本发明涉及一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置，属于喉栓发动机地面测试领域。
背景技术：
固体火箭发动机可控性较差，固体推进剂以装药形式全部贮存在燃烧室内，一经点燃，燃面即按照预定规律变化，在工作过程中无法根据实际需要随机调节推力大小，或实现多次启动，因而大大限制了固体火箭发动机的应用和发展,有些武器型号还不得不采用液体火箭发动机作为导弹末端修正的动力装置，许多容积受限制的空间飞行器中也不得不采用难于长期贮存以及体积比冲小的液体燃料发动机或者燃气发生器。因此，先进的推力调节技术一直是固体火箭发动机发展的重要方向之一。
当前，试验测试主要依靠热点火试验方法获取变推力喉栓的响应时间和控制精度，但由于存在设备加工周期长、点火时间短、材料烧蚀的制约，存在测试成本高、误差大、获取数据有限等缺点，在硬件设施和技术指标等方面均不能很好地满足喉栓变推力响应时间和控制精度的要求。20世纪六七十年代开始，国外就已经开始对固体火箭发动机推力控制技术进行了大量的研究。由于计算条件等的限制，这一时期对固体火箭发动机推力调节技术的研究主要以试验研究为主，aerojet、thiokol以及高级弹道导弹防御等都做出了大量试验研究。其中aerojet是这方面研究的先驱，在上世纪60年代最先开始研究固体推进可控技术，实现了22250n到1335000n推力的变化范围。这些系统采用中等含能推进剂和液压驱动，控制系统由于采用简易电脑和反馈系统，响应时间和控制精度受到一定限制。这一时期虽然通过大量试验实现了发动机推力调控，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，这些试验方案并未真正应用到实际中。八九十年代以后随着机械、电子以及密封技术等各行业技术的进步，以及对固体火箭发动机推力控制技术的迫切需求，使得固体火箭发动机推力控制技术得到进一步广泛研究和试验。然而由于实验手段以及测试技术的限制，变推力喉栓固体火箭发动机在试验验证方面存在以下问题：1)发动机功能单一，难以实现不同推力、不同压强下试验的验证；2)发动机不可重复使用，喉栓和喷管材料烧蚀严重；3)国内目前对喉栓发动机的内弹道调节基本都采用了开环控制方式，而要实现发动机推力的随机控制，需要实现对发动机喉栓的闭环控制；4)测试成本高，获取数据少，有限的数据对控制系统的响应时间难以有效的验证；5)部分发动机喉栓驱动系统采用辅助液压驱动方式，结构复杂，采用电子机械驱动方式结构大大简化，消极质量相应也会减少。
技术实现要素：
为了解决现有喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置结构功能单一、结构复杂、耐用性差的问题，本发明公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置要解决的技术问题是实现喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试，具有如下优点：(1)实现不同推力、不同压强下试验的验证；(2)实现对发动机喉栓的闭环控制；(3)测试成本低，获取数据多，(4)结构简单、耐用性好；(5)驱动机构质量轻。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置包括驱动机构和仿真机构。所述的驱动机构包括电机固定盖、步进电动机、滑动标杆、电机固定筒、运动限制螺母、第一运动传递板、紧固螺母、第二运动传递板、第一喉栓连杆、拉压力传感器、第二喉栓连杆密封圈、位移传感器、运动连杆。所述仿真机构包括前封头、弹簧固定件、左固定筒、后封头、压缩弹簧、螺杆、压力传感器座、喉栓。
驱动机构连接关系为，步进电动机通过螺栓连接固定在电机固定盖上。步进电动机转子为螺纹杆，由运动限制螺母与步进电动机相配合组成丝杠螺母结构，通过运动限制螺母随电机转子的转动，实现运动限制螺母沿螺纹杆的平动，从而通过第二喉栓连杆带动仿真机构或喉栓做往复直线运动。位移传感器通过螺栓连接安装在滑动标杆上，并通过测量第一运动传递板的位移实现对仿真机构位移的测量。拉压力传感器把第一喉栓连杆和第二喉栓连杆连接起来。当有力作用在拉压力传感器膜片上时，贴在拉压力传感器两边的电阻应变片的阻值发生变化，再经过相应的电路转换为电信号，输入到采集系统中，从而实现对仿真机构轴向受力的测量。
仿真机构的连接关系为，前封头为阶梯结构，一侧外圆柱面开有用于与电机固定筒螺栓连接螺纹孔，一侧与左固定筒螺纹连接，同时前封头台阶处与左固定筒内圆柱面接触,在前封头上开有用于动密封的深槽。左固定筒为中空圆柱体结构，两侧分别与前封头、后封头螺纹连接，并且根据试验需要设置至少两个压力传感器座，其中至少包括一个压力输入端作为压力传感器座，用于控制输入高压冷气用来模拟发动机燃烧室的燃气压强，还至少包括用于安装压力传感器的压力传感器座，压力传感器用于测量仿真机构中的压强。第二喉栓连杆根据试验目的连接压缩弹簧或者实验尺寸的喉栓。当进行冷气试验研究实验尺寸的喉栓的负载特性时，喉栓连杆连接实验尺寸的喉栓。仿真机构当用于分析驱动机构带负载下的响应时间和控制精度时，第二喉栓连杆连接压缩弹簧。压缩弹簧提供的弹力用于模拟喉栓运动过程中的轴向受力，仿真机构轴向受力由安装在第一喉栓连杆、第二喉栓连杆中间的拉压力传感器测得，以用于分析驱动机构带负载下的响应时间和控制精度。弹簧固定件中心开有螺纹孔，用于第二喉栓连杆的螺栓连接，并且开有深槽，为压缩弹簧运动提供空间。仿真机构所选用的弹簧为压缩弹簧，为有效的避免第二喉栓连杆的运动过程中压缩弹簧因受力过大或受力不均而造成的自身的弯曲变形或折断失效，压缩弹簧套在后封头与弹簧固定件的环状凹槽中。另外，前封头、后封头分别与左固定筒固定在一起，弹簧固定件通过螺杆与第二喉栓连杆固定在一起。
作为优选，电机固定盖一侧设有凸台，便于拆卸和安装；电机固定盖周向均匀分布螺纹孔，通过螺栓连接固定步进电动机；电机固定盖外圆柱面为阶梯结构，便于承接电机固定筒。
作为优选，滑动标杆一侧为螺纹结构，另一侧均匀分布用于夹具安装和位移传感器固定的螺纹孔。
作为优选，电机固定筒为圆柱壳体，并在壁面铣削有用于拆卸和安装的周向凹槽，两侧分别与电机固定盖和前封头螺栓连接。
作为优选，第一运动传递板为圆形板状结构，中心和周向均匀分布圆形通孔，四周圆弧壁面对称分布,便于拆卸和安装。
作为优选，第二喉栓连杆两端均有螺纹孔，并于外圆柱面均匀开有深槽用于轴动密封。
本发明公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置的工作方法，包括以下步骤：
步骤一：根据试验目的确定左固定筒气体压强、喉栓位移调节量、控制精度；
步骤二：选择满足试验目的量程的位移传感器、拉压力传感器；
步骤三：按照所述的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置连接关系组装地面测试装置；
步骤四：检查所述的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置的合理性及装配的稳固性；
步骤五：通过在压力传感器座上接入高压气体，使用步进电动机驱动第二喉栓连杆往复运动，检查装置的气密性；
步骤六：若所述的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置漏气，重复步骤五直到地面测试装置达到预期要求；
步骤七：根据试验目的选择执行步骤八或步骤九，进行相应地面测试试验；
步骤八：仿真机构当进行冷气试验研究实验尺寸的喉栓的负载特性时，第二喉栓连杆连接实验尺寸的喉栓。通过步进电机推动喉栓连杆的往复运动，实现对喉栓的位移调节，通过拉压力传感器采集实验尺寸的喉栓负载数据。试验中改变输入冷气压强，实现不同压强下喉栓负载特性的研究。
步骤九：仿真机构当用于分析驱动机构带负载下的响应时间和控制精度时，第二喉栓连杆连接压缩弹簧。压缩弹簧提供的弹力用于模拟第二喉栓连杆运动过程中的轴向受力，仿真机构轴向受力由安装在第一喉栓连杆、第二喉栓连杆中间的拉压力传感器测得，并通过实时反馈传递给驱动机构控制系统，以用于分析闭环控制下驱动机构带负载的响应时间和控制精度。试验中通过改变压缩弹簧刚性，实现不同推力下驱动机构带负载的响应时间和控制精度的试验验证。
有益效果
1.本发明公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置，当进行冷气试验研究实验尺寸的喉栓的负载特性时，第二喉栓连杆连接实验尺寸的喉栓；通过步进电动机推动第一喉栓连杆的往复运动，实现对喉栓的位移调节，通过拉压力传感器采集实验尺寸喉栓的负载数据；试验中改变输入冷气压强，实现不同压强下喉栓负载特性的研究。
2、本发明公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置，当用于分析驱动机构的响应时间和控制精度时，第二喉栓连杆连接压缩弹簧；压缩弹簧提供的弹力用于模拟喉栓运动过程中的轴向受力，仿真机构轴向受力由安装在第一喉栓连杆、第二喉栓连杆中间的拉压力传感器测得，并通过实时反馈传递给驱动机构控制系统，以用于分析闭环控制下驱动机构的响应时间和控制精度；试验中通过改变压缩弹簧刚性，实现不同推力下驱动机构带负载的响应时间和控制精度的试验验证。
3、本发明公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置，相比热流试验条件下喉栓和喷管材料烧蚀严重，冷气试验条件下喉栓变形小，材料无烧蚀，可重复使用，材料耐用率高。
4、本发明公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置，相比热流试验条件下，点火成本高，试验条件受场地限制，难以进行大量重复性的试验验证；冷气试验测试成本低，不受场地环境限制，方便多次试验验证，获取数据多，大量的数据对控制系统的响应时间和喉栓负载特性的研究有更深刻的认识。
5、相比于部分发动机喉栓驱动系统采用辅助液压驱动方式，本发明公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置，采用电子机械驱动方式能够简化结构，减小相应消极质量。
附图说明
图1为一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置结构示意图(仿真机构进行冷气试验研究实验尺寸的喉栓负载特性)
图2为一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置结构示意图(仿真机构用于验证驱动机构带负载下的响应时间和控制精度)
其中：1-驱动机构、2-仿真机构、1.1-电机固定盖、1.2-步进电动机、1.3-滑动标杆、1.4-电机固定筒、1.5-运动限制螺母、1.6第一运动传递板、1.7-紧固螺母、1.8-第二运动传递板、1.9-第一喉栓连杆、1.10-拉压力传感器、1.11-第二喉栓连杆、1.12-密封圈、1.13-位移传感器、1.14-运动连杆、2.1-前封头、2.2-弹簧固定件、2.3-左固定筒、2.4-后封头、2.5-压缩弹簧、2.6-螺杆、2.7-压力传感器座、2.8-喉栓。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例1：
本实施例公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置包括驱动机构1和仿真机构2。所述的驱动机构1包括电机固定盖1.1、步进电动机1.2(87000系列直线驱动器)、滑动标杆1.3、电机固定筒1.4、运动限制螺母1.5、第一运动传递板1.6、紧固螺母1.7(m8)、第二运动传递板1.8、第一喉栓连杆1.9、拉压力传感器1.10(20kg)、第二喉栓连杆1.11、密封圈1.12、位移传感器1.13(10mm)、运动连杆1.14。所述仿真机构2包括前封头2.1、弹簧固定件2.2、左固定筒2.3、后封头2.4、压缩弹簧2.5、螺杆2.6、压力传感器座2.7(m20×1.5)、喉栓2.8。
驱动机构1连接关系为，步进电动机1.2通过螺栓连接固定在电机固定盖1.1上。步进电动机1.2转子为螺纹杆，由运动限制螺母1.5与步进电动机1.2相配合组成丝杠螺母结构，通过运动限制螺母1.5随电机转子的转动，实现运动限制螺母1.5沿螺纹杆的平动，从而通过第二喉栓连杆1.11带动仿真机构2或喉栓2.8做往复直线运动。位移传感器1.13通过螺栓连接安装在滑动标杆1.3上，并通过测量第一运动传递板1.6的位移实现对仿真机构2位移的测量。拉压力传感器1.10把第一喉栓连杆1.9和第二喉栓连杆1.11连接起来。当有力作用在拉压力传感器膜片上时，贴在拉压力传感器两边的电阻应变片的阻值发生变化，再经过相应的电路转换为电信号，输入到采集系统中，从而实现对仿真机构2轴向受力的测量。
仿真机构2的连接关系为，前封头2.1为阶梯结构，一侧外圆柱面开有用于与电机固定筒1.4螺栓连接螺纹孔，一侧与左固定筒2.3螺纹连接，同时前封头2.1台阶处与左固定筒2.3内圆柱面接触,在前封头2.1上开有用于动密封的深槽。左固定筒2.3为中空圆柱体结构，两侧分别与前封头2.1、后封头2.4螺纹连接，并且根据试验需要设置至少两个压力传感器座2.7，其中至少包括一个压力输入端作为压力传感器座2.7，用于控制输入高压冷气用来模拟发动机燃烧室的燃气压强，还至少包括用于安装压力传感器的压力传感器座2.7，压力传感器用于测量仿真机构2中的压强。第二喉栓连杆1.11根据试验目的连接压缩弹簧2.5或者实验尺寸的喉栓2.8。当进行冷气试验研究实验尺寸的喉栓2.8的负载特性时，第二喉栓连杆1.11连接实验尺寸的喉栓2.8。仿真机构2当用于分析驱动机构1带负载下的响应时间和控制精度时，第二喉栓连杆1.11连接压缩弹簧2.5。压缩弹簧2.5提供的弹力用于模拟喉栓运动过程中的轴向受力，仿真机构2轴向受力由安装在第一喉栓连杆1.9、第二喉栓连杆1.11中间的拉压力传感器1.10测得，以用于分析驱动机构1带负载下的响应时间和控制精度。弹簧固定件2.2中心开有螺纹孔，用于第二喉栓连杆1.11的螺栓连接，并且开有深槽，为压缩弹簧2.5运动提供空间。仿真机构2所选用的弹簧为压缩弹簧2.5，为有效的避免第二喉栓连杆1.11的运动过程中压缩弹簧2.5因受力过大或受力不均而造成的自身的弯曲变形或折断失效，压缩弹簧2.5套在后封头与弹簧固定件2.2的环状凹槽中。另外，前封头2.1、后封头2.4分别与左固定筒2.3固定在一起，弹簧固定件2.2通过螺杆2.6与第二喉栓连杆1.11固定在一起。
电机固定盖1.1一侧设有凸台，便于拆卸和安装；电机固定盖1.1周向均匀分布螺纹孔，通过螺栓连接固定步进电动机1.2；电机固定盖1.1外圆柱面为阶梯结构，便于承接电机固定筒1.4。
滑动标杆1.3一侧为螺纹结构，另一侧均匀分布用于夹具安装和位移传感器1.13固定的螺纹孔。
电机固定筒1.4为圆柱壳体，并在壁面铣削有用于拆卸和安装的周向凹槽，两侧分别与电机固定盖1.1和前封头2.1螺栓连接。
第一运动传递板1.6为圆形板状结构，中心和周向均匀分布圆形通孔，四周圆弧壁面对称分布,便于拆卸和安装。
第二喉栓连杆1.11两端均有螺纹孔，并于外圆柱面均匀开有深槽用于轴动密封。
本实施例公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置的工作方法，包括以下步骤：
步骤一：根据试验目的确定10mpa左固定筒2.3气体压强、5mm喉栓2.8位移调节量、0.2kg控制精度；
步骤二：选择满足试验目的10mm位移传感器1.13、20kg拉压力传感器1.10；
步骤三：按照所述的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置连接关系组装地面测试装置；
步骤四：检查所述的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置的合理性及装配的稳固性；
步骤五：通过在压力传感器座2.7上接入5mpa高压气体，使用步进电动机1.2驱动第二喉栓连杆1.11往复运动，检查仿真机构2中螺纹连接以及第二喉栓连杆1.11与前封头2.1动密封的气密性；
步骤六：若所述的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置漏气，重复步骤五直到地面测试装置达到预期要求；
步骤七：根据试验目的选择执行步骤八或步骤九，进行相应地面测试试验；
步骤八：仿真机构2当进行冷气试验研究实验尺寸的喉栓2.8的负载特性时，第二喉栓连杆1.11连接喉栓2.8。左固定筒2.3上设置两个压力传感器座2.7，一个压力输入端作为压力传感器座2.7，用于控制输入10mpa高压冷气用来模拟发动机燃烧室的燃气压强，另一个安装20mpa量程压力传感器的压力传感器座2.7，20mpa量程压力传感器用于测量仿真机构2中的压强。通过步进电机1.2推动第一喉栓连杆1.9的往复运动，实现对总长为90.2mm的喉栓2.8的位移调节，通过拉压力传感器1.10采集喉栓2.8负载数据。试验中改变输入冷气压强5mpa、10mpa、15mpa，实现不同压强下喉栓2.8负载特性的研究。
步骤九：仿真机构2当用于分析驱动机构1带负载下的响应时间和控制精度时，第二喉栓连杆1.11连接压缩弹簧2.5。压缩弹簧2.5提供的弹力用于模拟第二喉栓连杆1.11运动过程中的轴向受力，仿真机构2轴向受力由安装在第一喉栓连杆1.9、第二喉栓连杆1.11中间20kg量程的拉压力传感器1.10测得，并通过实时反馈传递给驱动机构1控制系统，以用于分析闭环控制下驱动机构1带负载下的响应时间和控制精度。试验中通过改变压缩弹簧2.5刚性，实现驱动机构1带5kg、10kg、15kg负载的响应时间和控制精度的试验验证。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。