[發明專利]運載火箭起飛推力模擬加載裝置

有效

• 申請號: 202110708753.8
• 申請日: 2021-06-25
• 公開（公告）號: CN113720611B
• 公開（公告）日: 2022-07-26
• 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

本發明提供的一種運載火箭起飛推力模擬加載裝置，包括底部具有開口的機架和設置于機架的模擬加載單元。模擬加載單元包括設置于機架兩端的調節機構、與調節機構連接的滑動機構、以及穿過機架開口設置用于拉動火箭發動機的施力機構。施力機構一端與滑動機構連接，另一端用于與火箭發動機連接。施力機構用于對火箭發動機施加作用力，調節機構用于調節滑動機構在機架中的位置，以調整施力機構對火箭發動機的施力角度。滑動機構處于零位時，施力機構對火箭發動機施加軸向推力加載；調節機構控制滑動機構處于零位以左時，施力機構對火箭發動機施加向左的切向擺動力；調節機構控制滑動機構處于零位以右時，施力機構對火箭發動機施加向右的切向擺動力。

技術領域

本發明涉及模擬運載火箭起飛推力技術領域，特別是涉及一種運載火箭起飛推力模擬加載裝置。

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，提供一種運載火箭起飛推力模擬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，本發明提出一種運載火箭起飛推力模擬加載裝置，將模擬加載單元依托于機架設置后與火箭發動機連接，通過簡單靈活的調整模擬加載單元，帶動火箭發動機實現軸向力加載及切向來回擺動。還具有架構組成精簡、布局緊湊、調整靈活、并聯拓展等優點。相對于現有技術，本發明大幅降低了制造成本，且推力模擬加載效果更加符合試驗要求。

本發明提供的一種運載火箭起飛推力模擬加載裝置，包括底部具有開口的機架和設置于所述機架的模擬加載單元。所述模擬加載單元包括設置于所述機架兩端的調節機構、與所述調節機構連接的滑動機構，以及穿過所述機架開口設置用于拉動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，另一端用于與火箭發動機連接。所述施力機構用于對火箭發動機施加作用力，所述調節機構用于調節所述滑動機構在所述機架中的位置，以調整所述施力機構對火箭發動機的施力角度。

具體地，當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；利用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擺動力；利用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，所述調節機構包括與設置于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。所述第一作動器用于調整所述施力機構使其保持拉直施力，所述第二作動器用于控制所述滑動機構的移動。

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驅動件。所述驅動件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。所述驅動件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，順勢拉動所述施力機構，以模擬火箭發動機的擺動角度。

在一個實施例中，所述驅動件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，所述滑動支座設有用于測量滑動支座位移的第一位移傳感器，所述動滑輪設有用于測量動滑輪位移的第二位移傳感器，所述火箭發動機設有用于測量火箭發動機起飛距離的第三位移傳感器。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，計算并控制火箭發動機的擺動角度。