一种中小口径固体火箭发动机通用型冲击振动试验工装制造技术

本发明专利技术属于固体火箭发动机设计领域，具体涉及一种中小口径固体火箭发动机通用型冲击振动试验工装，包括L形安装底座、上支架、下支架、环形卡块。L形安装底座上设计有两条平行的安装滑道和多条安装卡槽，安装滑道调节支架的前后移动以适应不同长度发动机的安装固定，安装卡槽用于与多种振动基座的连接固定。通过更换不同尺寸的环形卡块以适配不同口径固体发动机。需要沿发动机轴向更换试验方向，通过调整上支架与下支架之间松紧程度即完成发动机试验方向的转动固定，当环境试验需要更换轴向与径向方向时，仅需整体调整L形安装底座与振动基座的安装固定位置即可，减少拆卸次数以及试验工装数量，大幅提升了发动机的冲击振动试验效率。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于固体火箭发动机设计领域，具体涉及一种中小口径固体火箭发动机通用型冲击振动试验工装。

技术介绍

1、固体火箭发动机凭借结构简单、可靠方便、能够长期贮存等优势广泛应用于无人飞行器动力装置。而无人飞行器在发射运输及勤务处理过程往往会遭受高频振动、冲击和随机振动等因素影响导致武器系统结构疲劳损坏，因此动力系统有必要通过振动冲击试验模拟真实使用场景中可能遭遇的复杂冲击振动环境，从而验证发动机设计合理性、结构稳定性和功能可靠性。由于不同型号固体火箭发动机产品结构形式差异较大，对应的环境试验工装也各有不同，传统的冲击振动试验工装需要针对不同型号固体火箭发动机设计对应的轴向和径向环境试验工装，造成了冲击振动试验工装种类多、规格杂、通用性差，且存在一定的资源浪费问题。现有公开号cn221120140u“一种固体火箭发动机轴向力学环境试验工装”能用于多种类型发动机轴向力学环境试验，但无法应用于径向力学环境试验。公开号cn211262709u“一种固体火箭发动机振动试验工装”能够适用于不同直径发动机轴向与径向振动试验，但其开展轴向正反方向振动时需要二次拆卸装配，同本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种中小口径固体火箭发动机通用型冲击振动试验工装，其特征在于，所述冲击振动试验工装包括：L形安装底座(1)、上支架(2)、下支架(3)、环形卡块(4)；

2.如权利要求1所述的中小口径固体火箭发动机通用型冲击振动试验工装，其特征在于，所述L形安装底座(1)的长端面及短端面的侧边分别设置有多个长条形安装卡槽(11)用于振动基座的安装固定；所述L形安装底座(1)长端面中间设置有两条平行的安装滑道(12)用于与下支架(3)的安装固定。

3.如权利要求2所述的中小口径固体火箭发动机通用型冲击振动试验工装，其特征在于，所述上支架(2)为半圆形结构，两端凸出支耳设计有通孔...

【技术特征摘要】

1.一种中小口径固体火箭发动机通用型冲击振动试验工装，其特征在于，所述冲击振动试验工装包括：l形安装底座(1)、上支架(2)、下支架(3)、环形卡块(4)；

2.如权利要求1所述的中小口径固体火箭发动机通用型冲击振动试验工装，其特征在于，所述l形安装底座(1)的长端面及短端面的侧边分别设置有多个长条形安装卡槽(11)用于振动基座的安装固定；所述l形安装底座(1)长端面中间设置有两条平行的安装滑道(12)用于与下支架(3)的安装固定。

3.如权利要求2所述的中小口径固体火箭发动机通用型冲击振动试验工装，其特征在于，所述上支架(2)为半圆形结构，两端凸出支耳设计有通孔，该通孔通过连接螺栓与下支架(3)连接固定；所述上支架(2)设计有若干个沿径向分布的螺钉孔，用于与环形卡块(4)连接固定。

4.如权利要求3所述的中小口径固体火箭发动机通用型冲击振动试验工装，其特征在于，所述下支架(3)上端凸出支耳设计有通孔，该通孔与上述上支架(2)两端凸出支耳设计的通孔上下对应设置并通过连接螺栓与上支架(2)连接固定；所述下支架(3)设计有若干个沿径向分布的螺钉孔，用于与环形卡块(4)连接固定；所述下支架(3)底端两侧设计有长...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨保雨，杨春庆，党进锋，邓恒，刘家铭，高元，张恩豪，朱文革，吴素丽，柴轶琨，
申请(专利权)人：西安现代控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：