[發明專利]一種火箭尾艙發動機搖擺間隙可視化檢測方法

有效

• 申請號: 202110972809.0
• 申請日: 2021-08-24
• 公開（公告）號: CN113700576B
• 公開（公告）日: 2022-08-26
• 發明（設計）人: 黃帥;丁一凡;焦震;林連鑌;卜鶴群
• 申請（專利權）人: 上海宇航系統工程研究所
• 主分類號: F02K9/96
• 分類號: F02K9/96;H04N7/18
• 代理公司: 上海航天局專利中心 31107
• 代理人: 王海濤

本發明公開了一種火箭尾艙發動機搖擺間隙可視化檢測方法，步驟1、查找火箭尾艙間隙較小處。根據火箭總裝模型，在發動機周圍查找間隙較小處；步驟2、尾艙總裝。根據火箭總裝要求，完成發動機、伺服機構及艙內單機產品；步驟3、布置攝像頭和判讀標記。在間隙較小處布置攝像頭，監視信號傳輸至地面，顯示在判讀監視器上；判讀標記厚度為安全間隙的要求值；步驟4、連接伺服中頻電源、控制器。連接地面中頻電源工藝電纜、控制器電纜與箭上伺服機構的電纜接插；步驟5、搖擺發動機，觀察間隙。按照既定程序搖擺發動機，觀察擺動過程中間隙較小處的判讀標記是否發生干涉間隙，確保滿足安全間隙要求。

技術領域

本發明涉及運載火箭火箭總裝、伺服系統領域，具體涉及一種火箭尾艙發動機搖擺間隙可視化檢測方法。

背景技術

火箭飛行過程中，需擺動發動機，確保火箭姿態穩定，及按照既定軌道飛行。為了保障發動機擺動的安全性，需保證發動機過程中與其他設備是否有足夠的安全間隙。

我國現役火箭尾艙發動機搖擺間隙檢查采用人工推發動機噴管的方法，過程中人員在艙內檢查搖擺間隙。

發明內容

本發明的目的在于提供一種火箭尾艙發動機搖擺間隙可視化檢測方法，確保發動機在擺動過程中，與其他設備有足夠的安全間隙。

為了達到上述的目的，本發明提供一種火箭尾艙發動機搖擺間隙可視化檢測方法，包括步驟如下：

步驟一、查找火箭尾艙間隙較小處：根據火箭總裝模型，在發動機周圍查找間隙較小處；

步驟二、尾艙總裝：根據火箭總裝要求，完成發動機、伺服機構及艙內單機產品安裝；

步驟三、布置攝像頭和判讀標記：在間隙較小處布置攝像頭，監視信號傳輸至地面，顯示在判讀監視器上；判讀標記厚度為安全間隙的要求值。

步驟四、連接伺服中頻電源、控制器：連接地面中頻電源工藝電纜、控制器電纜與箭上伺服機構的電纜接插。

步驟五、搖擺發動機，觀察間隙：按照既定程序搖擺發動機，觀察擺動過程中間隙較小處的判讀標記是否發生干涉間隙，確保滿足安全間隙要求。

上述一種火箭尾艙發動機搖擺間隙可視化檢測方法，所述步驟三中，布置攝像頭和預制塊：預制塊厚度為安全間隙的要求值。

與現有技術相比，本發明的技術有益效果是：

本發明一種新型火箭尾艙設備間隙可視化檢測方法，由于采取上述的技術方案，可以檢測發動機在擺動過程中，與其他設備有足夠的安全間隙，確保火箭正常飛行。

附圖說明

本發明的一種火箭尾艙發動機搖擺間隙可視化檢測方法由以下的實施例及附圖給出。

圖1是擺角測試系統方案原理圖。

具體實施方式

以下將結合附圖對本發明的一種火箭尾艙發動機搖擺間隙可視化檢測方法作進一步的詳細描述。

步驟1、查找火箭尾艙間隙較小處。根據火箭總裝模型，在發動機周圍查找間隙較小處。

步驟2、尾艙總裝。根據火箭總裝要求，完成發動機、伺服機構及艙內單機產品。

步驟3、布置攝像頭和判讀標記。在間隙較小處布置攝像頭，監視信號傳輸至地面，顯示在判讀監視器上；判讀標記厚度為安全間隙的要求值。

步驟4、連接伺服中頻電源、控制器。連接地面中頻電源工藝電纜、控制器電纜與箭上伺服機構的電纜接插。

步驟5、搖擺發動機，觀察間隙。按照既定程序搖擺發動機，觀察擺動過程中間隙較小處的判讀標記是否發生干涉間隙，確保滿足安全間隙要求。