一種用于測試姿軌控火箭發(fā)動機(jī)試車架制造技術(shù)

本實用新型專利技術(shù)提供一種用于測試姿軌控火箭發(fā)動機(jī)的試車架，包括底座、拉壓傳感器、滑塊和弧形座；拉壓傳感器一端垂直連接在底座一端側(cè)壁上，拉壓傳感器另一端通過連接件固定在滑塊上，滑塊安裝在底座上，滑塊安裝在滑軌上，弧形座通過連接件固定在滑塊上，弧形座與發(fā)動機(jī)通過卡扣連接，用于將發(fā)動機(jī)固定在試驗架上；弧形座的內(nèi)弧面上設(shè)有梯形槽，梯形槽兩側(cè)梯度與姿軌控火箭發(fā)動機(jī)筒段的梯形圓臺兩側(cè)梯度一致，梯形槽槽底軸向尺寸小于梯形圓臺頂部軸向尺寸，梯形槽與梯形圓臺配合，實現(xiàn)對發(fā)動機(jī)的緊固及測試過程中力的可靠傳遞，提高了發(fā)動機(jī)推力測試精度；采用拉壓傳感器實現(xiàn)發(fā)動機(jī)推力從負(fù)向到正向的全程測量。從負(fù)向到正向的全程測量。從負(fù)向到正向的全程測量。

【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
一種用于測試姿軌控火箭發(fā)動機(jī)試車架


[0001]本技術(shù)屬于固體火箭發(fā)動機(jī)地面點火試驗領(lǐng)域，特別涉及一種用于測試姿軌控火箭發(fā)動機(jī)試車架。

技術(shù)介紹

[0002]極高速飛行火箭采用姿軌控系統(tǒng)來實現(xiàn)末段的機(jī)動飛行，以引導(dǎo)其航向抵達(dá)飛行目標(biāo)。在節(jié)流式固體姿軌控系統(tǒng)中具有一個特殊的火箭發(fā)動機(jī)，該火箭發(fā)動機(jī)中包括多個主要轉(zhuǎn)向噴管和多個姿控噴管。其中轉(zhuǎn)向噴管用于動能火箭體及其運載物的橫向移動，姿控噴管用來保持動能火箭體頭部導(dǎo)航器對目標(biāo)的角度和視角調(diào)整。
[0003]區(qū)別于傳統(tǒng)的火箭發(fā)動機(jī)，該型姿軌控火箭發(fā)動機(jī)整機(jī)無明顯連接面，發(fā)動機(jī)筒段除一梯形圓臺凸起外，其余部分均為光滑圓柱段，沒有可靠連接端面用于連接并傳遞推力，同時，有別于傳統(tǒng)火箭發(fā)動機(jī)只存在單一方向(正向)推力的方式，該型姿軌控火箭發(fā)動機(jī)具有沿發(fā)動機(jī)軸線正反兩個方向的運動的能力，在測試該型姿軌控火箭發(fā)動機(jī)時，推力傳感器需要能夠測量推力和壓力。
[0004]此外該型姿軌控火箭發(fā)動機(jī)噴管不在發(fā)動機(jī)軸線上，而是與發(fā)動機(jī)軸線平行，位于發(fā)動機(jī)筒段的后方一側(cè)，導(dǎo)致在發(fā)動機(jī)的地面點火試驗中，既無法直接在推力產(chǎn)生軸線上測試發(fā)動機(jī)推力，也較難在發(fā)動機(jī)軸線方向上布置推力傳感器進(jìn)行測量，這是因為當(dāng)發(fā)動機(jī)產(chǎn)生反向推力時，產(chǎn)生的火焰距離發(fā)動機(jī)推力軸線太近，容易對布置在發(fā)動機(jī)軸線方向上的推力傳感器產(chǎn)生影響，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)推力測量結(jié)果精度低，不可靠。
[0005]參照圖4
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圖5，現(xiàn)有常規(guī)試驗架包括傳感器組件6、過渡架7、弧座8、直線滑軌9和發(fā)動機(jī)10，傳感器組件包括球頭601、傳感器602和法蘭603，由于傳感器602前面是球頭601，后面是法蘭603，當(dāng)測量發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的拉力時，球頭會與測力面脫開，傳感器示數(shù)為0，因此常規(guī)發(fā)動機(jī)試驗架只能單方向測量發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力，不能測量發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的拉力。而姿軌控發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力方向具有不確定性，因此常規(guī)試驗架無法測量產(chǎn)生多個方向的姿軌控發(fā)動機(jī)推力。在現(xiàn)有資料中也未查詢到關(guān)于姿軌控火箭發(fā)動機(jī)試車架的資料。

技術(shù)實現(xiàn)思路

[0006]要解決的技術(shù)問題:為了解決姿軌控發(fā)動機(jī)固定難、推力測試難的問題，本技術(shù)提供一種用于測試姿軌控火箭發(fā)動機(jī)的試車架，能夠按照試驗要求，在發(fā)動機(jī)推力往返變化過程中測試發(fā)動機(jī)的推力，考核設(shè)計方案的可行性與正確性。
[0007]本技術(shù)的技術(shù)方案是:本技術(shù)一種用于測試姿軌控火箭發(fā)動機(jī)的試車架，包括底座2、拉壓傳感器3、滑塊4和弧形座5；拉壓傳感器3一端垂直連接在底座2一端側(cè)壁上，拉壓傳感器3另一端通過連接件固定在滑塊4上，滑塊4安裝在滑軌上，滑軌固定安裝在底座2上，且滑軌軌道方向平行于姿軌控火箭發(fā)動機(jī)軸線方向；弧形座5也通過連接件固定在滑塊4上，弧形座5與姿軌控火箭發(fā)動機(jī)1筒段的梯形圓臺凸起配合，將姿軌控火箭發(fā)動機(jī)固定在試驗架上；
[0008]所述弧形座5的內(nèi)弧面上設(shè)有梯形槽，梯形槽兩側(cè)梯度與姿軌控火箭發(fā)動機(jī)1筒段的梯形圓臺凸起兩側(cè)梯度一致，梯形槽槽底的軸向尺寸小于梯形圓臺凸起的頂部軸向尺寸；
[0009]當(dāng)姿軌控火箭發(fā)動機(jī)固定在試車架上時，姿軌控火箭發(fā)動機(jī)噴管處于姿軌控火箭發(fā)動機(jī)軸線上部，推力測量軸線處于發(fā)動機(jī)軸線下方。
[0010]優(yōu)選的，所述弧形座5整體呈圓環(huán)結(jié)構(gòu)，包括上弧座5
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1和下弧座5
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2，上弧座和下弧座通過連接螺栓可拆卸連接，用于將姿軌控火箭發(fā)動機(jī)抱緊固定在試驗架上，下弧座5
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2通過連接件固定在滑塊4上。
[0011]優(yōu)選的，所述弧形座5內(nèi)弧面兩側(cè)設(shè)置卡扣504，卡扣504與姿軌控火箭發(fā)動機(jī)筒段梯形圓臺凸起兩側(cè)剛性連接，約束姿軌控火箭發(fā)動機(jī)在試驗過程中的軸向移動。
[0012]優(yōu)選的，所述連接件為T型塊，“一”字端固定在滑塊4頂部，“|”字端與弧形座5連接，“|”字段上開設(shè)安裝孔，用于安裝拉壓傳感器3。
[0013]有益效果
[0014]1、本技術(shù)提出了一種姿軌控發(fā)動機(jī)測試的試車架，解決了姿軌控火箭發(fā)動機(jī)在試驗過程中固定難的問題，通過在弧形座5的內(nèi)弧面設(shè)置梯形凹槽，并采用雙卡扣，與發(fā)動機(jī)筒段上的梯形圓臺凸起配合，從而既能夠傳力，又能夠?qū)l(fā)動機(jī)固定在試驗架上，約束了發(fā)動機(jī)在試驗過程中軸向竄動。
[0015]2、本技術(shù)中弧形座與常規(guī)試驗架中弧座不同，該弧形座起到了常規(guī)試驗架中過渡架和弧座兩個工裝的效果，一是與發(fā)動機(jī)相連傳遞推力，二是夾持固定發(fā)動機(jī)。
[0016]3、采用本技術(shù)試車架測試時，推力測量區(qū)別于發(fā)動機(jī)傳統(tǒng)推力測量方式，沒有直接在推力產(chǎn)生軸線測量發(fā)動機(jī)推力，而是將發(fā)動機(jī)視為剛體，利用了發(fā)動機(jī)平行方向上受力相同的原理在發(fā)動機(jī)推力軸線的平行位置進(jìn)行了發(fā)動機(jī)推力測量，本技術(shù)中將推力測量軸線置于發(fā)動機(jī)軸線下方，利用發(fā)動機(jī)筒段來格擋發(fā)動機(jī)噴管產(chǎn)生的火焰及高溫，提高了測試精度。
[0017]4、本技術(shù)采用拉壓傳感器+滑軌的形式，具有沿發(fā)動機(jī)軸線方向正反兩個方向的運動的能力，有別于常規(guī)地面試驗火箭發(fā)動機(jī)只存在單一方向(正向)推力的方式；并且弧形座5內(nèi)弧面設(shè)置的梯形槽兩側(cè)斜面起到了傳遞發(fā)動機(jī)推力的作用，弧座反斜面501用于承擔(dān)發(fā)動機(jī)產(chǎn)生反向拉力時力的傳遞，弧座正斜面503用于承擔(dān)發(fā)動機(jī)產(chǎn)生正向推力時力的傳遞，解決了推力傳遞問題。
[0018]經(jīng)過試驗驗證，本技術(shù)發(fā)動機(jī)試車架安裝簡便，試車架使用過程安全可靠，能夠滿足姿軌控發(fā)動機(jī)的試驗要求。
附圖說明
[0019]圖1本技術(shù)用于測試姿軌控發(fā)動機(jī)的試車架結(jié)構(gòu)示意圖
[0020]圖2是圖1中弧形座結(jié)構(gòu)示意圖
[0021]圖3是圖2中弧形座上的梯形凹槽示意圖
[0022]圖4為
技術(shù)介紹
中常規(guī)發(fā)動機(jī)試驗架結(jié)構(gòu)示意圖
[0023]圖5為圖4中傳感器組件示意圖
[0024]圖中：1—姿軌控火箭發(fā)動機(jī)，101—發(fā)動機(jī)型面，2—底座，3—拉壓傳感器，4—滑
塊，5—弧形座，5
?
1—上弧座，5
?
2—下弧座，501
?
弧座反斜面，502
?
弧座槽底面，503—弧座正斜面，504—卡扣，6—傳感器組件，7—過渡架，8—弧座，9—直線滑軌，10—發(fā)動機(jī)。
具體實施方式
[0025]在本技術(shù)的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“長度”、“寬度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”、“順時針”、“逆時針”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本技術(shù)和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本技術(shù)的限制。
[0026]參照圖1
?
圖3；本實施例中提出一種用于測試姿軌控火箭發(fā)動機(jī)的試車架。
[0027]該型姿軌控火箭發(fā)動機(jī)整機(jī)無明顯連本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護(hù)點】

【技術(shù)特征摘要】
1.一種用于測試姿軌控火箭發(fā)動機(jī)的試車架，其特征在于：所述姿軌控火箭發(fā)動機(jī)的筒段除具有周向的梯形圓臺凸起外，其余部分均為光滑圓柱段，且姿軌控火箭發(fā)動機(jī)噴管軸線與發(fā)動機(jī)軸線平行，位于發(fā)動機(jī)筒段的后方一側(cè)；所述試車架包括底座(2)、拉壓傳感器(3)、滑塊(4)和弧形座(5)；拉壓傳感器(3)一端垂直連接在底座(2)一端側(cè)壁上，拉壓傳感器(3)另一端通過連接件固定在滑塊(4)上，滑塊(4)安裝在滑軌上，滑軌固定安裝在底座(2)上，且滑軌軌道方向平行于姿軌控火箭發(fā)動機(jī)軸線方向；弧形座(5)也通過連接件固定在滑塊(4)上，弧形座(5)與姿軌控火箭發(fā)動機(jī)筒段的梯形圓臺凸起配合，將姿軌控火箭發(fā)動機(jī)固定在試驗架上；且姿軌控火箭發(fā)動機(jī)固定在試驗架上時，姿軌控火箭發(fā)動機(jī)噴管處于姿軌控火箭發(fā)動機(jī)軸線上部，利用發(fā)動機(jī)筒段格擋發(fā)動機(jī)噴管產(chǎn)生的火焰及高溫；所述弧形座(5)的內(nèi)弧面上設(shè)有梯形槽，梯形槽兩側(cè)梯度與姿軌控火箭發(fā)動機(jī)(1)筒段的梯形圓臺凸起兩側(cè)梯度一致，梯形槽槽底的軸...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：高永剛，朱麗婭，陳端毓，宋飛飛，劉星，祝子文，
申請(專利權(quán))人：西安航天動力測控技術(shù)研究所，
類型：新型
國別省市：