[實用新型]大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機分體框架式離心過載試驗裝置

有效

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• 申請日: 2019-11-29
• 公開（公告）號: CN211553297U
• 公開（公告）日: 2020-09-22
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 祝子文;高永剛;宋飛飛;曲悠揚;劉暢;陳濤;崔宇杰;白澤龍;韓黎亮
• 申請（專利權(quán)）人: 西安航天動力測控技術(shù)研究所
• 主分類號: G01M15/00
• 分類號: G01M15/00
• 代理公司: 西北工業(yè)大學(xué)專利中心 61204
• 代理人: 陳星

本實用新型提出一種大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機分體框架式離心過載試驗裝置，包括前過渡架、后過渡架和連接桿；前過渡架包括前連接板、前弧座支撐板和多根前斜支撐桿；前過渡架與后過渡架結(jié)構(gòu)相似，前連接板與后連接板之間固定安裝有連接桿，連接桿長度使得前連接板與后連接板的軸向吸能裝置能夠與大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機前裙及后裙對應(yīng)壓緊；當(dāng)前過渡架、后過渡架和連接桿整體焊接完成后，沿前連接板與后連接板的直徑方向切割分為上下組合體兩部分，通過在前連接板與后連接板外側(cè)面切割邊緣安裝的連接座實現(xiàn)大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機裝入下組合體后，將上下組合體固定連接。本實用新型解決了大長細(xì)比高質(zhì)量發(fā)動機離心過載試驗安裝調(diào)試難題。

技術(shù)領(lǐng)域

本實用新型涉及一種固體火箭發(fā)動機分體框架式離心過載試驗裝置，屬于固體火箭發(fā)動機離心過載點火試驗技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

為滿足現(xiàn)代防空導(dǎo)彈全空域作戰(zhàn)的需要，或者一些戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈彈道設(shè)計的需要，作為其動力裝置的固體火箭發(fā)動機在飛行主動段期間往往承受較為復(fù)雜的橫向、軸向過載聯(lián)合作用的過載條件，所以需要對大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機做離心過載試驗。

現(xiàn)有固體火箭發(fā)動機離心過載試驗中主要采用輪輻式組合結(jié)構(gòu)來承載發(fā)動機，輪輻式組合結(jié)構(gòu)在針對大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機時，由于其采用圓柱桶型結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致試驗工裝較長，質(zhì)量過重，超出了離心過載試驗臺負(fù)荷要求；而且輪輻式組合結(jié)構(gòu)的安裝過程也較為復(fù)雜，不利于在固體火箭發(fā)動機型號試驗任務(wù)越來越多的背景下，提高試驗效率。

發(fā)明內(nèi)容

為解決現(xiàn)有技術(shù)存在的問題，本實用新型提出一種固體火箭發(fā)動機分體框架式離心過載試驗裝置，來滿足大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機點火過程中的過載試驗需求。

本實用新型中，采用分體框架式結(jié)構(gòu)有效解決大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機的安裝調(diào)試問題，減輕工裝質(zhì)量確保工裝發(fā)動機組合體總質(zhì)量不超過離心過載試驗臺負(fù)荷；整體式加工后切割，確保發(fā)動機和試驗架軸線重合。由于發(fā)動機點火過程中存在徑向、軸向膨脹，所以分別設(shè)計徑向、軸向可調(diào)節(jié)吸能裝置，解決旋轉(zhuǎn)狀態(tài)點火過程中的發(fā)動機軸向膨脹、徑向膨脹問題，確保發(fā)動機點火過程的安全性。采用吊耳及U型卸扣組合的方式，完成發(fā)動機和工裝組合體的吊裝和翻轉(zhuǎn)。

本實用新型的技術(shù)方案為：

所述一種大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機分體框架式離心過載試驗裝置，其特征在于：包括前過渡架、后過渡架和連接桿；

所述前過渡架包括外徑較小的前連接板、外徑較大的前弧座支撐板和多根在周向均布的前斜支撐桿；

所述前連接板中心開有孔徑介于大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機噴管根部直徑與大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機主體直徑之間的通孔；所述前連接板內(nèi)側(cè)面固定安裝有軸向吸能裝置；

所述前弧座支撐板中心開有通孔，通孔中安裝有與大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機主體直徑配套的弧座，且弧座支撐面上粘接有徑向吸能裝置；

所述前斜支撐桿連接前連接板與前弧座支撐板；

所述后過渡架包括外徑較小的后連接板、外徑較大的后弧座支撐板和多根在周向均布的后斜支撐桿；

所述后連接板內(nèi)側(cè)面固定安裝有軸向吸能裝置；

所述后弧座支撐板中心開有通孔，通孔中安裝有與大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機主體直徑配套的弧座，且弧座支撐面上粘接有徑向吸能裝置；

所述后斜支撐桿連接后連接板與后弧座支撐板；

在前連接板與后連接板之間固定安裝有多根周向均布的連接桿，連接桿所在周向圓弧直徑大于大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機主體直徑；連接桿長度使得前連接板與后連接板的軸向吸能裝置能夠與大長細(xì)比固體火箭發(fā)動機前裙及后裙對應(yīng)壓緊；

在前連接板邊緣固定安裝有可翻轉(zhuǎn)的吊耳，在后弧座支撐板邊緣上固定安裝有U型卸扣，可翻轉(zhuǎn)的吊耳與U型卸扣組合用于實現(xiàn)發(fā)動機試驗裝置組合體的翻轉(zhuǎn)；