固体运载火箭总装架车的制作方法

本发明涉及固体运载火箭的总装架车，具体而言，涉及一种用于固体运载火箭模态试验的总装架车。

背景技术：

在运载火箭等飞行器研制过程中，常常需要对火箭进行模态试验。模态试验主要用于在地面模拟火箭飞行过程中无约束的自由边界条件。因此，需要在模态试验中精细地设计对火箭的悬吊或者支撑，使得其所产生的约束对火箭的动态特性影响尽可能小。在此常常使用弹簧绳、碟簧、空气弹簧、油气支撑等多种方式来实现飞行器的柔性支撑，以进行模态试验。

而在固体运载火箭以水平方式进行模态试验时，目前的主流方法是在完成试验状态箭体总装后，起吊火箭箭体并且将其由总装架车上转移至试验系统上，而在此实施过程中往往需要总装、试验两套停放系统，从而导致试验地面工装繁多复杂，试验实施困难。

技术实现要素：

针对这个技术背景，本发明提出了一种可以兼顾总装对接、停放功能和模态试验实施功能的架车，该架车具有产品水平、竖直、滚转方向调节功能，同时具备实施模态试验所需要的柔性支撑功能，尽可能减小约束对火箭动态特性的影响，保证模态试验的试验条件。

本发明的目的在于，提供一种固体运载火箭总装架车，其能够解决或者至少部分解决现有技术中存在的问题。

根据本发明的第一方面，提供了一种固体运载火箭总装架车，用于对所述固体运载火箭进行总装和模态试验，其包括：

箭体托架，所述箭体托架构造用于承载所述固体运载火箭的箭体；

调整组件，所述调整组件构造用于使得所述箭体托架能够进行位置调整；以及

柔性支撑组件，所述柔性支撑组件能够对所述固体运载火箭的箭体进行柔性支撑，其中，所述柔性支撑组件包括多个柔性支撑元件、上安装板件和下安装板件，所述柔性支撑元件设置在所述上安装板件和所述下安装板件之间并且能够在模态试验时柔性伸缩，其中，

所述柔性支撑组件分别通过所述上安装板件和所述下安装板件对应地连接设置在所述箭体托架和所述调整组件之间。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述柔性支撑元件包括空气弹簧，并且在每组柔性支撑组件中，所述多个柔性支撑元件并联地设置在所述上安装板件和所述下安装板件之间。

可选地，在本申请的一些实施例中，为每个所述空气弹簧配置有附加气室，其中，所述附加气室与所述空气弹簧串联连接并且能够调节所述空气弹簧的刚度。

可选地，在本申请的一些实施例中，每个配属于所述空气弹簧的附加气室独立地进行控制。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述箭体托架构造为包括滚转托架。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述调整组件包括水平调节机构、连接在水平调节机构下方的用于升降所述箭体托架以及所述柔性支撑组件的升降台组件以及运输组件。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述运输组件设置有轨道滚轮，从而带动所述固体运载火箭总装架车在轨道上运动。

可选地，在本申请的一些实施例中，在所述升降台组件和所述运输组件之间也设置连接有转动组件，构造用于带动所述箭体托架以及所述柔性支撑组件进行转动运动。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述柔性支撑组件还包括至少一个固定在所述下安装板件上的支承元件，其中，所述支承元件在所述空气弹簧没有伸长的情况下或者没有进行模态试验的情况下支撑所述上安装板件。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述柔性支撑组件还包括至少一个限位元件，其中，所述限位元件连接在所述上安装板件和所述下安装板件之间，所述限位元件具有高于所述支承元件的高度，用以在模态试验期间对所述空气弹簧的伸长长度进行限制。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述限位元件构造为限位杆，其中，所述限位杆分别连接所述上安装板件和所述下安装板件，使得所述空气弹簧在模态试验期间的伸长长度不超过限位杆的长度。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述限位元件沿着所述上安装板件和所述下安装板件的边缘设置。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述柔性支撑组件还包括导向定位元件，其中，所述导向定位元件构造为在所述空气弹簧回到未伸长状态时引导所述上安装板件运动，从而保持所述箭体托架的原始位置。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述导向定位元件包括定位销和定位柱，其中，所述定位销设置在所述上安装板件上，并且所述定位柱设置在所述下安装板件上，使得所述定位销在所述空气弹簧回落时能够插入到所述定位柱中。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述定位销构造为锥形定位销。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述附加气室通过改变容积来调节其所属的空气弹簧的刚度。

可选地，在本申请的一些实施例中，所述箭体托架和/或所述上安装板件轻质地构造。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，其中，

图1示例性地示出了按照本申请的固体运载火箭总装架车的一个实施方式；

图2示例性地示出了按照本申请的固体运载火箭总装架车的柔性支撑组件的分解图；以及

图3示例性地示出了按照本申请的固体运载火箭总装架车的柔性支撑组件的组装在一起的状态。

附图标记清单：

100固体运载火箭总装架车

10箭体托架

20柔性支撑组件

21上安装板件

22柔性支撑元件

23下安装板件

24支承元件

25限位元件

26导向定位元件

261定位柱

262定位销

30水平调节机构

40升降台组件

50转动组件

60运输组件。

具体实施方式

现在参考附图，详细描述本发明的具体实施方式。这里所描述的仅仅是根据本发明的优选实施方式，本领域技术人员可以在所述优选实施方式的基础上想到能够实现本发明的其他方式，所述其他方式同样落入本发明的范围。

在本申请所公开的固体运载火箭总装架车100对本领域所常用的用于对固体运载火箭进行总装的架车进行了改造或者说加建，使得其既能够实现对固体运载火箭的总装功能，又能够对固体运载火箭进行模态试验，从而避免了如现有技术那样要经过复杂的步骤才能够使得总装之后的固体运载火箭进行模态试验。

参照图1，其示例性地示出了按照本申请所公开的固体运载火箭总装架车100的一个实施例。由图1能够看出，按照本申请所公开的固体运载火箭总装架车100在现有技术中常用的总装架车的结构基础上通过改装实现了一种同时能够完成模态试验的总装架车，从而大大提高了火箭模态试验的工作效率。具体参见图1，能够看出，本申请所公开的固体运载火箭总装架车100包括用于承载火箭箭体的箭体托架10和用于在模态试验时支撑火箭箭体的柔性支撑组件20，其中，箭体托架10和柔性支撑组件20彼此互相连接，使得总装功能和模态试验两者均能够得到实施。进一步地，在图1中，总装架车除了箭体托架10之外还包括用于调节箭体托架10以及柔性支撑组件20的水平运动的水平调节机构30、连接在水平调节机构30下方的用于升降箭体托架10以及柔性支撑组件20的升降台组件40以及运输组件60，其中，运输组件可以设置有轨道滚轮，从而带动总装架车在轨道上运动。可选地，由图1也能够看出，在升降台组件和运输组件之间也可以设置有转动组件50，其能够带动箭体托架以及柔性支撑组件20进行转动运动。

具体而言，柔性支撑组件20包括多个柔性支撑元件22、上安装板件21和下安装板件23，其中，柔性支撑元件22能够设置在上安装板件21和下安装板件23之间，而柔性支撑组件20本身通过上安装板件21与箭体托架10的连接设置在箭体托架10之下。为了实现火箭箭体的模态试验，柔性支撑元件22能够进行伸缩，使得火箭箭体在模态试验时通过柔性支撑元件22进行柔性地支撑。示例性地，水平调节机构30可以包括滑块或者滑轮，其能够与下安装板件23连接，使得下安装板件23能够通过滑块或者滑轮发生水平（即在水平面中垂直于轨道的纵向延伸方向的方向）移动，从而实现箭体托架10的水平方向的调节运动。此外，升降台组件40可以包括多个分别设置在水平调节机构下方的升降柱，其能够实现箭体托架10的升降运动。

在本申请的范围中，箭体托架10可以按照现有技术中所公开的总装架车中的箭体托架10那样构造，例如可以构造为包括滚转托架。在此情况下，滚转托架能够在固体运载火箭进行总装时滚转地调节固体运载火箭的位置。

图2和图3分别示例性地示出了按照本申请所公开的固体运载火箭总装架车的柔性支撑组件的结构，能够看出，柔性支撑元件22包括空气弹簧，其中，空气弹簧沿着弹簧纵向轴线设置在上安装板件21和下安装板件23之间，同时，多个空气弹簧之间可以进行并联，从而在模态试验期间共同地柔性支撑火箭箭体。在此，在每组柔性支撑组件的多个空气弹簧中，相邻的空气弹簧的纵轴线之间的距离要设置得能够形成一个力平衡，从而稳定支撑箭体托架，避免箭体托架倾翻的情况发生。

还可以考虑，为每个所述空气弹簧配置有附加气室，附加气室与空气弹簧串联连接（在附图中未示出）。在此，在所使用的空气弹簧的刚度不满足试验要求的情况下，可以调节与空气弹簧串联的附加气室的容积来调节空气弹簧的刚度。

进一步地，为了能够更加精确地实现对火箭箭体的柔性支撑，避免在模态试验时火箭箭体由于空气弹簧不同的刚度或者说是伸长情况而得不到稳定支撑，还可以对每个配属于所述空气弹簧的附加气室独立地进行控制，从而通过对每个空气弹簧的伸长量进行独立控制来实现对火箭箭体的稳定支撑。

可选地，为了在进行火箭箭体总装时也能够对箭体进行稳定支撑，还可以在柔性支撑组件20的上安装板件21和下安装板件23之间安装至少一个支承元件24，其在空气弹簧还没有伸长或者说进行模态试验的情况下能够支撑在上安装板件21和下安装板件23之间，使得箭体托架10或者说火箭箭体能够受到稳定支撑。能够考虑，使得支承元件24周向地分布在上安装板件21和下安装板件23之间。

可选地，柔性支撑组件20还包括至少一个限位元件25，其高度大于支承元件24，其中，限位元件25用来在火箭箭体进行模态试验或者说空气弹簧伸长时限制引导空气弹簧的伸长长度。具体而言，限位元件25连接在上安装板件21和下安装板件23之间。例如，限位元件25能够构造为包括限位杆，其中，所述限位杆分别连接所述上安装板件21和所述下安装板件23，使得所述空气弹簧在模态试验期间的伸长长度不超过限位杆的长度。更进一步地，为了使得上安装板件21和下安装板件23之间的多个空气弹簧能够较为均衡地进行伸长，避免某一空气弹簧或者一个空气弹簧的某一部分过多地伸长，限位元件25沿着上安装板件21和下安装板件23的边缘设置在所述上安装板件21和所述下安装板件23之间，从而保证连接箭体托架10的上安装板件21能够平稳均衡地得到柔性支撑。

可选地，柔性支撑组件20还包括导向定位元件26。导向定位元件26能够在空气弹簧完成伸长而进行回落时引导上安装板件21进行运动，使得与其连接的箭体托架10能够保持在其原始位置中。例如，导向定位元件26能够包括设置在下安装板件23的面向上安装板件21的侧面处的定位柱和设置在上安装板件21的面向下安装板件23的侧面处的定位销262，其中，定位销262能够插入到定位柱261中，从而使得上安装板件21相对于下安装板件23进行定位。可选地，定位销262能够构造为锥形定位销，这样能够更加容易地实现定位过程。

可选地，为了使得箭体托架10和/或上安装板件21对火箭箭体的模态试验影响结果尽可能小，箭体托架10和/或上安装板件21的质量构造得较小，这样避免了他们的重量对火箭箭体的模态试验结果产生影响。

在本申请所公开的固体运载火箭总装架车中，在模态试验状态确定的情况下，模态试验为保证对空中自由状态的模拟，需要使得在支撑状态下的刚体频率不高于火箭箭体一阶弹性振动频率的1/6。根据以上原理，可以获得对空气弹簧刚度的设计需求。

空气弹簧垂向固有频率计算公式为：

其中，

：固有频率（hz）；

n：空气弹簧个数；

k：单个空气弹簧垂向刚度（n/m）；

m：截面承载力（kg）。

由此，在得到空气弹簧所期望的垂向固有频率之后能够求得空气弹簧的期望的垂向刚度。

空气弹簧的垂向刚度计算公式如下：

其中，

k：空气弹簧垂向刚度系数（n/m）；

p：空气弹簧内部压力（表压）（pa）；

：当地大气压力（pa）；

：空气弹簧的气囊容积（）；

：空气弹簧的附加气室容积（）；

a：为空气弹簧的有效面积（）；

a：空气弹簧的形状系数（r为空气弹簧半径（m））;

n：空气弹簧的曲数；

m：气体的多变指数，等温过程m=1.0，绝热过程m=1.4，一般动态过程1<m<1.4，空气弹簧刚度计算时m取1.33。

由此，能够得到所需要的附加气室的容积来实现空气弹簧的期望刚度。附加气室容积的增大有利于降低空气弹簧的等效刚度和固有频率，但当附加气室容积超过空气弹簧容积2～3倍后，附加气室容积的变化对弹簧等效刚度和固有频率的降低作用不再明显。

以上描述出于说明的目的提供给相关领域的普通技术人员。不意图将本发明排他或局限于单个公开的实施方式。如上所述，在本技术领域中的普通技术人员将理解本发明可存在多种替代和变型。因此，虽然具体描述了一些替代实施方式，本领域普通技术人员将明白或相对容易地开发其他实施方式。本发明旨在包括这里描述的本发明的所有替代、改型和变型，以及落入以上描述的本发明的精神和范围内的其他实施方式。