用于大推力固体火箭发动机地面静止点火试验的预紧力加载方法技术

本发明专利技术提供了用于大推力固体火箭发动机地面静止点火试验的预紧力加载方法，采用预紧力加载装置采用双球头与球窝配合结构形式，保证加载力方向与发动机燃烧室同轴。使用时，需要两个预紧力加载装置，相对于发动机燃烧室轴线对称设置在承力组件与测力组件两侧，安装在承力墙与过渡架之间，以实施预紧力加载方案。该预紧力加载装置在轴向长度在一定范围内可以调节，通过调节承力组件，使传感器受到预计的力值，此时预紧力加载装置承受轴线方向的拉力。本发明专利技术解决了大推力发动机的预紧力加载难题，经过发动机点火试验验证，验证了该方案的合理性，加力方法可靠、力值加载稳定、满足了大推力固体火箭发动机地面点火试验的预紧力加载的要求。载的要求。载的要求。

【技术实现步骤摘要】
用于大推力固体火箭发动机地面静止点火试验的预紧力加载方法


[0001]本专利技术属于固体火箭发动机地面静止点火试验的推力测量
，具体涉及一种用于大推力固体火箭发动机地面静止点火试验的预紧力加载方法，可广泛应用于固体火箭发动机地面点火试验的预紧力加载。

技术介绍

[0002]推力作为固体火箭发动机性能的重要参数，是地面点火试验最主要的测试参数。由于试验架安装、承力组件与推力组件装配间隙(连接间隙、螺纹间隙、加工误差、安装调试误差)等因素的存在，在大推力固体火箭发动机地面点火试验时，通常会通过实施预紧力加载的方案，消除这些因素造成的推力测量误差，以保证推力测量的准确性和安全性。
[0003]目前，常用的预紧装置采用钢丝绳、弹簧形式，这些形式对于小推力固体火箭发动机地面点火试验时能够起到一定的消除误差的作用，但对于目前中国研制尺寸最大、重量最大、推力最大的固体火箭发动机(直径3.5米，重量160吨，推力可达500吨)根本无法消除点火前装配间隙的影响。
[0004]鉴于此，有必要设计一种新的预紧力加载方式，确保固体火箭发动机推力实验的准确可靠进行，为发动机研制提供更为有效的试验数据和技术支持。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于解决现有预紧力加载装置无法消除大推力固体火箭发动机点火前装配间隙的影响，导致易出现推力测量准确性和安全性问题，提供了一种用于大推力固体火箭发动机地面静止点火试验的预紧力加载方法。
[0006]为实现上述目的，本专利技术所提供的技术解决方案是：<br/>[0007]用于大推力固体火箭发动机地面静止点火试验的预紧力加载方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：
[0008]1)将两个预紧力加载装置分别设置在承力组件和测力组件的两侧，且两个预紧力加载装置相对于发动机轴线对称设置；
[0009]其中，所述预紧力加载装置远离发动机一端的安装高度较靠近发动机一端高；
[0010]2)调节预紧力加载装置的长度，两个预紧力加载装置调节长度一致，并确保点火前使预紧力加载装置处于拉直状态，进行预紧力加载。
[0011]进一步地，所述预紧力加载装置包括第一球窝、第一球头、调节杆、第二球头以及第二球窝；
[0012]所述第一球头和第二球头分别安装在调节杆的两端；
[0013]所述第一球头和第二球头分别适配安装在第一球窝和第二球窝内，并可在其中万向转动。
[0014]进一步地，所述第一球头和第二球头分别与调节杆的两端螺纹连接，且在调节杆
上的位置可调。
[0015]本专利技术的有益效果：
[0016]1.本专利技术预紧方法使用的预紧装置结构新颖巧妙，具有轴向长度调节功能，安装调试不仅方便，在使用时也是刚柔并济，且力值可控(即可根据推力测量工作的实际需要，调整加载力值的大小)；该预紧装置在拉的时候刚，能够消除承力组件与测力传感器球头之间间隙的影响，预防发动机点火瞬间对测力传感器的冲击，降低对发动机推力测量的影响，提高了推力的测量精度，在松的时候能在一定范围内可控，以便出现意外情况时，对试验组件(比如：传感器精密件)起到保护防护作用，安全性更高。
[0017]2.本专利技术提出新型的预紧力加载装置，首次设计双球窝结构形式的预紧力加载装置，解决了预紧力加载难题，满足大推力发动机地面点火试验的推力预紧力加载要求。
[0018]3.本专利技术预紧力加载方法考虑到发动机点火过程中壳体的热膨胀，安装预紧力加载装置时，使远离发动机的一端安装高度高于发动机轴线，而另一端直接安装在发动机轴线上，一般高度控制在发动机膨胀量左右，确保试验过程中，预紧力加载装置处于松弛状态。
附图说明
[0019]图1为本专利技术预紧力加载装置结构图；
[0020]图2为本专利技术预紧力加载装置三维图；
[0021]图3为本专利技术预紧力加载装置中调节杆的结构图；
[0022]图4为本专利技术预紧力加载装置中调节底座结构图；
[0023]图5为本专利技术预紧力加载装置中球头的结构图；
[0024]图6为本专利技术预紧力加载装置中球窝的结构图；
[0025]图7为大推力固体火箭发动机地面点火试验中测力组件的结构图；
[0026]图8为大推力固体火箭发动机地面点火试验中承力组件的结构图；
[0027]图9为图8中承力组件的三维图；
[0028]图10为大推力固体火箭发动机地面点火试验中承力组件及测力组件装配关系示意图；
[0029]图11为本专利技术预紧力加载装置的实物安装示意图一；
[0030]图12为本专利技术预紧力加载装置的实物安装示意图二；
[0031]图13为本专利技术预紧力加载装置各个零部件的实物图；
[0032]图14为本专利技术预紧力加载装置安装状态示意图。
[0033]附图标记如下：
[0034]1‑
调节底座，2
‑
第一球窝、3
‑
第一球头，4
‑
调节杆，5
‑
第二球头，6
‑
第二球窝，7
‑
承力墙，8
‑
承力板，9
‑
承力组件，10
‑
测力组件，11
‑
推力传感器球帽，12
‑
推力传感器，13
‑
法兰盘，14
‑
过渡架顶盘。
[0035]图中尺寸单位为mm。
具体实施方式
[0036]以下结合附图和具体实施例对本专利技术的内容作进一步的详细描述：
[0037]为消除承力组件内部螺纹间隙影响及承力组件与传感器球头、传感器球头与传感器之间间隙的影响，预防发动机点火瞬间对传感器的冲击，设计了双球头与球窝配合方式的预紧力加载装置。如图1
‑
6所示，预紧力加载装置(零部件实物13所示)，采用双球头球窝结构形式的组合结构，主要包括调节底座、第一球窝、第一球头、调节杆、第二球头以及第二球窝。
[0038]其中，调节杆的中部设置有参照零件，两端设置有外螺纹；
[0039]第一球头和第二球头均包括同轴连接的头部和尾部；头部为被削去底部的半球状(其沿轴线的截面外轮廓形似腰边为外凸弧线的等腰梯形，即两个腰边为向外凸的弧线，整个头部的外周面为弧面)；尾部则为设置有内螺纹的筒状(可以是圆筒状，也可以为螺母形状)，其一端与头部的小端连接并与头部内部连通；头部内部设置有台阶状的通孔，包括第一台阶孔和第二台阶孔，其中，第一台阶孔靠近尾部设置，其孔径与尾部通孔的孔径相等，第二台阶孔的孔径大于第一台阶孔的孔径，且台阶孔的台阶处设置有倒角。
[0040]第一球窝和第二球窝均包括同轴连接且连通的主体和底座。主体从靠近底座的一端向远离底座的一端依次为第一段、第二段、第三段和第四段；其中，第一段通孔孔径与底座通孔孔径相等；第二段通孔与球头头部的外周面相适配，且该通孔的大端孔径小于第一段通孔孔径，便于球头的安本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.用于大推力固体火箭发动机地面静止点火试验的预紧力加载方法，其特征在于，包括以下步骤：1)将两个预紧力加载装置分别设置在承力组件和测力组件的两侧，且两个预紧力加载装置相对于发动机轴线对称设置；其中，所述预紧力加载装置远离发动机一端的安装高度较靠近发动机一端高；2)调节预紧力加载装置的长度，两个预紧力加载装置调节长度一致，并确保点火前使预紧力加载装置处于拉直状态，进行预紧力加载。2.根据权利要求1所述用于大推力固体火箭发...

【专利技术属性】
技术研发人员：雷娅琴，高永刚，刘畅，郭定伟，左都均，卢侃，王浩申，胡江涛，
申请(专利权)人：西安航天动力测控技术研究所，
类型：发明
国别省市：