【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及固体火箭发动机安全性试验，具体涉及一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置。
技术介绍
1、固体火箭发动机是导弹武器系统的重要动力装置，为评估弹药在敌方弹药、事故、勤务处理等外界环境刺激下的安全可靠性，近年来弹药安全性试验相关标准陆续颁布，大部分需要列装的固体火箭发动机都需要进行安全性试验考核。对于常规的发动机采用普通的上下压板固定式即可完成，但对于长径比较大的发动机该种固定模式存在很大的安全隐患，试验后残余部分很可能挣脱工装飞出，带来重大的风险隐患。
2、现有的固体火箭发动机立式固定工装采用上下夹板、中间拉杆的结构形式，用于一般发动机的安全性试验，公开专利cn114001963a一种通用多连杆式固体火箭发动机立式工装，采用伸缩拉杆的方式将多段分节拉杆串在一起，将前后转接板、发动机固定在一起，用于发动机振动、冲击试验试验。
3、现有的安全性试验发动机立式工装主要采用的上下夹板、中间拉杆的结构形式，该种结构形式适用于长径比较小的发动机，如果应用于大长径比发动机，中间没有限位固定装置，试验后的半截发动机残药剧烈燃烧很可能将其推出，该种固定方式在安全性试验中存在很大的风险隐患，不适用于大长径比发动机立式安全性试验。
技术实现思路
1、本专利技术要解决的技术问题
2、本专利技术提供一种大长径比固体火箭发动机立式固定装置，以解决现有安全性试验发动机立式工装不适用大长径比发动机立式安全性试验的问题。
3、为解决技术问题本专利技术采用的
4、一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，该试验装置由底板1、底座2、底部辅助支撑3、调节螺母4、中间支撑组件5、接长柱6、锁紧螺栓i 7、调整座8、锁紧螺栓ii 9、上立柱10、上压板11、后裙转接座12、承力框14及连接螺栓15组成，
5、底板1通过螺栓固定在混凝土地面上，两组底座2在底板1上呈矩形分布，通过连接螺栓15安装固定；底座2中间部位焊接有螺纹座，底部辅助支撑组件3与其配合，用于压紧发动机燃烧室外壁；底座2立柱的顶部设计为螺纹结构，中间支撑组件5的四个孔穿过立柱落在调节螺母4上，通过上方的调节螺母4压紧固定；底座立柱顶部螺纹连接接长柱6，上立柱10圆柱端插入接长柱6的另一端；
6、立式试验装置的上半段也设置有中间支撑组件5，通过调整座8和锁紧螺栓ii 9将上立柱10的圆柱段固定，方便支撑固定位置的调节，限位固定发动机；
7、发动机前裙与底板间采用承力框14连接，通过螺栓进行固定，发动机后裙连接有后裙转接座12和上压板11，上压板11穿过四根立柱，通过螺栓将其固定。
8、进一步地，所述底部辅助支撑3由调节螺杆3-1、压弧3-2、阶梯螺栓3-3及毛毡缓冲层3-4组成，所述调节螺杆3-1一端与底座立柱中间部位焊接的螺纹座连接，另一端通过阶梯螺栓3-3与压弧3-2固定连接，所述压弧3-2中间设计为凹槽通孔、背面为平面结构，另一面粘有毛毡缓冲层3-4。
9、进一步地，所述中间支撑组件5由承接底板5-1、支撑座5-2、连接螺栓5-3、调节杆5-4、锁紧螺母5-5、导向螺栓5-6和压弧5-7组成，四个支撑座5-2对称均匀分布在承接底板5-1，通过连接螺栓5-3连接固定，调节杆5-4与压弧5-7通过调节螺纹连接，压弧5-7与调节杆5-4嵌入支撑座5-2中，导向螺栓5-6从支撑座5-2顶部拧入，螺栓头伸入压弧5-7的键槽内，起到防转导向的作用。旋转调节杆5-4，压弧5-7可顺畅伸出缩回，起到固定发动机的作用。
10、进一步地，该试验装置还包括有锁紧螺栓i 7，四个锁紧螺栓i 7分别将接长柱6和上立柱10连接在一起，提高单根长立柱的刚度。
11、进一步地，所述承力框14中间镂空，保护发动机突出的前封头，试验过程中保证头部固定可靠。
12、进一步地，所述上压板11除立柱穿孔外，还设计有四个吊装孔，方便承力框、发动机、后裙转接座、上压板的整体吊装，同时也可减轻工装质量。
13、进一步地，所述底部辅助支撑3对称布置，压弧3-2包角60°，将发动机可靠的抱紧，同时不影响外界刺激源对发动机的撞击。
14、进一步地，所述后裙转接座12与上压板11设有同样数量的连接孔，方便上压板与后裙转接座相对位置的的调节。
15、进一步地，所述上压板11除用于立柱的四个大孔外，还对称设计了四个小孔，边缘倒钝，压板与发动机连接完成后用于发动机的整体吊装，便于发动机的安装固定。
16、本专利技术获得的技术效果
17、本专利技术提供一种大长径比固体火箭发动机立式固定装置，可实现发动机前后裙、中间筒段的可靠固定，保障发动机在枪击、破片、射流等安全性试验的安全开展。
18、本专利技术能够实现大长径比固体火箭发动机安全可靠的立式固定，试验安全性试验过程中防止发动机在意外情况下脱离飞出；本专利技术提供的大长径比发动机各段均有相关的固定装置支撑固定，且可以伸缩调节，便于安装调试；本专利技术采用四个立柱呈矩形布局，发动机正面全部外露，不影响外界刺激源激励的同时，可以保障发动机安全可靠的进行安全性试验；采用四根高立柱通过辅助支撑底板连接固定在一起，形成笼式结构，提高整套试验装置的刚度；本专利技术辅助支撑采用螺纹杆调节的方式可以前后伸缩，不影响发动机整体的吊装，同时还可以保证发动机的可靠支撑固定；本专利技术四个立柱较高，采用组合的形式将两段通过接长柱连接在一起，并旋入螺栓紧固，不仅方便了工装的加工，还方便了中间辅助支撑装置的安装，提高了可操作性；本专利技术立式试验装置整体安装在一个底板上，位置定位准确，发动机调试方便。
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1.一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于，包括：底板(1)、底座(2)、底部辅助支撑(3)、调节螺母(4)、中间支撑组件(5)、接长柱(6)、锁紧螺栓I(7)、调整座(8)、锁紧螺栓II(9)、上立柱(10)、上压板(11)、后裙转接座(12)、承力框(14)及连接螺栓(15)，
2.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述底部辅助支撑(3)由调节螺杆(3-1)、压弧(3-2)、阶梯螺栓(3-3)及毛毡缓冲层(3-4)组成，所述调节螺杆(3-1)一端与底座立柱中间部位焊接的螺纹座连接，另一端通过阶梯螺栓(3-3)与压弧(3-2)固定连接，所述压弧(3-2)中间设计为凹槽通孔、背面为平面结构，另一面粘有毛毡缓冲层(3-4)。
3.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述中间支撑组件(5)由承接底板(5-1)、支撑座(5-2)、连接螺栓(5-3)、调节杆(5-4)、锁紧螺母(5-5)、导向螺栓(5-6)和压弧(5-7)组成，四个支撑座(5-2)对称均匀分布在承接底板(5-1)
4.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：该试验装置还包括有锁紧螺栓I(7)，四个锁紧螺栓I(7)分别将接长柱(6)和上立柱(10)连接在一起，提高单根长立柱的刚度。
5.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述承力框(14)中间镂空，保护发动机突出的前封头，试验过程中保证头部固定可靠。
6.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述上压板(11)除立柱穿孔外，还设计有四个吊装孔，方便承力框、发动机、后裙转接座、上压板的整体吊装，同时也可减轻工装质量。
7.根据权利要求2所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述底部辅助支撑(3)对称布置，压弧(3-2)包角60°，将发动机可靠的抱紧，同时不影响外界刺激源对发动机的撞击。
8.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述后裙转接座(12)与上压板(11)设有同样数量的连接孔，方便上压板与后裙转接座相对位置的调节。
9.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述上压板(11)除用于立柱的四个大孔外，还对称设计了四个小孔，边缘倒钝，压板与发动机连接完成后用于发动机的整体吊装，便于发动机的安装固定。
...【技术特征摘要】
1.一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于，包括：底板(1)、底座(2)、底部辅助支撑(3)、调节螺母(4)、中间支撑组件(5)、接长柱(6)、锁紧螺栓i(7)、调整座(8)、锁紧螺栓ii(9)、上立柱(10)、上压板(11)、后裙转接座(12)、承力框(14)及连接螺栓(15)，
2.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述底部辅助支撑(3)由调节螺杆(3-1)、压弧(3-2)、阶梯螺栓(3-3)及毛毡缓冲层(3-4)组成，所述调节螺杆(3-1)一端与底座立柱中间部位焊接的螺纹座连接，另一端通过阶梯螺栓(3-3)与压弧(3-2)固定连接，所述压弧(3-2)中间设计为凹槽通孔、背面为平面结构，另一面粘有毛毡缓冲层(3-4)。
3.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述中间支撑组件(5)由承接底板(5-1)、支撑座(5-2)、连接螺栓(5-3)、调节杆(5-4)、锁紧螺母(5-5)、导向螺栓(5-6)和压弧(5-7)组成，四个支撑座(5-2)对称均匀分布在承接底板(5-1)，通过连接螺栓(5-3)连接固定，调节杆(5-4)与压弧(5-7)通过调节螺纹连接，压弧(5-7)与调节杆(5-4)嵌入支撑座(5-2)中，导向螺栓(5-6)从支撑座(5-2)顶部拧入，螺栓头伸入压弧(5-7)的键槽内，起到防转导向的作用。旋转调节杆(5-4)，压弧(5...
【专利技术属性】
技术研发人员：孔海瑞，贺磊，周森，韩用，杜国斌，武占伟，
申请(专利权)人：内蒙航天动力机械测试所，
类型：发明
国别省市：
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