一种机架多工况试验装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开一种机架多工况试验装置，涉及火箭发动机技术领域，以解决机架不同工况下静强度试验需多次拆解试验装置，导致机架试验时耗时耗力的问题。所述机架多工况试验装置包括固定机构和拉力加载系统，固定机构包括承力平台、至少一个第一底板和至少一个紧固组件，第一底板相对于承力平台横向滑动且纵向滑动，紧固组件用于使第一底板和承力平台相对固定；拉力加载系统包括至少一个第一拉力组件，每个第一拉力组件与第一底板对应固定连接，第一拉力组件与机架固定连接，第一拉力组件用于对机架施加作用力。本发明专利技术提供的机架多工况试验装置用于完成火箭发动机机架在不同工况下的静强度试验，且减少拆解工序，提高时间和人力成本。提高时间和人力成本。提高时间和人力成本。

【技术实现步骤摘要】
一种机架多工况试验装置


[0001]本专利技术涉及火箭发动机
，尤其涉及一种机架多工况试验装置。

技术介绍

[0002]机架作为直接将发动机推力传递给箭体的传力结构，其结构的可靠性和安全性是影响运载火箭系统的安全性以及成功与否的重要因素，机架的强度或刚度不足会影响火箭飞行计划，因此需要在发动机研制过程中，根据研制需求，获取发动机机架在不同工作状态下的刚度指标、承载能力和薄弱部位，在试验过程中，将机架倒置在承力平台上，然后施加固定的推力载荷与伺服载荷，进而获取试验数据。
[0003]目前，一些机架工作状态较多，在飞行时发动机需要摇摆不同角度进行变轨，为了在飞行前，准确获取机架在不同工况时的受载状态指标，需要在每个工况下对机架进行静强度试验。
[0004]为了使每次试验时需要搭载与飞行时发动机需要摇摆不同角度进行变轨时对应的试验系统进行载荷施加，而机架静强度试验时，存在载荷多、力线角度复杂、工况多等客观现状，不同工况时，需要变换多个推力载荷与多个伺服载荷的力线角度，需要多次拆解主要试验装置并进行重新组装，导致机架试验时耗时耗力。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种机架多工况试验装置，用于完成火箭发动机机架在不同工况下的静强度试验，且减少拆解工序，提高时间和人力成本。
[0006]为了实现上述目的，本专利技术提供了一种机架多工况试验装置，包括：固定机构，固定机构包括承力平台、至少一个第一底板和至少一个紧固组件，第一底板相对于承力平台横向滑动且纵向滑动，紧固组件用于在第一底板滑动后，使第一底板和承力平台相对固定；拉力加载系统，拉力加载系统包括至少一个第一拉力组件，每个第一拉力组件的第一端与第一底板一一对应固定连接，第一拉力组件的第二端用于与机架固定连接，第一拉力组件用于对机架施加作用力。
[0007]相对于现有技术，本专利技术提供的一种机架多工况试验装置的第一拉力组件与第一底板一一对应固定连接，而第一底板能够相对于承力平台横向滑动且纵向滑动，进而调节第一底板相对承力平台的位置，进而改变第一拉力组件的第一端相对承力平台的位置，而第一拉力组件的第二端始终与机架固定连接，因此当第一拉力组件的第一端的位置改变后，改变了对机架的作用力的角度，进而模拟机架在不同工况下的受力情况，而且在需要调节第一底板和承力平台的相对位置时，只需要松开紧固组件，然后移动第一底板并带动第一拉力组件的第一端在承力平台上运动至不同位置，之后通过紧固组件再次将第一底板和承力平台相对固定。基于此，本专利技术提供的一种机架多工况试验装置无需多次拆解主要试验装置且无需进行重新组装，只需要调节第一底板与承力平台的相对位置，然后通过紧固
组件固定，在完成火箭发动机的机架在不同工况下的静强度试验的同时，减少拆解和重安装工序，提高时间和人力成本。
[0008]可选地，上述的机架多工况试验装置中，承力平台上设置有滑动槽，滑动槽对紧固组件在垂直于承力平台的方向上进行限位，第一底板上设置有条形孔，滑动槽的延伸方向和条形孔的延伸方向相垂直。
[0009]可选地，上述的机架多工况试验装置中，紧固组件还包括：螺母；螺栓，滑动槽为T形槽，螺栓的第一端设置于滑动槽内，滑动槽对螺栓进行轴向限位，螺栓的第二端穿过条形孔并与螺母螺纹连接。
[0010]可选地，上述的机架多工况试验装置中，第一拉力组件包括：第一拉力液压作动器，第一拉力液压作动器用于与第一底板固定连接；第一拉力载荷传感器，第一拉力载荷传感器固定设置于第一拉力液压作动器和机架之间；第一下拉力转接板，第一下拉力转接板固定设置于第一拉力载荷传感器和机架之间；第一拉杆，第一拉杆的一端与第一下拉力转接板固定连接；第一上拉力转接板，第一上拉力转接板通过第一拉杆与第一下拉力转接板固定连接，第一上拉力转接板用于与机架固定连接。
[0011]可选地，上述的机架多工况试验装置中，拉力加载系统还包括：至少一个第二拉力组件，第二拉力组件的第一端与承力平台固定连接，第二拉力组件的第二端用于与机架固定连接，第一拉力组件用于对机架施加作用力。
[0012]可选地，上述的机架多工况试验装置中，第二拉力组件包括：第二拉力液压作动器，第二拉力液压作动器与承力平台固定连接；第二拉力载荷传感器，第二拉力载荷传感器固定设置于第二拉力液压作动器和机架之间；第二下拉力转接板，第二下拉力转接板固定设置于第二拉力载荷传感器和机架之间；第二拉杆，第二拉杆的一端与第二下拉力转接板固定连接；第二上拉力转接板，第二上拉力转接板通过第二拉杆与第二下拉力转接板固定连接，第二上拉力转接板用于与机架固定连接。
[0013]可选地，上述的机架多工况试验装置中，固定机构还包括：至少一个第二底板，每个第二底板与第二拉力组件一一对应固定连接，且第二底板与承力平台固定连接。
[0014]可选地，上述的机架多工况试验装置还包括：至少一个伺服加载系统，伺服加载系统的第一端与固定机构可拆卸连接，伺服加载系统的第二端用于与机架可拆卸连接，伺服加载系统用于对机架施加作用力。
[0015]可选地，上述的机架多工况试验装置中，伺服加载系统包括：伺服液压作动器，伺服液压作动器与固定机构可拆卸连接；伺服载荷传感器，伺服载荷传感器固定设置于伺服液压作动器和机架之间；
连接组件，连接组件的第一端与伺服载荷传感器固定连接，连接组件的第二端用于与机架可拆卸连接。
[0016]可选地，上述的机架多工况试验装置中，固定机构还包括：龙门架，龙门架设置于承力平台的上方，且与承力平台固定连接，伺服加载系统与龙门架可拆卸连接；至少一个伺服底板，每个伺服底板与伺服加载系统一一对应固定连接，伺服底板与龙门架可拆卸连接。
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：图1为本专利技术实施例提供的一种机架多工况试验装置的结构示意图；图2为本专利技术实施例提供的一种机架多工况试验装置的固定机构的结构示意图；图3为本专利技术实施例提供的一种机架多工况试验装置的第一底板的结构示意图；图4为本专利技术实施例提供的一种机架多工况试验装置的第一拉力组件的结构示意图；图5为本专利技术实施例提供的一种机架多工况试验装置的第二拉力组件的结构示意图；图6为本专利技术实施例提供的一种机架多工况试验装置的伺服加载系统的结构示意图；图7为本专利技术实施例提供的一种机架多工况试验装置的第一底板和第二底板与承力底板连接点位示意图；图8为本专利技术实施例提供的一种机架多工况试验装置的机架和固定机构与伺服加载系统的连接处在水平面上的投影示意图。
[0018]附图标记：1
‑
固定机构；11
‑
承力平台；111
‑
滑动槽；12
‑
第一底板；121
‑
条形孔；13
‑
第二底板；14
‑
龙门架；15
‑
伺服底板；16
‑...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种机架多工况试验装置，其特征在于，包括：固定机构，所述固定机构包括承力平台、至少一个第一底板和至少一个紧固组件，所述第一底板相对于所述承力平台横向滑动且纵向滑动，所述紧固组件用于在所述第一底板滑动后，使所述第一底板和所述承力平台相对固定；拉力加载系统，所述拉力加载系统包括至少一个第一拉力组件，每个所述第一拉力组件的第一端与所述第一底板一一对应固定连接，所述第一拉力组件的第二端用于与机架固定连接，所述第一拉力组件用于对所述机架施加作用力。2.根据权利要求1所述的机架多工况试验装置，其特征在于，所述承力平台上设置有滑动槽，所述滑动槽对所述紧固组件在垂直于所述承力平台的方向上进行限位，所述第一底板上设置有条形孔，所述滑动槽的延伸方向和所述条形孔的延伸方向相垂直。3.根据权利要求2所述的机架多工况试验装置，其特征在于，所述紧固组件还包括：螺母；螺栓，所述滑动槽为T形槽，所述螺栓的第一端设置于所述滑动槽内，所述滑动槽对螺栓进行轴向限位，所述螺栓的第二端穿过所述条形孔并与所述螺母螺纹连接。4.根据权利要求1所述的机架多工况试验装置，其特征在于，所述第一拉力组件包括：第一拉力液压作动器，所述第一拉力液压作动器用于与所述第一底板固定连接；第一拉力载荷传感器，所述第一拉力载荷传感器固定设置于所述第一拉力液压作动器和所述机架之间；第一下拉力转接板，所述第一下拉力转接板固定设置于所述第一拉力载荷传感器和所述机架之间；第一拉杆，所述第一拉杆的一端与所述第一下拉力转接板固定连接；第一上拉力转接板，所述第一上拉力转接板通过所述第一拉杆与所述第一下拉力转接板固定连接，所述第一上拉力转接板用于与机架固定连接。5.根据权利要求1所述的机架多工况试验装置，其特征在于，所述拉力加载系统还包括：至少一个第二拉力组件，所述第二拉力组件的第一端与所述承力平台固定连接，所述第二拉力组件的第二端用于与机架固定连接，所述第二拉...

【专利技术属性】
技术研发人员：李振兴，袁军社，王婷，李小刚，吴琼，马兴，
申请(专利权)人：西安航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：