[發明專利]一種模擬運載火箭起飛推力的加載裝置

有效

• 申請號: 202110708734.5
• 申請日: 2021-06-25
• 公開（公告）號: CN113720610B
• 公開（公告）日: 2022-07-22
• 發明（設計）人: 王登;戴政;楊俊
• 申請（專利權）人: 藍箭航天空間科技股份有限公司
• 主分類號: G01M15/02
• 分類號: G01M15/02
• 代理公司: 北京科石知識產權代理有限公司 11595
• 代理人: 徐紅崗

本發明提供的一種模擬運載火箭起飛推力的加載裝置，包括底部具有開口的機架、設置于機架的模擬加載單元，以及設置于機架與所述模擬加載單元之間的楔形塊。所述楔形塊具有與發動機初始安裝角度對應設計的預設傾角，利用所述楔形塊的傾角模擬火箭發動機的初始安裝角度。所述模擬加載單元包括設置于所述機架的調節機構和滑動機構，以及部分穿過所述機架開孔后作用于火箭發動機的施力機構；所述施力機構一端與所述滑動機構連接，穿過所述機架開孔后的另一端用于與火箭發動機連接；所述調節機構用于調整所述滑動機構在所述機架內的位置，進而調節所述施力機構對發動機施加作用力的角度。

技術領域

本發明涉及液體運載火箭起飛推力模擬技術領域，特別是涉及一種模擬運載火箭起飛推力的加載裝置。

背景技術

在運載火箭的牽制緩釋裝置功能性和可靠性試驗中，通常需要模擬運載火箭起飛時的推力。不僅要求施加的模擬推力載荷可以覆蓋緩釋過程中發動機推力變化曲線，同時要求適應火箭發動機的擺動角度和火箭起飛行程。尤其在多個發動機并聯設置后，驗證牽制緩釋裝置的系統功能性試驗時，需要在發動機布局空間緊湊的情況下設計模擬推力加載裝置。

因此，提供一種模擬運載火箭起飛推力的加載裝置是目前要解決的問題。

發明內容

為解決相關技術中的上述技術問題，本發明提出一種模擬運載火箭起飛推力的加載裝置，該加載裝置既可以模擬緩釋過程中各發動機的推力變化、擺動角度和火箭的起飛行程，還可以同時實現驗證單機功能性技術參數和系統級可靠性試驗要求。還具有結構組成精簡、布局緊湊、調整靈活和并聯拓展等優點。相對于現有技術，本發明制造成本低，且推力模擬加載效果更加符合試驗要求。

本發明提供了一種模擬運載火箭起飛推力的加載裝置。該加載裝置包括：底部具有開口的機架、設置于機架的模擬加載單元，以及設置于機架與模擬加載單元之間的楔形塊。所述楔形塊具有與發動機初始安裝角度對應設計的預設傾角，利用所述楔形塊的傾角模擬火箭發動機的初始安裝角度。所述模擬加載單元包括設置于所述機架的調節機構和滑動機構，以及部分穿過所述機架開孔后作用于火箭發動機的施力機構；所述施力機構一端與所述滑動機構連接，穿過所述機架開孔后的另一端用于與火箭發動機連接；所述調節機構用于調整所述滑動機構在所述機架內的位置，進而調節所述施力機構對發動機施加作用力的角度，模擬緩釋過程中發動機的擺動角度。

所述滑動機構處于零位時，所述施力機構對火箭發動機施加軸向推力載荷；所述調節機構控制所述滑動機構處于零位以左時，所述施力機構對火箭發動機施加軸向及向左的切向載荷；所述調節機構控制所述滑動機構處于零位以右時，所述施力機構對火箭發動機施加軸向及向右的切向載荷。

在一個實施例中，所述調節機構包括設置于所述機架兩端的第一作動器和第二作動器，所述滑動機構設置于所述第一作動器和所述第二作動器之間。所述第二作動器用于控制所述滑動機構的位置移動變化，所述第一作動器用于調整所述施力機構使其保持對火箭發動機拉直施力。

在一個實施例中，所述滑動機構包括設置于所述第一作動器與所述第二作動器之間的滑軌、靠近所述第二作動器設置于所述滑軌的動滑輪、以及靠近所述第一作動器依次設置于所述滑軌的滑動支座和液壓缸。所述液壓缸一端與所述滑動支座固定連接，另一端與繞過所述動滑輪的所述施力機構連接。所述液壓缸用于模擬火箭發動機推力，并通過所述施力機構作用于火箭發動機。所述第一作動器控制所述滑動支座在所述滑軌上移動，以保持所述施力機構對火箭發動機拉直施力，所述第二作動器控制所述動滑輪在所述滑軌上移動，拉動所述施力機構，以模擬火箭發動機的擺動角度。

在一個實施例中，所述液壓缸上設有用于采集其模擬的火箭發動機推力數值的力傳感器。

在一個實施例中，所述滑動支座設有第一位移傳感器，所述動滑輪設有第二位移傳感器，所述火箭發動機設有第三位移傳感器。根據所述第一位移傳感器測得的移動位移、所述第二位移傳感器測得的移動位移和所述第三位移傳感器測得的軸向位移，可以計算并控制火箭發動機的擺動角度。