专利名称：火箭点火姿态模拟试验装置的制作方法
技术领域：
本发明属于一种火箭发动机试验装置，具体涉及一种火箭点火姿态模拟试验装置。
背景技术：
火箭发射过程中，发动机燃气流会对周围发射设备造成影响，这种影响主要包括 两个方面一是高温、高凝相燃气流对发射设备的材料造成严重的烧蚀影响，发射设备的 热防护方案必须考虑燃气流的分布与影响范围，以寻求经济的耐烧蚀材料；二是排量可观 的超音速燃气流对发射设备造成很大的冲击作用，发射设备设计必须考虑结构范能够承受 的强度问题，对于燃气流冲击作用中心很高或燃气流作用中心偏离发射设备重心很远的情 况，还存在发射设备的气动稳定性问题，特殊情况下甚至要考虑到燃气流的冲击频率与发 射设备的共振问题。 燃气流对发射设备的烧蚀及冲击作用力两个方面问题均与火箭点火姿态密切相 关，因为火箭点火姿态首先直接决定了燃气流相对结构复杂的真实发射设备的冲击角度与 冲击高度。燃气流冲击高度决定了燃气流是核心基本段燃气流还是充分混合段燃气流对发 射设备的作用，也即燃气流的作用强度；燃气流对发射设备的冲击角度决定了燃气流的发 射设备表面冲刷方向，决定的燃气流对发射设备的破坏机理是剪切、侵蚀为主，还是正面冲 压为主。 火箭点火姿态受发射方式、起飞控制方式控制，特殊情况下受发动机喷管安装位 置、喷管自摆及环境风速控制。不论受什么样的控制方式影响，反应在火箭点火姿态上，一 般均不会总是保持垂直或指定发射角度，因此，火箭点火姿态会与待机发射状态存在差别。 造成火箭点火姿态与待机发射状态存在差别的另一重要因素是发射时间因素，随发射时间 增加，火箭在设计曲线弹道远离、偏离发射中心。 准确地模拟火箭点火姿态只能是真实的发射试验，但这必须是火箭武器系统产品 产生并初步联试、具备发射条件的理想状态，不是火箭武器系统产品研制所允许的。模拟火 箭点火姿态及其对发射设备的影响必须依赖地面模拟试验。 当前，国内地面模拟试验方面，没有针对火箭点火姿态模拟试验开发专门的试验 装置，有些大多数针对发动机试验或伺服机构、姿控动力系统专项试验开展，这些试验中发 动机仅围绕某旋转中心摆动一较小角度，并且发动机不能沿轴线运动，也不允许发动机偏 移轴向原始位置作横向运动。 目前国外某研究机构开发了类似模拟火箭点火姿态的试验装置，名称为发射燃气 动力学室内试验系统，该装置发挥作用至今已三十多年，促进了该国战略火箭低空点火技 术开发，并由此产生了该国基于结构元法基础的发射燃气动力学专业计算理论。但其开发 的火箭点火姿态模拟试验装置仍然存在明显的不足 1)、只能开展准稳态研究，即发动机点火高度与点火角度试验前设计确定后，整个 试验过程发动机这些参数保持不变，不能模拟火箭点火姿态动态变化情况；
2)、发动机点火高度与点火角度调整范围很小，不能适应火箭点火姿态变化较大 情况； 3)、试验装置立足教学与科研用，发动机设计尺寸及根据需要调整； 4)、试验装置中没有火箭弹体，仅有结构相对简单的发动机，没有考虑火箭弹体外
形对发动机燃气流引射羽流场影响。 因此，发明一种既安全、可靠地开展实物试验，又能够同时兼顾准稳态、瞬态情况 的火箭点火姿态模拟试验装置，对发射系统科学地分析燃气流影响具有重要的工程价值， 也对实物试验条件下的弹道、伺服控制、发动机试车技术研究具有重要的促进作用。
发明内容
本发明的目的是提供一种能够实现有效控制火箭飞行过程沿轴向弹射、滚转，同 时在发射面内俯仰、偏航变化量，从而比较准确地模拟火箭点火姿态的功能的火箭点火姿 态模拟试验装置。 本发明是这样实现的，火箭点火姿态模拟试验装置，它包括棘齿滑轨型弹道模拟 机构、偏航角及滚转角控制机构、火箭俯仰角液控型机构和模拟火箭，棘齿滑轨型弹道模拟 机构包括圆筒状的带棘齿滑轨的外套筒和与之配合的带棘齿滑轨的内套筒，外套筒相对固 定，内套筒可沿外套筒向上滑行，外套筒顶端固定有上顶盖，内套筒的顶部设有下顶盖，下 顶盖的中间下部设有关节轴承座，关节轴承座内还设有关节轴承，关节轴承下设有模拟火 箭；偏航角及滚转角控制机构包括啮合齿轮组、上下转环、上下托盘、支撑杆，上转环、下转 环均通过滚珠分别与上托盘、下托盘紧扣在一起，上转环放于上托盘之上，下转环放于下托 盘之下，上转环、下转环利用支撑杆联接在一起，支撑杆中部托起啮合齿轮组中的从动齿 轮，啮合齿轮组中的主动齿轮及其驱动飞轮通过设在主动齿轮上下两端的驱动飞轮安装架 和驱动飞轮下安装架固定在固定壁上，上托盘、下托盘分别利用上托盘固定架和下托盘固 定架固定于固定壁上；火箭俯仰角液控型机构包括安装在上顶盖顶部的内铰支，内铰支与 多级伸縮油缸的一端连接，多级伸縮油缸的另一端与设在上转环边缘的外铰支连接，下转 环上设有回转轴套，回转轴固定底座设在外套筒上，回转轴穿过回转轴套插入回转轴固定 底座的轴孔内。 该装置还设有火箭与带棘齿滑轨的套筒同轴度控制机构，它包括在内套筒的下部 设置止动杆，止动杆穿过内套筒底部螺栓孔后，再穿过模拟火箭的一级弹体外壳螺栓孔并 紧定于一级弹体外壳和发动机外壳之间的卡环上。 该装置还设有模拟火箭止动缓冲机构，模拟火箭止动缓冲机构包括设在上顶盖下 部的缓冲液压缸的油缸套，油缸套上部的侧面设有通向蓄能器的出油管和卸油通路，油缸 套内设有缓冲阀，缓冲阀的下部通过螺栓安装有缓冲弹簧。 本发明的优点是，发动机点火启动后，火箭在棘齿滑轨型弹道模拟机构沿直线运 动；火箭俯仰角液控型机构则按火箭俯仰角变化规律控制弹体在发射面内旋转角度；火箭 偏航角及滚转角控制机构则带动棘齿滑轨型弹道模拟机构、火箭俯仰角液控型机构沿垂直 水平面的轴线转动，转动加速度、速度、角度由火箭偏航角及滚转角控制机构中的转动飞轮 控制。由于三个机构在立体空间中沿三个方向控制机构运动，则三个机构同时工作条件下， 可以按设计要求模拟火箭任意点火姿态；只有两个机构工作条件下，则模拟相应组合条件下的火箭点火姿态；只有一个机构工作时，则模拟一个机构能够控制的火箭点火姿态。
图1为本发明所提供的火箭点火姿态模拟试验装置主视图；
图2为图1的俯视图；
图3为模拟火箭结构剖视图； 图4为模拟火箭底部结构及弹底防晃动固定装置示意图； 图5为一级弹体外壳顶部与其它模拟弹体结构件之间的联接关系示意图； 图6为模拟火箭止动缓冲机构示意图； 图7为模拟火箭悬吊机构及带棘齿滑轨的内、外套筒螺紧定螺纹组孔位置示意 图； 图8为套筒结构局部示意图。 图中，1上转环，2锁紧螺母，3支撑杆，4滚珠，5上托盘，6外套筒，7上顶盖固定架， 8上顶盖，9内铰支，10缓冲液压缸，11多级伸縮油缸，12下顶盖固定架，13下顶盖，14内套 筒，15模拟火箭，16从动齿轮，17外铰支，18上托盘固定架，19固定壁，20驱动飞轮，21驱动 飞轮安装架，22主动齿轮，23驱动飞轮下安装架，24下转环，25下托盘，26下托盘固定架，27 回转轴套，28回转轴，29回转轴固定底座，30喷管，31 —级弹体外壳，32模拟发动机，33吊 篮，34吊盘，35 二级弹体外壳，36吊杆，37测力仪，38关节轴承，39弹头罩，40支动杆，41卡 环，42发动机外壳，43药柱，44药柱托盘，45发动机辐条，46发动机下封头，47发动机托环， 48传感器，49火箭底裙，50卡盘，51吊盘底底座，52吊篮上盘，54吊篮下盘，55燃烧室工作 状况测试传感器，56发动机上封头，57加速度传感器，59卸油通路，60缓冲阀，61油缸套，62 通向底压储油罐的出油管，63缓冲弹簧，64螺纹孔，65关节轴承座，66关键轴承座卡盘，67 吊盘拉杆，68吊篮拉杆，69光学感应片，70火箭底裙密封圈。
具体实施例方式
下面结合附图和实施例对本发明进行详细描述 火箭点火姿态模拟试验装置，它包括棘齿滑轨型弹道模拟机构、火箭俯仰角液控 型机构、偏航角及滚转角控制机构、火箭与带棘齿滑轨的套筒同轴度控制机构、火箭止动缓 冲机构和模拟火箭。 其中，如图1、7和8所示，棘齿滑轨型弹道模拟机构包括圆筒状的带棘齿滑轨的外 套筒6和与之配合的带棘齿滑轨的内套筒14，外套筒6相对固定，内套筒14可沿外套筒6 向上滑行。如图7所示，沿火箭弹射方向，内、外套筒还按等间距的开有相互配合的螺纹孔 64，根据准稳态需要，可用紧定螺钉将火箭固定的指定弹射高度，内套筒14的顶部安装下 顶盖13，下顶盖13的下部借助螺钉安装下顶盖固定架12，下顶盖13的中间下部设置关节 轴承座65，关节轴承座65设置在关节轴承座卡盘66内，借助螺钉将其固定在下顶盖13的 下部。关节轴承座65内还设有关节轴承38。如图8所示，螺纹孔64内可安装光学感应片 69。 准稳态研究条件下，上顶盖8与吊挂模拟火箭的关节轴承配合测定火箭推力；瞬 态研究条件下，安置于模拟火箭的发动机上封头上的三向加速度计测试了火箭弹射加速度，外套筒6上的组合螺纹孔改贴感光片测试模拟火箭弹射速度与位移情况，发动机内弹 道利用安装于发动机顶部压力及温度传感器测定。 棘齿滑轨组合具备紧密的啮合功能，使得内套筒14可沿外套筒6向上相对自由滑 动，并且内套筒14由棘齿滑轨上的已经啮合的棘齿阻止向下滑脱。测力仪、三向加速度计、 压力与温度传感器、光学传感器组合可安装在内套筒14上系统地测试准稳态、瞬态研究条 件下模拟火箭的内、外弹道。 如图1所示，偏航角及滚转角控制机构包括啮合齿轮组、上、下转环、上、下托盘、 支撑杆系等结构件。上转环1、下转环24均通过滚珠4分别与上托盘5、下托盘25紧扣在 一起，上转环1放于上托盘5之上，下转环24放于下托盘25之下，上转环1、下转环24利 用支撑杆3联接在一起，支撑杆3的上下两端分别用锁紧螺母2锁紧，支撑杆3中部托起啮 合齿轮组中的从动齿轮16，啮合齿轮组中的主动齿轮22及其驱动飞轮20通过设在主动齿 轮22上下两端的驱动飞轮安装架21和驱动飞轮下安装架23固定在固定壁19上，上托盘 5、下托盘25分别利用上托盘固定架18和下托盘固定架26固定于固定壁19上。试验过程 中，驱动飞轮20按设计转速度转动时即带动火箭沿轴线滚动、沿偏航方向运动。
由于上、下托盘5、25固定于固定壁19上，上、下转环1、24、啮合齿轮组16、22中的 从动齿轮16通过支撑杆3联接后，相互约束成为一个整体，当驱动飞轮20带动两个相互啮 合的齿轮组中的主动齿轮22时，主动齿轮22即带动从动齿轮16回转，从动齿轮16依次带 动上述火箭俯仰角液控型机构、棘齿滑轨型弹道模拟机构回转，从而进一步带动模拟火箭 沿轴线滚动、沿偏航方向运动。 如图1、2所示，火箭俯仰角液控型机构包括安装在上顶盖8顶部的内铰支9，内铰 支9可通过螺栓固定在上顶盖8上，内铰支9与多级伸縮油缸11连接，多级伸縮油缸11的 另一端与设在上转环1边缘的外铰支17连接，利用多级伸縮油缸11伸縮带动棘齿滑轨型 弹道模拟机构旋转，从而间接推动火箭沿俯仰面旋转。试验过程中可通过控制多级伸縮油 缸11供油流量、油压即控制多级伸縮油缸11伸縮长度、伸縮反应速度，从而进一步可以火 箭俯仰的速度。 如图3所示，模拟火箭15包括一级弹体外壳31， 一级弹体外壳31内设有模拟发动 机32，模拟发动机32的一端与吊篮33连接，吊篮33与吊盘34连接， 一级弹体外壳31与二 级弹体外壳35连接，二级弹体外壳35与弹头罩39连接，二级弹体外壳35内设有吊杆36， 吊杆36的一端与吊盘34连接，吊杆36的另一端与关节轴承38连接，吊杆36内还设有测 力仪37。如图4所示，其中，发动机外壳42内部还设有药柱43，药柱43底部安装在药柱托 盘44上，药柱托盘44的下部为发动机下封头46，发动机下封头46的下部设有发动机托环 47，发动机托环47安装在火箭底裙49上，火箭底裙49与弹体外壳31连接，火箭底裙49与 喷管30的结合处还设有火箭底裙密封圈70，火箭底裙49上的发动机托环47处安装有传感 器48。 如图5所示，在一级弹体外壳31内的安装有卡盘50，卡盘50与吊盘底座51连接， 吊盘底座51通过螺栓吊篮上盘52固定连接，卡盘50上部固定有吊盘拉杆67，吊篮上盘52 的下端通过吊篮拉杆68与吊篮下盘54连接，吊篮下盘54通过螺栓与发动机上封头56连 接，吊篮下盘54上设有燃烧室工作状况测试传感器55和加速度传感器57。
设计加工好上述模拟火箭零部件后，首先，组装发动机吊装系统、发动机零部件和发动机工作特性测试仪器，发动机零部件包括在发动机燃烧室内装好药柱方面的工作，从 而完成模拟火箭简易内部件组装工作。然后在简易火箭内部件基础上，套装模拟火箭弹体 外壳。套装过程中，安放在火箭底裙上的发动机托环将发动机托放在火箭底裙上，同时有 助于弹体外壳相对发动机安装定位，也有利于控制发动机工作时弹底裙变形造成底裙与喷 管缝隙漏气，影响底裙传感器工作；弹体外壳相对发动机安装定位利用卡盘卡装实现，卡盘 卡放在吊装发动机的吊篮上盘上，防止因燃气流引射气流作用造成一、二级弹体外壳沿关 节轴承下滑。吊篮是发动机吊装系统中新增结构件，便于在保持原分离式模拟火箭吊盘、吊 杆结构尺寸基础上弥补因模拟发动机高度尺寸不足的技术问题，同时发动机吊装后重心放 低，有利模拟火箭稳定和定位。 火箭与带棘齿滑轨的套筒同轴度控制机构，如图4所示，在内套筒14的下部设置
止动杆40，止动杆40的端部卡在设在一级弹体外壳31内的发动机外壳42上。 如图6所示，模拟火箭止动缓冲机构包括缓冲液压缸10和缓冲弹簧63，在上顶盖
8下部借助螺钉与缓冲液压缸10的油缸套61连接，油缸套61上部的侧面设有通向蓄能器
的出油管58和卸油通路59，油缸套61的下部侧面设有通向通向底压储油罐的出油管62，
油缸套61内设有缓冲阀60，缓冲阀60的下部通过螺栓安装有缓冲弹簧63。 减震弹簧承受模拟火箭直接冲击作用力后，将模拟火箭的冲击作用力传递给液控
缓冲回路，缓冲回路通过液压油一方面将模拟火箭的冲击作用力传递给止动顶盖， 一方面
传给蓄能器及安全阀，达到逐步消化模拟火箭直接冲击作用力的效果。液压和减重弹簧消
化模拟火箭直接冲击作用力时，也会反弹回一部分冲击作用力，此时会有固定模拟火箭的
下顶盖带动传递给带棘齿滑轨的外套筒，由带棘齿滑轨的外套筒进一步吸收。 本发明利用三种相对独立而又互相关联的执行机构模拟并控制火箭任意点火姿
态。这三种执行机构分别为棘齿滑轨型弹道模拟机构、火箭俯仰角液控型机构、火箭偏航
角及滚转角控制机构。安装时，这三种机构由内而外依次嵌套安装首先，安装棘齿滑轨型
弹道模拟机构；此后，在棘齿滑轨型弹道模拟机构顶部中心安装火箭俯仰角液控型机构内
铰支；在棘齿滑轨型弹道模拟机构中部安装火箭俯仰角液控型机构的回转套及转动轴，从
而将火箭俯仰角液控型机构与棘齿滑轨型弹道模拟机构由内而外套装组合起来；最后，将
火箭俯仰角液控型机构的上、下转环套装在火箭偏航角及滚转角控制机构托架上，并由火
箭偏航角及滚转角控制机构托起整个试验装置。火箭偏航角及滚转角控制机构利用固定架
安装于固定壁上。
组装火箭点火姿态模拟试验装置的实施步骤如下
1、组装火箭偏航角及滚转角控制机构
参考图1 ，分五个子步骤完成 第一步，将上托盘固定架18、下托盘固定架26安装于固定壁19上，将上托盘5固 定于上托盘固定架18上，将下托盘25固定于下托盘固定架26上； 第二步，将滚珠4放于上托盘5，让上转环1中滚珠安放槽与已经放好的滚珠4匹 配后，盖上上转环l ; 第三步，将五根支撑杆3穿过从动齿轮16上的通孔后，再穿过上转环1的螺栓孔，
用锁紧螺母2将五根支撑杆3锁紧，完成支撑杆3和从动齿轮16安装工作； 第四步，将滚珠4放于下转环24安放槽中，将五根支撑杆3穿过下转环24螺栓孔后，由于下转环24滚珠安放槽和下托盘25滚珠安放槽匹配，可用锁紧螺母锁紧支撑杆3下 端，完成下转环24安装工作； 第五步，将主动齿轮22和从动齿轮16啮合后，将驱动飞轮20和从动齿轮16进行 匹配安装，驱动飞轮20用驱动飞轮安装架21和驱动飞轮下安装架23固定好，驱动飞轮安 装架21和驱动飞轮下安装架23另一端安装于固定壁19上。
2、组装模拟火箭 如果图3、4所示，分四个子步骤完成 第一步，将喷管30、吊篮33安装于模拟发动机32上； 第二步，将吊盘34安装于吊篮33上，将测力仪37安装于吊杆36上后，再将吊杆 36安装于吊盘34上； 第三步，将一级弹体外壳31经喷管30套在模拟发动机32外面； 第四步，二级弹体外壳35与弹头罩39联接后，将关节轴承38穿过弹头罩39与吊
杆36相联接，再将二级弹体外壳35固定在一级弹体外壳31上，完成模拟火箭组装工作。组
装模拟火箭过程中，相应地需要完成相关测试仪器的安装。 模拟火箭弹底羽流特性测试传感器安装位置参考图4 :模拟火箭一级弹体外壳实 际上由一级弹体外壳31、火箭底裙49和火箭底裙密封圈70组装而成，在火箭底裙密封圈 70套前，要将发动机托环47按照设计位置放于火箭底裙49上，再将底裙羽流特性传感器 48安装于发动机托环47两侧，底裙羽流特性传感器48围绕喷管中心圆周向等角度均布。
如图5所示，加速度传感器57安装在发动机上封头56的中心，用卡盘固定；燃烧 室工作状况工作压力及燃气气温度测试传感器55围绕以发动机上封头56中心对称布置。
3、组装棘齿滑轨型弹道模拟机构并吊装模拟火箭
分四个子步骤完成 第一步，如图7所示，将关节轴承38安放于关节轴承座65，用关节轴承座66卡盘 固定于下顶盖13上，用下顶盖固定架12将下顶盖13固定于带棘齿滑轨的内套筒14上。如 图4所示，螺栓型止动杆40穿过带棘齿滑轨的内套筒14底部螺栓孔后，再穿过一级弹体外 壳31螺栓孔，紧定于一级弹体外壳31和发动机外壳42之间的卡环41上，完成模拟火箭初 步吊装工作。 第二步，如图2所示，用紧定螺钉将回转轴固定底座29固定带棘齿滑轨的外套筒6 上，将回转轴28穿过回转轴套27并用轴销限制轴向移动，由于回转轴套27固定于下转环 24上，因此，完成带棘齿滑轨的外套筒6初步固定工作。 第三步，如图6所示，将缓冲弹簧63固定于缓冲阀60后，组装好缓冲回路后，再将 油缸套61安装在上顶盖8上，用上顶盖固定架7将上顶盖8固定于在带棘齿滑轨的外套筒 6上，完成液控型缓冲机构组装工作。 第四步，如图1所示，将带棘齿滑轨的内套筒14从底部穿进带棘齿滑轨的外套筒 6，并带棘齿滑轨的外套筒6沿向上滑行至设计高度，并在带棘齿滑轨的外套筒6的紧定螺 栓孔上布置好系列光学感应片69，即完成瞬态研究条件下棘齿滑轨型弹道模拟机构组装及 模拟火箭吊装全部工作。至于准稳态研究，需要在设计高度处用紧定螺钉穿过带棘齿滑轨 的外套筒6匹配的螺栓孔，紧定于带棘齿滑轨的内套筒14相应的螺纹孔64上。
4、组装火箭俯仰角液控型机构
如果图2所示，由于回转轴28已经在回转轴套27、回转轴固定底座29上安装好 了，再用紧定螺钉将内铰支9固定于上顶盖8上，外铰支17固定于上转环l，最后将多级伸 縮油缸11安装于内铰支9、外铰支17上，即完成火箭俯仰角液控型机构组装工作。
权利要求
火箭点火姿态模拟试验装置，它包括棘齿滑轨型弹道模拟机构、偏航角及滚转角控制机构、火箭俯仰角液控型机构和模拟火箭(15)，其特征在于棘齿滑轨型弹道模拟机构包括圆筒状的带棘齿滑轨的外套筒(6)和与之配合的带棘齿滑轨的内套筒(14)，外套筒(6)相对固定，内套筒(14)可沿外套筒(6)向上滑行，外套筒(6)顶端固定有上顶盖(8)，内套筒(14)的顶部设有下顶盖(13)，下顶盖(13)的中间下部设有关节轴承座(65)，关节轴承座(65)内还设有关节轴承(38)，关节轴承(38)下设有模拟火箭(15)；偏航角及滚转角控制机构包括啮合齿轮组、上下转环、上下托盘、支撑杆，上转环(1)、下转环(24)均通过滚珠(4)分别与上托盘(5)、下托盘(25)紧扣在一起，上转环(1)放于上托盘(5)之上，下转环(24)放于下托盘(25)之下，上转环(1)、下转环(24)利用支撑杆(3)联接在一起，支撑杆(3)中部托起啮合齿轮组中的从动齿轮(16)，啮合齿轮组中的主动齿轮(22)及其驱动飞轮(20)通过设在主动齿轮(22)上下两端的驱动飞轮安装架(21)和驱动飞轮下安装架(23)固定在固定壁(19)上，上托盘(5)、下托盘(25)分别利用上托盘固定架(18)和下托盘固定架(26)固定于固定壁(19)上；火箭俯仰角液控型机构包括安装在上顶盖(8)顶部的内铰支(9)，内铰支(9)与多级伸缩油缸(11)的一端连接，多级伸缩油缸(11)的另一端与设在上转环(1)边缘的外铰支(17)连接，下转环(24)上设有回转轴套(27)，回转轴固定底座(29)设在外套筒(6)上，回转轴(28)穿过回转轴套(27)插入回转轴固定底座(29)的轴孔内。
2. 如权利要求1所述的火箭点火姿态模拟试验装置，其特征在于该装置还设有火箭 与带棘齿滑轨的套筒同轴度控制机构，它包括在内套筒(14)的下部设置止动杆(40)，止动 杆(40)穿过内套筒(14)底部螺栓孔后，再穿过模拟火箭(15)的一级弹体外壳(31)螺栓 孔并紧定于一级弹体外壳(31)和发动机外壳(42)之间的卡环(41)上。
3. 如权利要求1所述的火箭点火姿态模拟试验装置，其特征在于该装置还设有模拟 火箭止动缓冲机构，模拟火箭止动缓冲机构包括设在上顶盖(8)下部的缓冲液压缸(10)的 油缸套(61)，油缸套(61)上部的侧面设有通向蓄能器的出油管(58)和卸油通路(59)，油 缸套(61)内设有缓冲阀(60)，缓冲阀(60)的下部通过螺栓安装有缓冲弹簧(63)。
4. 如权利要求1所述的火箭点火姿态模拟试验装置，其特征在于所述的模拟火箭 (15)包括一级弹体外壳(31)，一级弹体外壳(31)内设有模拟发动机(32)，模拟发动机 (32)的一端与吊篮(33)连接，吊篮(33)与吊盘(34)连接，一级弹体外壳(31)与二级弹 体外壳(35)连接，二级弹体外壳(35)与弹头罩(39)连接，二级弹体外壳(35)内设有吊杆 (36)，吊杆(36)的一端与吊盘(34)连接，吊杆(36)的另一端与关节轴承(38)连接，吊杆 (36)内还设有测力仪(37)。
5. 如权利要求1所述的火箭点火姿态模拟试验装置，其特征在于所述的模拟发动机 (32)包括发动机外壳(42)，发动机外壳(42)内部还设有药柱(43)，药柱(43)底部安装在 药柱托盘(44)上，药柱托盘(44)的下部为发动机下封头(46)，发动机下封头(46)的下部 设有发动机托环(47)，发动机托环(47)安装在火箭底裙(49)上，火箭底裙(49)与弹体外 壳(31)连接，火箭底裙(49)与喷管(30)的结合处还设有火箭底裙密封圈(70)，火箭底裙 (49)上的发动机托环(47)处安装有传感器(48)。
全文摘要
本发明属于一种火箭发动机试验装置，具体涉及一种火箭点火姿态模拟试验装置。其优点是，发动机点火启动后，火箭在棘齿滑轨型弹道模拟机构沿直线运动；火箭俯仰角液控型机构则按火箭俯仰角变化规律控制弹体在发射面内旋转角度；火箭偏航角及滚转角控制机构则带动棘齿滑轨型弹道模拟机构、火箭俯仰角液控型机构沿垂直水平面的轴线转动，转动加速度、速度、角度由火箭偏航角及滚转角控制机构中的转动飞轮控制。由于三个机构在立体空间中沿三个方向控制机构运动，则三个机构同时工作条件下，可以按设计要求模拟火箭任意点火姿态；只有两个机构工作条件下，则模拟相应组合条件下的火箭点火姿态。
文档编号G01M15/00GK101750214SQ20081018298
公开日2010年6月23日 申请日期2008年12月15日 优先权日2008年12月15日
发明者陈劲松 申请人:北京航天发射技术研究所