，并且产生了许多工业垃圾。但是，目前还没有一种通用的立式工装能够解决这些问题，因此，亟需设计一种更为合理的、更加高效的立式振动冲击试验工装。

技术实现思路

[0004]本技术的目的在于针对现有技术中存在的上述问题，提供一种通用多连杆式固体火箭发动机立式工装。
[0005]为实现上述目的，本技术的技术解决方案是：.一种通用多连杆式固体火箭发动机立式工装，包括前转接板、后转接板、底座，所述的前转接板、后转接板和底座由上到下对应设置，前转接板和后转接板均为圆环结构，前转接板和后转接板之间沿圆周方向通过伸缩拉杆装置连接，所述的后转接板与底座连接。
[0006]所述的伸缩拉杆装置包括多段分节拉杆，相邻的分节拉杆之间通过连接螺套连接，与前转接板连接的分节拉杆为首段分节拉杆，该首段分节拉杆上端插置在前转接板上，与后转接板连接的分节拉杆为尾段分节拉杆，该尾段分节拉杆下端插置在后转接板上。
[0007]所述的前转接板上沿圆周方向均布有T型槽，所述的T型槽内嵌置有T型止动块，前转接板和T型止动块通过固定螺栓组装为一体。
[0008]所述的T型止动块工作面上设置有防脱粘孔，所述的防脱粘孔上粘接有PU聚氨酯橡胶垫。
[0009]与现有技术相比较，本技术的有益效果是：
[0010]本技术能够满足真实的模拟发动机的轴向工作状态，并具有长度尺寸可调节，径向尺寸可调节以及轴向可对中等优点。解决了不同型号发动机轴向振动、冲击试验时，需要反复加工立式试验工装、试验准备周期长、试验效率较低、原材料浪费以及成本增加等问题；能够满足更真实的模拟发动机在工作时所承受的轴向力学环境需求。
附图说明
[0011]图1是本技术结构示意图。
[0012]图2是本技术中前转接板和分节拉杆连接示意图。
[0013]图3是本技术中前转接板结构示意图。
[0014]图4是本技术中分节拉杆结构示意图。
[0015]图5是本技术中连接螺套结构示意图。
[0016]图6是本技术中T型止动块主视图。
[0017]图7是本技术中T型止动块左视图。
[0018]图8是本技术中后转接板结构示意图。
[0019]图9是本技术中底座俯视图。
[0020]图10是本技术中底座侧视图。
[0021]图11是本技术中底座仰视图。
[0022]图12是本技术应用示意图。
[0023]图中：前转接板1，T型槽2，T型止动块3，固定螺栓4，PU聚氨酯橡胶垫5，分节拉杆6，连接螺套7，后转接板8，底座9，试验台10。
具体实施方式
[0024]以下结合附图说明和具体实施方式对本技术作进一步的详细描述。
[0025]参见图1至图12，一种通用多连杆式固体火箭发动机立式工装，其特征在于：包括前转接板1、后转接板8、底座9。所述的前转接板1、后转接板8和底座9由上到下对应设置，前转接板1和后转接板8均为圆环结构，前转接板1和后转接板8之间沿圆周方向通过伸缩拉杆装置连接，所述的后转接板8与底座9连接，底座9与试验台10连接，进行振动冲击试验。
[0026]参见图1至图12，所述的伸缩拉杆装置包括多段分节拉杆6，相邻的分节拉杆6之间通过连接螺套7连接；具体的，分节拉杆6与连接螺套7连接端插置在连接螺套7内；分节拉杆6设计夹持面，便于组装。分节拉杆6长度为固定值(500mm或1000mm)，连接螺套7为30CrMnSi，具有高强度、高韧性的优点，通过选择分节拉杆6数量和规格、改变分节拉杆6与连接螺套7的连接长度实现本工装使用长度尺寸的调节。与前转接板1连接的分节拉杆6上端插置在前转接板1上，与后转接板8连接的分节拉杆6下端插置在后转接板8上。
[0027]参见图1至图12，所述的前转接板1上沿圆周方向均布有T型槽2，所述的T型槽2内嵌置有T型止动块3，T型槽2防止T型止动块3左右滑动，同时使T型止动块3更加牢固的固定在前转接板1上；前转接板1和T型止动块3通过固定螺栓4组装为一体，固定螺栓4采用12.9级高强度螺栓，通过改变T型止动块3位置调节使用直径。进一步的，所述的T型止动块3工作面上设置有防脱粘孔，所述的防脱粘孔上粘接有PU聚氨酯橡胶垫5，T型止动块3工作面上的PU聚氨酯橡胶垫5与发动机直接接触，防止损伤发动机表面涂层，同时保证工作面硬度足够，增大摩擦力。
[0028]图1至图12，试验时，发动机置于前转接板1和后转接板8之间，根据发动机的直径调整T型止动块3的位置，通过固定螺栓4固定T型止动块3；根据发动机的前后端距离选择分节拉杆6的数量和规格，将发动机水平放置后连接前转接板1和后转接板8，使用组装好的伸缩拉杆装置将前转接板1和后转接板8拉紧。随后将发动机翻转成立式，后转接板8与底座9
进行对接固定。多段分节拉杆6和连接螺套7组装，实现不同使用长度调节，大大减少试验准备时间和试验成本；解决了不同型号发动机长度不同的问题，基本避免了多次加工试验拉杆的问题，并且可多次重复使用。通过调节T型止动块3的位置可以满足一定直径范围内的发动机使用本工装进行试验，(例：直径800～1200mm)的发动机，实现径向尺寸可调节，对其轴向进行对中，防止发动机轴向偏心的同时也便于安装转接板；可以一定程度的减少转接板的加工需求，节约试验成本，同时可满足试验需求。将安装好的发动机与本工装固定于试验台10上，驱动试验台10开始振动、冲击及其他试验，重复上述步骤，可进行不同型号发动机的轴向试验。综上，本工装通过可变止动直径和多连杆式设计，解决了不同型号发动机在轴向振动、冲击试验时，需要反复加工试验工装、试验效率较低、造成加工材料浪费、成本增加等问题；可进行不同长度以及一定范围内不同直径的发动机轴向振动冲击试验，从而解决由于发动机直径不同，长度不同等原因所带来试验成本增加和原材料损耗的问题，达到提高试验效率的目的，可广泛地应用在发动机振动、冲本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种通用多连杆式固体火箭发动机立式工装，其特征在于：包括前转接板(1)、后转接板(8)、底座(9)，所述的前转接板(1)、后转接板(8)和底座(9)由上到下对应设置，前转接板(1)和后转接板(8)均为圆环结构，前转接板(1)和后转接板(8)之间沿圆周方向通过伸缩拉杆装置连接，所述的后转接板(8)与底座(9)连接。2.根据权利要求1所述的一种通用多连杆式固体火箭发动机立式工装，其特征在于：所述的伸缩拉杆装置包括多段分节拉杆(6)，相邻的分节拉杆(6)之间通过连接螺套(7)连接，与前转接板(1)连接的分节拉杆(6)为首段分节拉杆(6)，该首段分节拉杆...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈鑫，张南昌，王志浩，淡丽艳，徐明鸽，
申请(专利权)人：天津航天瑞莱科技有限公司，
类型：新型
国别省市：