[發(fā)明專利]一種喉栓式變推力固體火箭發(fā)動機地面測試裝置

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201810435205.0
• 申請日: 2018-05-09
• 公開（公告）號: CN108590889B
• 公開（公告）日: 2020-04-14
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 李軍偉;余紹康;馬寶印;宋岸忱;王寧飛
• 申請（專利權(quán)）人: 北京理工大學
• 主分類號: F02K9/96
• 分類號: F02K9/96
• 代理公司: 北京理工正陽知識產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11639
• 代理人: 鮑文娟

本發(fā)明公開的一種喉栓式變推力固體火箭發(fā)動機地面測試裝置，屬于喉栓發(fā)動機地面測試領(lǐng)域。本發(fā)明包括驅(qū)動機構(gòu)和仿真機構(gòu)；驅(qū)動機構(gòu)包括電機固定蓋、步進電動機、滑動標桿、電機固定筒、運動限制螺母、第一運動傳遞板、緊固螺母、第二運動傳遞板、第一喉栓連桿、拉壓力傳感器、第二喉栓連桿密封圈、位移傳感器、運動連桿；仿真機構(gòu)包括前封頭、彈簧固定件、左固定筒、后封頭、壓縮彈簧、螺桿、壓力傳感器座、喉栓。本發(fā)明能夠?qū)崿F(xiàn)喉栓式變推力固體火箭發(fā)動機地面測試，優(yōu)點如下：(1)實現(xiàn)不同推力、不同壓強下試驗的驗證；(2)實現(xiàn)對發(fā)動機喉栓的閉環(huán)控制；(3)測試成本低，獲取數(shù)據(jù)多，(4)結(jié)構(gòu)簡單、耐用性好；(5)驅(qū)動機構(gòu)質(zhì)量輕。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種喉栓式變推力固體火箭發(fā)動機地面測試裝置，屬于喉栓發(fā)動機地面測試領(lǐng)域。

背景技術(shù)

固體火箭發(fā)動機可控性較差，固體推進劑以裝藥形式全部貯存在燃燒室內(nèi)，一經(jīng)點燃，燃面即按照預(yù)定規(guī)律變化，在工作過程中無法根據(jù)實際需要隨機調(diào)節(jié)推力大小，或?qū)崿F(xiàn)多次啟動，因而大大限制了固體火箭發(fā)動機的應(yīng)用和發(fā)展,有些武器型號還不得不采用液體火箭發(fā)動機作為導(dǎo)彈末端修正的動力裝置，許多容積受限制的空間飛行器中也不得不采用難于長期貯存以及體積比沖小的液體燃料發(fā)動機或者燃氣發(fā)生器。因此，先進的推力調(diào)節(jié)技術(shù)一直是固體火箭發(fā)動機發(fā)展的重要方向之一。

當前，試驗測試主要依靠熱點火試驗方法獲取變推力喉栓的響應(yīng)時間和控制精度，但由于存在設(shè)備加工周期長、點火時間短、材料燒蝕的制約，存在測試成本高、誤差大、獲取數(shù)據(jù)有限等缺點，在硬件設(shè)施和技術(shù)指標等方面均不能很好地滿足喉栓變推力響應(yīng)時間和控制精度的要求。20世紀六七十年代開始，國外就已經(jīng)開始對固體火箭發(fā)動機推力控制技術(shù)進行了大量的研究。由于計算條件等的限制，這一時期對固體火箭發(fā)動機推力調(diào)節(jié)技術(shù)的研究主要以試驗研究為主，Aerojet、Thiokol以及高級彈道導(dǎo)彈防御等都做出了大量試驗研究。其中Aerojet是這方面研究的先驅(qū)，在上世紀60年代最先開始研究固體推進可控技術(shù)，實現(xiàn)了22250N到1335000N推力的變化范圍。這些系統(tǒng)采用中等含能推進劑和液壓驅(qū)動，控制系統(tǒng)由于采用簡易電腦和反饋系統(tǒng)，響應(yīng)時間和控制精度受到一定限制。這一時期雖然通過大量試驗實現(xiàn)了發(fā)動機推力調(diào)控，取得了一定的成功，但由于在密封以及重量限制等方面的原因，這些試驗方案并未真正應(yīng)用到實際中。八九十年代以后隨著機械、電子以及密封技術(shù)等各行業(yè)技術(shù)的進步，以及對固體火箭發(fā)動機推力控制技術(shù)的迫切需求，使得固體火箭發(fā)動機推力控制技術(shù)得到進一步廣泛研究和試驗。然而由于實驗手段以及測試技術(shù)的限制，變推力喉栓固體火箭發(fā)動機在試驗驗證方面存在以下問題：1)發(fā)動機功能單一，難以實現(xiàn)不同推力、不同壓強下試驗的驗證；2)發(fā)動機不可重復(fù)使用，喉栓和噴管材料燒蝕嚴重；3)國內(nèi)目前對喉栓發(fā)動機的內(nèi)彈道調(diào)節(jié)基本都采用了開環(huán)控制方式，而要實現(xiàn)發(fā)動機推力的隨機控制，需要實現(xiàn)對發(fā)動機喉栓的閉環(huán)控制；4)測試成本高，獲取數(shù)據(jù)少，有限的數(shù)據(jù)對控制系統(tǒng)的響應(yīng)時間難以有效的驗證；5)部分發(fā)動機喉栓驅(qū)動系統(tǒng)采用輔助液壓驅(qū)動方式，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，采用電子機械驅(qū)動方式結(jié)構(gòu)大大簡化，消極質(zhì)量相應(yīng)也會減少。

發(fā)明內(nèi)容

為了解決現(xiàn)有喉栓式變推力固體火箭發(fā)動機地面測試裝置結(jié)構(gòu)功能單一、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、耐用性差的問題，本發(fā)明公開的一種喉栓式變推力固體火箭發(fā)動機地面測試裝置要解決的技術(shù)問題是實現(xiàn)喉栓式變推力固體火箭發(fā)動機地面測試，具有如下優(yōu)點：(1)實現(xiàn)不同推力、不同壓強下試驗的驗證；(2)實現(xiàn)對發(fā)動機喉栓的閉環(huán)控制；(3)測試成本低，獲取數(shù)據(jù)多，(4)結(jié)構(gòu)簡單、耐用性好；(5)驅(qū)動機構(gòu)質(zhì)量輕。

本發(fā)明的目的是通過下述技術(shù)方案實現(xiàn)的。

本發(fā)明公開的一種喉栓式變推力固體火箭發(fā)動機地面測試裝置包括驅(qū)動機構(gòu)和仿真機構(gòu)。所述的驅(qū)動機構(gòu)包括電機固定蓋、步進電動機、滑動標桿、電機固定筒、運動限制螺母、第一運動傳遞板、緊固螺母、第二運動傳遞板、第一喉栓連桿、拉壓力傳感器、第二喉栓連桿、密封圈、位移傳感器、運動連桿。所述仿真機構(gòu)包括前封頭、彈簧固定件、左固定筒、后封頭、壓縮彈簧、螺桿、壓力傳感器座、喉栓。