细长体亚临界推力试车试验装置及临界推力外推方法和系统制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种细长体亚临界推力试车试验装置及临界推力外推方法和系统，包括试车台、细长飞行器模拟件和悬吊支撑装置；所述试车台包括试车台底座、前挡承力墙和测力传感器；所述细长飞行器模拟件包括铝合金细长体与固体火箭发动机；所述悬吊支撑装置包括橡皮绳、滚珠和支撑装置。本发明专利技术试验过程风险低，试验结果可靠性高，能有效指导工程设计。能有效指导工程设计。能有效指导工程设计。

【技术实现步骤摘要】
细长体亚临界推力试车试验装置及临界推力外推方法和系统


[0001]本专利技术涉及固体火箭发动机试车试验及结构动力学
，具体地，涉及一种细长体亚临界推力试车试验装置及临界推力外推方法和系统。

技术介绍

[0002]由于飞行器高加速、远射程等技战指标的不断提升，现代飞行器广泛使用轻质材料并采用大型薄壁结构设计，气动布局一般设计为细长体升力体布局，导致细长飞行器结构横向弯曲特征愈发显著，此时飞行器的发动机推力方向将随着细长体弯曲振动而不断改变，形成随动力；另外，变推力、双脉冲等新型能量管理技术在固体火箭发动机上的广泛应用，使得飞行过程中发动机的输出推力幅值会发生较大变化。上述两点使得随动推力作用下细长飞行器振动及其气动弹性行为更为突出且复杂，给飞行任务带来安全隐患。
[0003]在工程中随动力的作用机理目前还存在争议，推力是否视为随动载荷会导致对结构振动特性和动力学稳定性的分析得出不同的结论，仿真分析的结果难以有效指导工程设计。所以，通过地面试车试验来验证及研究工程应用中随动力对细长飞行器的影响十分有必要。
[0004]专利文献本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种细长体亚临界推力试车试验装置，其特征在于，包括试车台、细长飞行器模拟件和悬吊支撑装置；所述试车台包括试车台底座(1)、前挡承力墙(2)和测力传感器(3)；所述细长飞行器模拟件包括铝合金细长体(4)与固体火箭发动机(5)；所述悬吊支撑装置包括橡皮绳(6)、滚珠(7)和支撑装置(8)；所述铝合金细长体(4)一端连接测力传感器(3)并固定于试车台前挡承力墙(2)上，所述铝合金细长体(4)另一端通过螺纹转接与固体火箭发动机(5)相连接，形成悬臂结构；所述支撑装置(8)固定于试车台底座(1)上；所述滚珠(7)用于箍在固体火箭发动机(5)的外表面实现固体火箭发动机(5)与支撑装置(8)的顶面点接触；所述橡皮绳(6)用于向上拉伸吊起固体火箭发动机(5)至滚珠(7)即将脱离支撑装置(8)顶面，以最大限度减小滚珠(7)与支撑装置(8)顶面的摩擦。2.一种细长体亚临界推力试车试验的临界推力外推方法，其特征在于，采用权利要求1所述的细长体亚临界推力试车试验装置，包括如下步骤：步骤S1：在水平面内将细长飞行器模拟件自由端拨离平衡位置形成初始弯曲变形，并用聚乙烯线绑至试车台上固定；步骤S2：在聚乙烯线上捆绑黑火药包用于固体火箭发动机(5)点火前烧断细线，使细长飞行器模拟件在水平面内形成初始位移扰动下的自由衰减振动；步骤S3：在细长飞行器模拟件自由衰减振动过程中，将固体火箭发动机(5)点火；步骤S4：用激光多普勒测振仪测量铝合金细长体(4)上的水平横向振动速度响应，用测力传感器(3)测量固体火箭发动机(5)燃烧室内的推力；步骤S5：通过修改固体火箭发动机(5)的喷管喉径改变推力大小，获得不同推力的固体火箭发动机(5)，重复执行步骤S1～S4开展多次亚临界推力试验；步骤S6：从多次亚临界推力试验的振动速度响应中分析细长飞行器模拟件的模态频率随推力的变化规律，进一步联立前两阶模态频率差与推力关系建立多项式外推临界推力。3.根据权利要求2所述的细长体亚临界推力试车试验的临界推力外推方法，其特征在于，所述步骤S1中，细长飞行器模拟件初始弯曲变形与变形前的夹角小于10
°
。4.根据权利要求2所述的细长体亚临界推力试车试验的临界推力外推方法，其特征在于，所述步骤S3中，通过控制聚乙烯线上的黑火药包点火时间与固体火箭发动机(5)点火时间的时间间隔，使得细长飞行器模拟件运动到平衡位置时固体火箭发动机(5)正好点火。5.根据权利要求2所述的细长体亚临界推力试车试验的临界推力外推方法，其特征在于，所述步骤S4中，激光多普勒测振仪沿铝合金细长体(4)轴向均布，确保多个激光多普勒测振仪的测量点...

【专利技术属性】
技术研发人员：侯凯宇，高阳，史晓鸣，李海东，夏鹏，赵利娟，刘陆广，许泉，管耀耀，王海东，孙晓娇，王志新，
申请(专利权)人：上海机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：