一种固体火箭发动机地面试验整体式试验架制造技术

本发明专利技术提供一种固体火箭发动机地面试验整体式试验架，包括牛腿组件1、动架平台2、限位组件3和定架平台4；定架平台包括两个支撑组件，支撑组件上安装有滚球组件，两个定架平台4对称设置，增强了抗侧向力能力；定架平台位于四个牛腿组件之间且固定连接；牛腿组件包括支撑本体，支撑本体上沿水平和竖直方向固定两个轮轴组合，轮轴组合的滚动面分别与动架平台2的顶壁和侧壁接触；动架平台底部与定架平台的滚球组件接触；还包括多个限位组件3，限位组件顶端抵在动架平台底部，底端固定在滚球组件外壁上。本发明专利技术采用型钢组装成一体式，简化了试验工艺步骤，滚球/滚轮结构使得接触面之间实现点接触，摩擦力小，推力测量精度高，通用性强。强。强。

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机地面试验整体式试验架


[0001]本专利技术属于火箭发动机测试领域，具体涉及一种固体火箭发动机地面试验整体式试验架。

技术介绍

[0002]发动机地面试验是利用小位移元件在发动机轴线方向上提供自由度，尽量减少推力传递的损失，以期获得更加真实的发动机能量特性。在进行带喷管摆动的大型发动机联合试验时，由于喷管的摆动，发动机产生主推力的同时会伴随有其他方向的较大侧向力，试验测量过程中会存在很大的安全隐患。
[0003]现有技术中多采用分体式试验架，多数结构仅能通过与地面固定，实现单一抗侧向力性能试验。由于分体式试验架结构复杂特殊，不容易实现在质心位置起吊使装置平移，增加了安装难度，且一个试验架至少通过四组单一侧向力承力装置实现固定，每个侧向力承力结构的安装均会造成试验架轴线的偏移，造成试验中所测发动机推力数据与实际推力相差较大。另外，分体结构工艺设计时间长，不能满足与日俱增的试验任务需求。
[0004]专利号为CN202123283253.9的专利，公开一种固体火箭发动机一体化试验工装，该工装为一体式，能够解决现有试验架加工周期较长，无法适应现阶段试验任务繁重的需求，但是该工装适用于测试精度要求较低的发动机试验。在进行长发动机地面试验时，由于发动机夹持的两个面通过前中心架和后中心架完成，中心架在发动机内压较大的情况下，会对发动机壳体造成伤害，严重时影响试验安全，并且前后中心架在发动机中心高的调试中存在困难。在试验过程中，中心架与发动机之间通过滚轮滑动来限制发动机只在推力轴线上拥有自由度，滚轮与发动机之间接触为线接触，摩擦力大，测试精度低。另外，中心架与底板通过螺栓连接，一旦所承受的侧向力超过中心架安装螺栓断裂极限时，中心架就会由于螺栓断裂而脱出，发生安全事故。

技术实现思路

[0005]为了解决现有固体火箭发动机地面联合试验装置抗侧向能力低导致发动机推力数据测量精度低的问题，本专利技术提供一种固体火箭发动机地面试验整体式试验架。
[0006]本专利技术采用的技术方案是：一种固体火箭发动机地面试验整体式试验架，包括牛腿组件1、动架平台2、限位组件3和定架平台4；
[0007]两个定架平台4对称设置，所述定架平台包括两个支撑组件，支撑组件上安装有滚球组件401，两个支撑组件之间固定连接；
[0008]所述定架平台位于四个对称设置的牛腿组件之间，与牛腿组件1固定连接；
[0009]所述牛腿组件包括支撑本体，支撑本体上沿水平和竖直方向固定两个轮轴组合，轮轴组合的滚动面分别与动架平台2的顶壁和侧壁接触；
[0010]所述动架平台2位于定架平台4上方，且底部与定架平台的滚球组件401接触；
[0011]所述动架平台和定架平台之间设有多个限位组件3，限位组件顶端抵在动架平台2
底部，底端固定在滚球组件401外壁上。
[0012]进一步地，所述轮轴组合包括调节螺杆10201、调节套10203和滚轮组件10206；滚轮组件10206的轴段安装在调节套10203腔体内，且被锁紧件径向锁紧；调节螺杆10201一端固定在调节套10203外，另一端位于调节套和滚轮组件轴段的腔体内。
[0013]进一步地，所述牛腿组件顶部设置有吊环101。
[0014]进一步地，所述动架平台包括框架体205、上面板201、淬火侧板203和淬火底板208；框架体205采用型钢焊接而成，两端外侧固定安装有淬火侧板203，底部安装有淬火底板208。
[0015]进一步地，所述框架体顶部设有多个T型槽202，上面板201上且与框架体T型槽位置对应处设置有条形孔。
[0016]进一步地，所述淬火侧板203与框架体205侧壁通过背板204固定连接，背板204位于框架体侧壁内侧。
[0017]进一步地，所述框架体205底部与淬火底板208之间还安装有下安装板207。
[0018]进一步地，所述框架体205顶部和底部之间还设置多个工字型横筋206。
[0019]进一步地，所述滚球组件401包括滑座40101、导向件、钢球40104、弹簧40107和导杆40108；滑座40101内部设有腔体，导向件设置在滑座腔体内，钢球两端分别通过导杆40108限制在导向件的通道内，导杆上套装有弹簧40107；钢球直径大于滑座腔体的高度且与滑座底部接触，钢球与导向件通道内壁小间隙配合。
[0020]进一步地，所述限位组件包括限位板301和限位螺栓302；限位板一端与动架平台2底部贴合，另一端与定架平台4上滚球组件侧壁通过限位螺栓302连接。
[0021]本专利技术的有益效果是：
[0022]1、本专利技术通过组装方式将试验平台构成一个整体，实现整体吊装，解决了分体式试验架需每次试验前根据发动机结构更改试验平台的工艺过程的问题，大大缩短了试验准备时间，提高了试验效率。
[0023]2、本专利技术采用滚球/滚轮结构作为试验平台小位移元件，使得试验动架平台与发发动机安装平台之间通过球与平面的点接触完成，摩擦力更小，发动机试验推力测量精度高。
[0024]3、与现有通过组焊件组成的侧向承力装置不同，本专利技术采用型钢框架体结构，既减轻了重量，又提升了强度，增大了试验平台的抗侧向力能力，同时减小了侧向承力装置所占空间，实现了整体式试验架的高强度及小型化，满足了中、大型发动机各类结构考核试验试车架快速安装的要求，达到缩短试验准备周期、降低劳动强度、提高试验效率和试验能力的效果。
[0025]4、本专利技术通过在底板上整体式焊接两个定架平台作为侧向力承力装置，不但去除了轴线调整的工艺步骤，也增强了本专利技术的抗侧向力能力。
[0026]5、原分体式试验架在使用时需要根据下平台定架具体支撑位置，更改具有高硬度的腹板的安装位置，每次试验前或工艺调整时，需先拆分平台，然后调整腹板安装位置使其满足试验需求，最后再组装试验架、安装弧座，导致安装工艺复杂。而采用本专利技术整体式试验架，省略了频繁调整腹板位置的工艺步骤，大大缩短了工艺调整时间，简化了试验工艺。
[0027]6、本专利技术适用于主推力小于150吨、直径不大于2000mm、侧向力不大于20吨、重量
不超过50吨的固体火箭发动机结构试验、联合试验、级间分离试验等以结构考核为主要目的试验，不局限于喷管摆动、舵机摆动等多种形式造成发动机试验过程中存在侧向力的情况，实现发动机推力测量且精度满足试验要求，适用范围广，通用性强。
附图说明
[0028]图1是本专利技术整体式试验架结构示意图；
[0029]图2是图1的主视图；
[0030]图3是图1中牛腿组件结构示意图；
[0031]图4是图3中轮轴组合结构示意图；
[0032]图5是图1中动架平台结构示意图；
[0033]图6是图5的主视图；
[0034]图7是图1中限位结构与动架平台和定架平台配合示意图；
[0035]图8是图1中定架平台结构示意图；
[0036]图9是图8中滚球组件结本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机地面试验整体式试验架，其特征在于，包括牛腿组件(1)、动架平台(2)、限位组件(3)和定架平台(4)；两个定架平台(4)对称设置，所述定架平台包括两个支撑组件，支撑组件上安装有滚球组件(401)，两个支撑组件之间固定连接；所述定架平台位于四个对称设置的牛腿组件之间，与牛腿组件(1)固定连接；所述牛腿组件包括支撑本体，支撑本体上沿水平和竖直方向固定两个轮轴组合，轮轴组合的滚动面分别与动架平台(2)的顶壁和侧壁接触；所述动架平台(2)位于定架平台(4)上方，且底部与定架平台的滚球组件(401)接触；所述动架平台和定架平台之间设有多个限位组件(3)，限位组件顶端抵在动架平台(2)底部，底端固定在滚球组件(401)外壁上。2.如权利要求1所述的固体火箭发动机地面试验整体式试验架，其特征在于，所述轮轴组合包括调节螺杆(10201)、调节套(10203)和滚轮组件(10206)；滚轮组件(10206)的轴段安装在调节套(10203)腔体内，且被锁紧件径向锁紧；调节螺杆(10201)一端固定在调节套(10203)外，另一端位于调节套和滚轮组件轴段的腔体内。3.如权利要求2所述的固体火箭发动机地面试验整体式试验架，其特征在于，所述牛腿组件顶部设置有吊环(101)。4.如权利要求1所述的固体火箭发动机地面试验整体式试验架，其特征在于，所述动架平台包括框架体(205)、上面板(201)、淬火侧板(203)和淬火底板(208)；框架体(205)采用型钢焊接而成，两端外侧固定安装有淬火侧板...

【专利技术属性】
技术研发人员：祝子文，高永刚，李强，王智勇，罗驭川，左都均，闵琰，朱丽娅，孙剑阳，
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：