固体火箭发动机离心过载试验的安装装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种离心过载试验装置，尤其涉及一种固体火箭发动机离心过载试验的安装装置。
【背景技术】
[0002]随着火箭飞行速度、加速度及快加速的大幅度提升，以及产生的横向高过载，导致其发动机内燃烧及流场产生更为复杂的物理、化学变化，严重影响在役发动机的稳定运行。研宄高过载等复杂工况下发动机流场变化规律，改进发动机热结构，对提升发动机抗过载能力具有重要意义。
[0003]为此，研发了固体火箭发动机离心过载试验系统。通过该系统可在地面重复再现火箭发动机运行过程不同姿态下的高过载环境，并对试验状态进行监测和控制，获得实时数据，从而为高过载发动机流场及热结构研宄提供有效手段。
[0004]为了模拟固体火箭发动机在运行过程中不同姿态下的高过载，固体火箭发动机离心过载试验系统虽可为试件提供变过载急加速等工况环境，但它还须具备一种可靠的安装平台，以满足发动机不同姿态安装要求，并承载发动机在高过载试验过程中点火引起的巨大冲击、振动和不平衡力。
[0005]简单的安装平台需要根据不同尺寸的试件和不同安装角度设计工装，通用性较差，并且因为试件需在转臂上进行多角度调整，过多的螺钉孔将影响转臂的强度，同时无法对试件点火后的轴向推力进行测量。
【发明内容】
[0006]本发明的目的就在于为了解决上述问题而提供一种固体火箭发动机离心过载试验的安装装置。
[0007]本发明通过以下技术方案来实现上述目的:
[0008]一种固体火箭发动机离心过载试验的安装装置，包括转臂、安装平台和钢丝张紧机构，所述安装平台通过旋转轴系与所述转臂的外端可转动连接，所述转臂内设置有多个吊环螺钉，所述吊环螺钉与所述安装平台之间设置有空腔，所述钢丝张紧机构设置在所述空腔内，且其第一端与所述吊环螺钉固定连接，其第二端与所述安装平台固定连接，试验试件设置在所述安装平台内。
[0009]优选地，所述吊环螺钉的数量为四个，所述钢丝张紧机构的数量为两组，四个所述吊环螺钉位于同一平面且该平面与所述转臂的轴线垂直，四个所述吊环螺钉平均分为上下两组，其中一组所述钢丝张紧机构的两端分别与位于上方的所述吊环螺钉和所述安装平台的上部固定连接，另一组所述钢丝张紧机构的两端分别与位于下方的所述吊环螺钉和所述安装平台的下部固定连接。
[0010]具体地，所述钢丝张紧机构包括钢丝绳、索具螺旋扣和钢丝绳夹。
[0011]具体地，所述安装平台包括旋转舱和工装，所述旋转舱通过所述旋转轴系与所述转臂可转动连接，所述钢丝张紧机构的第二端与所述旋转舱固定连接，所述工装安装在所述旋转舱内并与所述旋转舱同轴，所述试验试件安装在所述工装内。
[0012]具体地，所述旋转舱从上到下依次设置有三个直径依次减小的工装安装面，所述工装安装面上设置有多个螺钉孔，所述旋转舱的侧壁上设置有两个对称的用于安装所述旋转轴系的旋转中心孔。
[0013]具体地，所述旋转轴系包括第一轴套、第二轴套、胀套和刻度盘，所述第一轴套的内端通过多个第一螺钉与所述旋转舱的旋转中心孔固定连接，所述第二轴套的外端通过多个第二螺钉与所述转臂固定连接，所述第一轴套设置在所述第二轴套内，且可相对转动，所述胀套设置在所述第一轴套的外端与所述第二轴套的外端之间，所述刻度盘通过多个第三螺钉与所述第一轴套的外端端面连接，所述刻度盘的边缘设置有用于顶压所述胀套的外端面的圆环凸棱，所述圆环凸棱与所述胀套之间设置有间隙。
[0014]优选地，所述刻度盘的外端面和所述第二轴套的外端面位于同一平面，且均设置有角度指示刻度。
[0015]具体地，所述工装包括托架、支撑架和压盖，所述支撑架的两端分别设置有托架固定法兰和压盖固定法兰，所述托架和所述压盖分别通过多个螺钉与所述托架固定法兰和所述压盖固定法兰固定连接，所述托架的内侧面上设置有力传感器，所述支撑架上设置有多个与所述工装安装面适配的安装法兰，所述试验试件设置在所述支撑架内。
[0016]优选地，所述支撑架包括两个半圆筒，两个所述半圆筒的对接边上设置有加强筋，所述加强筋上设置有多个螺钉孔，两个所述半圆筒通过螺钉固定连接。
[0017]本发明的有益效果在于:
[0018]本发明固体火箭发动机离心过载试验的安装装置可实现试件在转臂上各角度的精确调整与固定，且具有以下优点:
[0019](I)旋转舱式试件安装平台满足了不同尺寸的试件的安装要求和角度无级调整要求；
[0020](2)旋转轴系带有锁紧功能，不仅承载了旋转舱及其内安装件的质量和传递的力，还可自由锁定和旋转，方便了试件安装和角度调整；
[0021](3)钢丝张紧机构结构简单、操作方便，不仅可克服试件点火过程中质心改变产生的扭矩，还可适应旋转舱不同角度安装时产生的长度和角度改变；
[0022](4)工装质量轻、刚度好，可有效限制安装其内的发动机变形，同时通过力传感器还可在不试验过程中监测试件点火的反推力。
【附图说明】
[0023]图1是固体火箭发动机离心过载试验系统的简要示意图；
[0024]图2是本发明所述固体火箭发动机离心过载试验的安装装置的结构示意图；
[0025]图3是本发明所述安装平台的结构示意图；
[0026]图4是本发明所述旋转舱的结构示意图；
[0027]图5是本发明所述旋转轴系结构示意图；
[0028]图6是图5的局部放大示意图；
[0029]图7是本发明所述工装的结构示意图；
[0030]图8是本发明所述半圆筒的结构示意图；
[0031]图9是本发明所述第一轴套的结构示意图；
[0032]图10是本发明所述第二轴套的结构示意图；
[0033]图11是本发明所述刻度盘的结构示意图；
[0034]图12是本发明所述托架的结构示意图；
[0035]图13是本发明所述压盖的结构示意图。
【具体实施方式】
[0036]下面结合附图对本发明作进一步说明:
[0037]如图1所示，为本发明中的固体火箭发动机离心过载试验系统，该系统从下至上依次包括电机20、联轴器30和转臂1，电机20通过联轴器30带动转臂I转动，转臂I的末端设置有安装平台10，通过转臂I的转动对安装平台10内的试件5提供加速度、快加速以及横向过载等运行工况，并通过控制试件5点火时间，可再现火箭发动机运行过程不同姿态下的高过载环境，再通过对试验状态进行监测和控制，可获得实时试验数据，为高过载发动机流场及热结构研宄提供依据，
[0038]如图2和图3所示，本发明的固体火箭发动机离心过载试验的安装装置，包括转臂
1、安装平台10和钢丝张紧机构3，安装平台10包括旋转舱2和工装4，旋转舱2通过旋转轴系21与转臂I可转动连接，工装4安装在旋转舱2内并与旋转舱2同轴，试验试件5安装在工装4内，转臂I内设置有四个吊环螺钉11，吊环螺钉11与安装平台10之间设置有空腔，钢丝张紧机构3的数量为两组，四个吊环螺钉11位于同一平面且该平面与转臂I的轴线垂直，四个吊环螺钉11平均分为上下两组，其中一组钢丝张紧机构3的两端分别与位于上方的吊环螺钉11和旋转舱2的上部固定连接，另一组钢丝张紧机构3的两端分别与位于下方的吊环螺钉11和旋转舱2的下部固定连接。
[0039]当安装平台10角度调整好后，上下两组钢丝张紧机构3都进行预紧，以防止离心试验过程中因发动机点火后质心改变产生较大扭矩而使旋转舱2发生角度改变，钢丝张紧机构3由钢丝绳、索具螺旋扣和钢丝绳夹等组成，它根据安装平台10安装姿态确定各钢丝张紧机构3的钢丝长度，并通过索具螺旋扣和钢丝绳夹对钢丝进行张紧，从而可防止试验过程中，安装平