一种用于液体火箭发动机试验的力传递转接架及设计方法与流程

本发明属于液体火箭发动机试验技术领域，涉及一种用于液体火箭发动机试验的力传递转接架及设计方法。

背景技术：

液体火箭发动机试验台的安装结构如图1所示，包括力传递转接架1、发动机2、标准力传感器3、动架4、油缸5、测量力传感器6，发动机产生的推力通过力传递转接架施加在试车台的推力测量结构中。

为适应不同发动机的使用要求，需根据不同的发动机设计针对性的力传递转接架，现有力传递转接架主要一般采用结构对称为目标传力结构，没有考虑由于发动机传力的不均匀分布导致的力的不均匀性，难以满足液体火箭发动机大型试验的大推力，高振动及推力测量精度等多方面需求。

技术实现要素：

为解决现有以结构对称为目标的传力结构难以满足火箭发动机大型试验的推力测量精度的要求，本发明提供一种用于液体火箭发动机试验的力传递转接架及设计方法。

本发明的技术解决方案如下：

本发明用于液体火箭发动机试验的力传递转接架的设计方法，其特殊之处在于：包括以下步骤：

1)通过对发动机产生的推力的传递过程进行力仿真计算，得到转接架下环梁底部的力分布情况，把此力分布作为转接架的受力输入条件；

2)通过对受力输入条件进行分析，确定下环梁所需设置的承力筋板位置及尺寸，并通过仿真分析得到输入力通过下环梁后在下环梁顶部的力分布情况；

3)通过对下环梁顶部的力分布进行简化，确定承力桁杆在下环梁的支承位置，桁杆截面尺寸及桁杆数量；

4)通过分析试车台推力测量力传递路线，确定上环梁底部所需设置的桁杆支撑位置及桁杆的数量，作为转接架的力输出条件；

5)通过对下环梁顶部的力输入所需的桁杆设置要求，上环梁底部力输出条件所需的桁杆设置要求，进行综合优化；

以发动机的力通过转接架后在上环梁底部支撑面均匀散差最小为目标，确定了基于力传递对称的转接架结构。

基于权利要求上述的设计方法设计的力传递转接架，其特殊之处在于：包括上环梁、下环梁及位于上环梁与下环梁之间的多根桁杆，

所述上环梁和下环梁的上表面与下表面均为相互平行的平面，且共圆心；

所述上环梁为圆环形，所述下环梁依次由第一圆弧段、第一直线段、第二圆弧段及第二直线段围成，其中第一圆弧段与第二圆弧段相对设置，第一直线段与第二圆弧段平行且保持对称设置；

多根桁杆中每相邻两根桁杆为一组与下环梁组成三角形支撑结构。

进一步的，为免焊接时发生内部气体膨胀对结构的破坏，本发明的桁杆与上环梁连接处对应的上环梁的上表面开设有与桁杆相通的排气孔。

再进一步的，为方便焊接及基于受力均匀性的考虑，本发明桁杆为钢管。

具体的，本发明的上环梁的上表面与下环梁的下表面之间的距离为2010mm，所述上环梁的内径为Φ2180mm，所述上环梁的外径为Φ2780mm，所述上环梁上设置有16个直径为22.5mm的螺栓孔；所述下环梁的长轴尺寸Φ3410mm，所述下环梁上设置有34个直径为22.5mm的螺栓孔。

本发明与现有技术相比，有益效果是：

1、本发明的火箭发动机试验的力传递转接架的设计方法，通过分析轴向推力从发动机产生点到试车台支撑点的力传递路线，以力传递均匀为目标设计传力结构，解决了受力点和支撑传递点不重合而在局部产生较大的扭矩，减少了传力过程中的损失及变形对力传力的影响，提高了力测量的精度。

2、本发明的设计方法通过保证由发动机传递来的轴向推力在桁杆上的均匀分布结构，保证了力传递架在受力状态的变形均匀，不发生因变形产生的倾斜，避免了因倾斜产生的力测量误差。

3、本发明的转接架采用力分散环梁结构将局部集中力进行充分的分散，环梁结构中的载荷为压力载荷，高振动下具有很好的可靠性，力传递经过分散后进行桁杆结构支撑，减少了整个力传力架的应力集中情况，提高了承载性能及振动可靠性。

4、本发明设计的力传递架投产使用后，在发动机试验中结构可靠，推力测量效果良好，达到了预期的目的。

附图说明

图1为发动机与力传递转接架试车台安装结构；

图 2发动机力传递到转接架底部的力分布情况；

图3受力简化后的力分布情况；

图4为本发明转接架立体结构示意图；

图5为本发明转接架平面视图。

其中附图标记为：1-力传递转接架、2-发动机、3-标准力传感器、4-动架、5-油缸、6-测量力传感器、11-上环梁、12-桁杆、13-下环梁、14-承力筋板。

具体实施方式

以下结合附图对本发明进行详细说明。

图1所示为发动机与力传递转接架试车台安装结构，本发明的火箭发动机试验的力传递转接架的设计方法，通过分析轴向推力从发动机产生点到试车台支撑点的力传递路线，以力传递均匀为目标设计传力结构，具体步骤如下：

1)如图2所示，通过对发动机产生的推力的传递过程进行力仿真计算，得到转接架下环梁底部的力分布情况，把此力分布作为转接架的受力输入条件；

2)通过对受力输入条件进行分析，确定下环梁所需设置的承力筋板14位置及尺寸，并通过仿真分析得到输入力通过下环梁后，在下环梁顶部的力分布情况；

3)如图3所示，通过对下环梁顶部的力分布进行简化，确定承力桁杆在下环梁需支承的位置，桁杆截面尺寸及桁杆数量；

4)通过分析试车台推力测量力传递路线，确定了最佳支撑位置，得到了上环梁底部所需设置的桁杆支撑位置及桁杆的数量；作为转接架的力输出条件；

5)通过对下环梁顶部的力输入所需的桁杆设置要求，上环梁底部力输出条件所需的桁杆设置要求，进行综合优化；以发动机的力通过转接架后在上环梁底部支撑面均匀散差最小为目标，确定了基于力传递对称的转接架结构。

基于该方法所设计的用于液体火箭发动机试验的力传递转接架，如图4-5所示，包括上环梁11、下环梁13及位于上环梁与下环梁之间的多根桁杆12，考虑到轴向推力必须垂直传递，避免由于推力传递轴线与测量轴线不一致造成的误差，上环梁11和下环梁13的上表面与下表面均为相互平行平面，且共圆心；上环梁为圆环形，下环梁依次由第一圆弧段、第一直线段、第二圆弧段及第二直线段围成，其中第一圆弧段与第二圆弧段相对设置，第一直线段与第二圆弧段平行且保持对称设置；多根桁杆中每相邻两根桁杆为一组与下环梁组成三角形支撑结构，桁杆为钢管。力传递转接架在桁杆焊接时，由于为封闭结构，常规做法是在桁杆上开排气口，避免焊接时发生内部气体膨胀对结构的破坏，此种方法由于在杆上开孔，不适用于发动机力传递转接架的大载荷，高振动的环境，容易发生应力集中而损坏，本发明在上环梁的上表面对于位置开Φ5排气口，此处为压应力环境，受力环境好，不会发生应力集中的情况。解决了高振动环境，薄弱桁杆焊接开排气孔的问题。

作为本发明的一个应用实例，上环梁的上表面与下环梁的下表面之间的距离为2010mm，上环梁的内径为Φ2180mm，上环梁的外径为Φ2780mm，上环梁上设置有16个直径为22.5mm的螺栓孔；下环梁长轴尺寸Φ3410mm，下环梁上设置有34个直径为22.5mm的螺栓孔。