本发明专利技术公开了一种火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法及专用装置。火箭燃烧室壳体上的前裙座端面到反喷孔出口端面中心的距离L1，采用第一专用测量夹具和标准块规测量；前裙座外圆到反喷孔出口端面中心的距离L2，采用第二专用测量夹具和标准块规测量；前裙座端面到反喷孔轴心延长线与前裙座外圆延长线交点的距离L3，采用第三专用测量夹具和标准块规测量；反喷孔的空间角度α＝arctgL2/（L3－Ll）。本发明专利技术不需要有价格昂贵、环境要求严格、高精度的检测设备，采用专用测量夹具和标准块规，就可实现火箭燃烧室壳体高精度反喷孔的空间位置尺寸和角度的测量。本发明专利技术测量方便、快捷，检测精度较高，完全满足产品设计精度要求。
【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了一种火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法及专用装置。火箭燃烧室壳体上的前裙座端面到反喷孔出口端面中心的距离L1，采用第一专用测量夹具和标准块规测量；前裙座外圆到反喷孔出口端面中心的距离L2，采用第二专用测量夹具和标准块规测量；前裙座端面到反喷孔轴心延长线与前裙座外圆延长线交点的距离L3，采用第三专用测量夹具和标准块规测量；反喷孔的空间角度α＝arctgL2/（L3－Ll）。本专利技术不需要有价格昂贵、环境要求严格、高精度的检测设备，采用专用测量夹具和标准块规，就可实现火箭燃烧室壳体高精度反喷孔的空间位置尺寸和角度的测量。本专利技术测量方便、快捷，检测精度较高，完全满足产品设计精度要求。【专利说明】火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法及专用装置
本专利技术涉及火箭发动机燃烧室壳体的测量，具体地指一种火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法及专用装置。
技术介绍
固体火箭发动机是航天飞行器的动力装置，由燃烧室、推进剂药柱、喷管、点火器等主要部分组成。燃烧室壳体是固体火箭发动机系统中的关键件，通过推进剂的燃烧为飞行器提供动力。壳体前封头上有四个均布的带反喷孔的反喷接头，反喷孔中安装推力终止机构，外圆螺纹联接导流管。当飞行器到达预定位置，弹上计算机发出解爆指令，推力终止机构被解爆，发动机推进剂燃气从反喷孔中反喷泄压，在分离发动机的共同作用下，保证发动机对飞行器的再入体为负推力或者零推力，达到准确控制再入体的位置，从而保证预期的位置精度。因此，对反喷孔的空间位置角度、精度有较高的设计要求。固体火箭发动机燃烧室壳体的工艺流程为:组焊一退火一射线探伤一淬火+回火—射线探伤一车前后裙基准一镗加工前端一镗加工后端一水压试验一形位公差检测一油封包装入库。壳体前端四个均布的反喷孔的空间位置尺寸及角度在镗加工前端后测量，火箭燃烧室壳体上四个反喷孔与火箭燃烧室壳体轴心的夹角均相等。目前，在工作现场在线检测火箭燃烧室壳体高精度反喷孔的空间位置尺寸和角度，需要有价格昂贵的、环境温度及湿度要求严格的、高精度的三坐标测量机或自带在线检测系统的数控镗铣加工中心，采用三坐标测量机验证检测的结果为±0.38mm和±3'。如果采用标准量具的普通测量方法，无法实现火箭燃烧室壳体高精度反喷孔的空间位置尺寸和角度的测量。
技术实现思路
本专利技术的目的就是要克服现有技术所存在的检测设备昂贵、检测环境要求严格以及检测效率较低的不足，提供一种简单、快捷的火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法及专用>J-U ρ?α装直。为实现上述目的，本专利技术火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法，其特别之处在于:火箭燃烧室壳体上的前裙座端面到反喷孔出口端面中心的距离LI，采用第一专用测量夹具和标准块规测量；火箭燃烧室壳体上的前裙座外圆到反喷孔出口端面中心的距离L2，采用第二专用测量夹具和标准块规测量；火箭燃烧室壳体上的前裙座端面到反喷孔轴心延长线与前裙座外圆延长线交点的距离L3，采用第三专用测量夹具和标准块规测量；火箭燃烧室壳体上反喷孔的空间角度α按照三角函数关系通过公式计算，其计算公式为 a = arctgL2/ (L3 一 LI)。上述方案中，所述第一专用测量夹具包括第一定位端和第一测量端，在测量反喷孔的LI时，将第一定位端与反喷孔轴向紧密贴合，第一测量端的侧面与前裙座端面平行并留有间隙，间隙值al通过标准块规测量，测量反喷孔出口端面中心与第一测量端的侧面之间距离Al，LI的计算公式为LI = Al+al ο上述方案中，所述第二专用测量夹具包括第二定位端和第二测量端，在测量反喷孔的L2时，将第二定位端与反喷孔轴向紧密贴合，第二测量端的上表面与前裙座外圆平行并留有间隙，间隙值a2通过标准块规测量，测量反喷孔出口端面中心与第二测量端的上表面之间的距离A2，L2的计算公式为L2 = A2 — a2。上述方案中，所述第三专用测量夹具包括第三定位端和第三测量端，在测量反喷孔的L3时，将第三定位端与反喷孔轴向紧密贴合，第三测量端的上表面与前裙座外圆紧密贴合，第三测量端的侧面与前裙座面平行并留有间隙，间隙值a3通过标准块规测量，测量反喷孔出口端面中心与第三测量端的侧面之间距离A3，L3的计算公式为L3 = A3+a3。一种实现上述火箭燃烧室壳体反喷孔测量的专用装置，包括根据火箭燃烧室壳体反喷孔的理论尺寸设计的第一专用测量夹具、第二专用测量夹具和第三专用测量夹具及标准块规。上述方案中，所述第一专用测量夹具包括第一定位端和第一测量端，所述第一定位端包括与反喷孔内壁贴合的第一圆柱体和与反喷孔的出口端面贴合的第一定位体，所述第一圆柱体的直径与反喷孔内径相等，误差不大于±0.015mm;所述第一测量端的截面呈长方形；间隙值al为5?10mm。上述方案中，所述第二专用测量夹具包括第二定位端和第二测量端，所述第二定位端包括与反喷孔内壁贴合的第二圆柱体和与反喷孔的出口端面贴合的第二定位体，所述第二圆柱体的直径与反喷孔内径相等，误差不大于±0.015mm;所述第二测量端的截面呈长方形；间隙值al为5?10mm。上述方案中，所述第三专用测量夹具包括第三定位端和第三测量端，所述第三定位端为与反喷孔内壁贴合的圆柱体，所述第三定位端的直径与反喷孔内径相等，误差不大于 +0.015mm。上述方案中，所述第三测量端的截面呈两级台阶状，所述第三测量端的第一级台阶的侧面在测量时与前裙座端面平行并留有间隙，间隙值a3为5?IOmm ;所述第三测量端的第二级台阶的上表面在测量时与前裙座外圆紧密贴合。本专利技术的有益效果在于:本专利技术不需要有价格昂贵、环境温度及湿度要求严格、高精度的三坐标测量机或自带在线检测系统的数控镗铣加工中心，采用专用测量夹具和标准块规，就可实现火箭燃烧室壳体高精度反喷孔的空间位置尺寸和角度的测量。本专利技术测量方便、快捷，检测精度较高，完全满足产品设计精度要求:火箭燃烧室壳体上反喷孔空间位置尺寸和角度设计要求不大于±0.5mm和±5'，采用本专利技术检测结果为±0.4mm和土 V，检测的产品多次参与地面试验和飞行试验均圆满成功。本专利技术的测量方法不仅可用于火箭燃烧室壳体上反喷孔空间位置尺寸和角度的测量，也可以用于其他类似产品的测量。【专利附图】【附图说明】图1为火箭燃烧室壳体反喷孔的空间位置尺寸和角度的检测示意图。图2为图1中第一专用测量夹具和标准块规测量时的结构示意图。图3为图1中第二专用测量夹具和标准块规测量时的结构示意图。图4为图1中第三专用测量夹具和标准块规测量时的结构示意图。【具体实施方式】为了更好地解释本专利技术，以下结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步的详细说明，但它们不对本专利技术构成限定。图2所示的第一专用测量夹具2包括第一定位端2.1和第一测量端2.2。第一定位端2.1包括与反喷孔1.2内壁贴合的第一圆柱体2.1.1和与反喷孔1.2的出口端面贴合的第一定位体2.1.2，第一圆柱体2.1.1的直径与反喷孔1.2内径相等，误差不大于±0.015mm。第一测量端2.2的截面呈长方形，在测量时第一测量端2.2的侧面与前裙座1.1端面平行并留有间隙。图3所示的第二专用测量夹具3包括第二定位端3.1和第二测量端3.2。第二定位端3.1包括与反喷孔1.2内壁贴合的第二圆柱体3.1.1和与反喷孔1.2的出口端面贴合本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种火箭燃烧室壳体反喷孔的测量方法，其特征在于：火箭燃烧室壳体（1）上的前裙座（1.1）端面到反喷孔（1.2）出口端面中心的距离L1，采用第一专用测量夹具（2）和标准块规（5）测量；火箭燃烧室壳体（1）上的前裙座（1.1）外圆到反喷孔（1.2）出口端面中心的距离L2，采用第二专用测量夹具（3）和标准块规（5）测量；火箭燃烧室壳体（1）上的前裙座（1.1）端面到反喷孔（1.2）轴心延长线与前裙座（1.1）外圆延长线交点的距离L3，采用第三专用测量夹具（4）和标准块规（5）测量；火箭燃烧室壳体（1）上反喷孔（1.2）的空间角度α按照三角函数关系通过公式计算，其计算公式为α＝arctgL2/（L3－Ll）。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：韩庆波，余天雄，高建国，王华东，
申请(专利权)人：湖北三江航天江北机械工程有限公司，
类型：发明
国别省市：
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