【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天运载器结构设计与试验领域，具体涉及一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置及试验方法，适用于捆绑运载火箭助推器连接分离机构的地面解锁分离试验验证。
技术介绍
1、随着运载火箭运载能力的不断提升，捆绑运载火箭成为主流发展方向之一。针对某新型固体捆绑运载火箭，其第一级捆绑4个助推器，助推器通过前后两处捆绑点与芯级连接，捆绑点处设置连接分离机构，连接分离机构主要作用为连接芯级与助推器，可满足助推器的连接、解锁功能。助推器分离时采用横推旋转分离方案，解锁分离过程按如下时序开展：
2、a.助推器前后侧推火箭点火建推；
3、b.前、后连接分离机构切割装置工作，完成前、后连接分离机构解锁；
4、c.在侧推火箭推力作用下，后连接分离机构中球头、球窝结构顺利脱开；
5、d.助推器以设计姿态实现横推旋转分离。
6、助推器分离瞬间，前后侧推火箭的推力差使助推器产生相对于其质心的角加速度α，前后侧推火箭的横向推力使助推器产生横向加速度a。助推器角加速度α和加速度a控制其以设计姿态实现横推旋转分离。
7、此外，助推器连接分离机构需在助推器对接过程中提供箭体结构加工、装配所带来误差的补偿，以及在竖立工况芯级加注、主动段飞行、芯级拖拽助推器飞行等工况下，由于内压、推力、低温、风阻、摆动、局部推力载荷等因素引起的不同程度的位移和角度的补偿。
8、现有的捆绑运载火箭助推器地面分离试验主要采用真实的助推器和芯级产品或者全尺寸模拟舱体，使用侧推火箭作为动力源进行地面分离试
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于提供一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置及试验方法，准确模拟助推器分离过程的同时，降低试验复杂程度，降低试验成本。
2、为了达到上述的目的，本专利技术提供一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，包括助推器模拟舱体、第一钢丝绳、第二钢丝绳、龙门架、承力墙、钢丝绳固定工装和缓冲装置；承力墙用于替代芯级舱体；助推器模拟舱体由已有运载火箭舱体改造得到；助推器模拟舱体通过第一钢丝绳与龙门架连接；助推器模拟舱体通过第二钢丝绳与钢丝绳固定工装连接；助推器模拟舱体通过连接分离机构与承力墙连接；缓冲装置位于助推器模拟舱体分离摆动方向上。
3、上述一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其中，第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点与助推器模拟舱体的质心同高度；第一钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点与第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点的间距为h，第一钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点位于第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点的上方。
4、上述一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其中，第一钢丝绳有两根，两根第一钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点位于同一直径上；第二钢丝绳有两根，两根第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点位于同一直径上。
5、上述一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其中，每根第一钢丝绳上均设有第一拉力张紧控制装置，通过第一拉力张紧控制装置控制拉力，两根第一钢丝绳的拉力相同；每根第二钢丝绳上均设有第二拉力张紧控制装置，通过第二拉力张紧控制装置控制拉力，两根第二钢丝绳的拉力相同。
6、上述一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其中，缓冲装置与助推器模拟舱体之间的间距为l，助推器模拟舱体轴线与第一钢丝绳在龙门架上的安装点之间的间距为l。
7、上述一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其中，所述地面分离试验装置的布置满足如下条件：
8、1)2f1·sinθ·h＝jz·α
9、2)2f2·cosβ+2f1·sinθ＝m·a
10、3)2f2·sinβ+m·g-2f1·cosθ＝m·a1
11、其中，θ为第一钢丝绳与助推器模拟舱体轴线的夹角，β为第二钢丝绳与水平方向的夹角，m为助推器模拟舱体的质量，f1为第一钢丝绳的拉力，f2为第二钢丝绳的拉力，jz为助推器模拟舱体绕其质心横轴的转动惯量，α为助推器解锁分离时旋转角加速度，a为助推器解锁分离时横向加速度，a1为助推器解锁分离时相对轴向加速度；h为第一钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点与第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点的间距。
12、本专利技术提供的另一技术方案是一种捆绑火箭助推器地面分离试验方法，采用上述捆绑火箭助推器地面分离试验装置，地面分离试验方法包括：
13、1)根据捆绑运载火箭助推器设计的横推旋转分离姿态，以及计算公式1)2f1·sinθ·h＝jz·α；2)2f2·cosβ+2f1·sinθ＝m·a；3)2f2·sinβ+m·g-2f1·cosθ＝m·a1计算相关设计参数f1、f2、θ、β、h，其中，θ为第一钢丝绳与助推器模拟舱体轴线的夹角，β为第二钢丝绳与水平方向的夹角，m为助推器模拟舱体的质量，f1为第一钢丝绳的拉力，f2为第二钢丝绳的拉力，jz为助推器模拟舱体绕其质心横轴的转动惯量，h为第一钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点与第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点的间距；
14、2)根据计算所得的相关设计参数布置捆绑火箭助推器地面分离试验装置；
15、3)连接前连接分离机构和后连接分离机构的供电、测试电缆，并完成测试、辅助设备的准备工作；
16、4)解锁指令发出后，前连接分离机构和后连接分离机构完成解锁，助推器模拟舱体以设计姿态横推旋转分离摆出；
17、5)观察、采集并分析前连接分离机构和后连接分离机构解锁后状态及试验数据，完成地面分离试验。
18、上述一种捆绑火箭助推器地面分离试验方法，其中，所述步骤2)包括：通过前连接分离机构和后连接分离机构连接助推器模拟舱体与承力墙；助推器模拟舱体通过两根第一钢丝绳与龙门架连接，第一钢丝绳与助推器模拟舱体轴线的夹角为θ，通过第一拉力张紧控制装置控制第一钢丝绳的拉力为f1；助推器模拟舱体通过两根第二钢丝绳与钢丝绳固定工装连接，第二钢丝绳与水平方向的夹角为β，通过第二拉力张紧控制装置控制第二钢丝绳的拉力为f2；在助推器模拟舱体分离摆动方向放置缓冲装置。
19、上述一种捆绑火箭助推器地面分离试验方法，其中，缓冲装置与助推器模拟舱体之间的间距l与助推器模拟舱体轴线与第一钢丝绳在龙门架上的安装点之间的间距l保持一致；助推器模拟舱体底部与地面之间的距离m应确保助推器模拟舱体解锁后摆动过程中不碰撞地面。
20、与现有技术相比，本专利技术的有益技术效果是：
21、本专利技术提供一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置及试验方法，实现了通过地面工装和试验辅助装置模拟助推器横推旋转分离过程，在达到分离机构考核目的的前提下，极大地降低了试验成本，减短了试验准备周期。
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1.一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其特征在于，包括助推器模拟舱体、第一钢丝绳、第二钢丝绳、龙门架、承力墙、钢丝绳固定工装和缓冲装置；
2.如权利要求1所述的一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其特征在于，第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点与助推器模拟舱体的质心同高度；第一钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点与第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点的间距为H，第一钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点位于第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点的上方。
3.如权利要求2所述的一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其特征在于，第一钢丝绳有两根，两根第一钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点位于同一直径上；第二钢丝绳有两根，两根第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点位于同一直径上。
4.如权利要求3所述的一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其特征在于，每根第一钢丝绳上均设有第一拉力张紧控制装置，通过第一拉力张紧控制装置控制拉力，两根第一钢丝绳的拉力相同；每根第二钢丝绳上均设有第二拉力张紧控制装置，通过第二拉力张紧控制装置控制拉力，两根第二钢丝绳的拉力相同。
5.如权利要
6.如权利要求1所述的一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其特征在于，所述地面分离试验装置的布置满足如下条件：
7.一种捆绑火箭助推器地面分离试验方法，其特征在于，采用如权利要求1至4中任一权利要求所述的一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，地面分离试验方法包括：
8.如权利要求7所述的一种捆绑火箭助推器地面分离试验方法，其特征在于，所述步骤2)包括：
9.如权利要求8所述的一种捆绑火箭助推器地面分离试验方法，其特征在于，
...【技术特征摘要】
1.一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其特征在于，包括助推器模拟舱体、第一钢丝绳、第二钢丝绳、龙门架、承力墙、钢丝绳固定工装和缓冲装置；
2.如权利要求1所述的一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其特征在于，第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点与助推器模拟舱体的质心同高度；第一钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点与第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点的间距为h，第一钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点位于第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点的上方。
3.如权利要求2所述的一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其特征在于，第一钢丝绳有两根，两根第一钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点位于同一直径上；第二钢丝绳有两根，两根第二钢丝绳与助推器模拟舱体的连接点位于同一直径上。
4.如权利要求3所述的一种捆绑火箭助推器地面分离试验装置，其特征在于，每根第一钢丝绳上均设有第一拉力张紧控制装置，通过第一拉力...
【专利技术属性】
技术研发人员：李新宽，张醒，倪飞，徐林，楼云锋，李程刚，李昊，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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