专利名称：一种固体火箭发动机地面旋转试验装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及发动机地面试验技术领域，具体为ー种固体火箭发动机地面旋转试验装置。
背景技术：
固体火箭发动机点火升空后，其自身旋转会造成发动机壳体局部温度升温，若在地面设计和试验过程中不考虑该现象，往往会导致发动机因温度原因而破坏，导致发射失败。因此在地面设计和试验过程中，需要对发动机在自身旋转状态下的内部工作特性进行考核试验。目前公开文献中还没有相关试验设备的技术方案
发明内容
·要解决的技术问题为实现对发动机在自身旋转状态下的内部工作特性进行考核试验的目的，本发明提出了ー种固体火箭发动机地面旋转试验装置，为固体火箭发动机(以下简称发动机)提供转动カ矩和支撑。技术方案装置根据对发动机壳体考核的侧重点不同，有两种基本结构。ー种是尾部起旋结构；另一种是头部起旋结构。本发明的技术方案为所述ー种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在干包括动カ装置、传动机构、支撑机构、过渡架机构和防扭测力机构；所述处防扭筒为中空结构，一端与承カ顶架固定连接，使防扭筒自身不能转动；防扭筒另一端通过推力轴承与过渡架配合连接；在防扭筒内部固定有测カ组件，测カ组件一端固定在防扭筒内端壁面上，测カ组件另一端与推力轴承的轴承座固定连接；推力轴承的轴承座与防扭筒固定配合，使轴承座自身也不能转动；所述过渡架机构包括过渡架和点火集电器；过渡架为中空结构,一端通过推力轴承与防扭筒配合连接，另一端与固体火箭发动机头部同轴固定连接，使过渡架随固体火箭发动机同步旋转；在过渡架内部固定有点火集电器，点火集电器壳体与过渡架通过沿过渡架径向的连接杆固定连接，使点火集电器壳体随过渡架一并转动；所述传动机构包括主动轮、从动轮和传动抱环；主动轮与动カ装置的动カ输出轴配合连接，主动轮与从动轮之间通过传动带连接；从动轮为环形结构，从动轮与传动抱环通过传动定位销同轴连接，使从动轮带动传动抱环转动；传动抱环为环形结构，其内壁面与固体火箭发动机尾部壳体外表面通过沿周向均匀分布的键固定配合，使传动抱环带动固体火箭发动机转动；所述支撑机构包括支撑平台和两个支撑弧座；支撑弧座固定在支撑平台上，支撑弧座上端为环形结构，一个支撑弧座上端的环形结构套在过渡架与固体火箭发动机头部配合的一端上，并与过渡架通过向心球轴承配合，另ー个支撑弧座上端的环形结构套在传动抱环上，并与传动抱环通过向心球轴承配合。所述ー种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在干推力轴承的轴承座与防扭筒为间隙配合，在防扭筒侧壁面上钉有紧定螺钉，将轴承座与防扭筒固定。所述ー种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于在防扭筒与过渡架配合一端的侧壁上套有对中环，对中环与防扭筒间隙配合；在过渡架与防扭筒配合的端面上有圆环凸起，圆环凸起的外径等于防扭筒与过渡架配合一端的端面外径。所述ー种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于支撑弧座上端的环形结构的端面上有挡肩，防止试验过程中转动的机构发生沿轴向的运动。所述ー种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在干包括动カ装置、传动机构、支撑机构、过渡架机构和防扭测力机构；
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所述防扭测カ机构包括承カ顶架、防扭筒和测カ组件；防扭筒为中空结构，一端与承カ顶架固定连接，使防扭筒自身不能转动；防扭筒另一端通过推力轴承与过渡架配合连接；在防扭筒内部固定有测カ组件，测カ组件一端固定在防扭筒内端壁面上，测カ组件另ー端与推力轴承的轴承座固定连接；推力轴承的轴承座与防扭筒固定配合，使轴承座自身也不能转动；所述过渡架机构包括过渡架和点火集电器；过渡架为中空结构,一端通过推力轴承与防扭筒配合连接，另一端与固体火箭发动机头部同轴固定连接，使过渡架带动固体火箭发动机同步旋转；在过渡架内部固定有点火集电器，点火集电器壳体与过渡架通过沿过渡架径向的连接杆固定连接，使点火集电器壳体随过渡架一并转动；过渡架与固体火箭发动机配合的一端外侧壁上开有连接传动带的传动槽；所述传动机构包括主动轮和传动带；主动轮与动カ装置的动カ输出轴配合连接，主动轮与过渡架之间通过传动带连接，主动轮通过传动带带动过渡架转动；所述支撑机构包括支撑平台和两个支撑弧座；支撑弧座固定在支撑平台上，支撑弧座上端为环形结构，一个支撑弧座上端的环形结构套在过渡架与固体火箭发动机头部配合的一端上，并与过渡架通过向心球轴承配合，另ー个支撑弧座上端的环形结构套在固体火箭发动机尾部壳体上，并与固体火箭发动机尾部壳体通过向心球轴承配合。所述ー种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在干推力轴承的轴承座与防扭筒为间隙配合，在防扭筒侧壁面上钉有紧定螺钉，将轴承座与防扭筒固定。所述ー种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于在防扭筒与过渡架配合一端的侧壁上套有对中环，对中环与防扭筒间隙配合；在过渡架与防扭筒配合的端面上有圆环凸起，圆环凸起的外径等于防扭筒与过渡架配合一端的端面外径。所述ー种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于支撑弧座上端的环形结构的端面上有挡肩，防止试验过程中转动的机构发生沿轴向的运动。有益效果采用本发明提出的固体火箭发动机地面旋转试验装置，通过动カ装置和传动机构，能够实现固体火箭发动机在点火工作状态下，以一定速度绕发动机自身轴线旋转，在转动中能测量压力、推力、转速、温度等參数，并确定转速对发动机性能、结构、材料的影响。
图I :本发明尾部起旋结构示意图；图2 :本发明头部起旋结构示意图；图3:防扭筒示意图；图4 :防扭筒机构示意图；图5 :过渡架示意图；图6 :第一传动机构不意图；其中1、防扭筒；2、测カ组件；3、推力轴承；4、点火集电器；5、第一过渡架；6、向心球轴承；7、支撑弧座；8、支撑平台；9、支架；10、第一传动机构；11、动カ装置；12、第二·传动机构；13、对中环；14、紧定螺钉；15、轴承座；16、从动轮；17、传动定位销；18、传动抱环；19、V型带；20、主动轮；21、固体火箭发动机；22、承カ顶架；23、第二过渡架。
具体实施例方式下面结合具体实施例描述本发明实施例I :參照附图1，本实施例采用尾部起旋装置，即动カ装置将转动力矩传递于发动机尾部，由发动机尾部带动发动机、过渡架、点火集电器以及其它转动附件进行旋转。參照附图I，本实施例中的固体火箭发动机地面旋转试验装置包括动カ装置11、第一传动机构10、支撑机构、过渡架机构和防扭测カ机构。參照附图I、附图3和附图4，所述防扭测カ机构包括承カ顶架22、防扭筒I和测カ组件2。防扭筒为中空结构，本实施例中，防扭筒一端为连接法兰，一端为台阶环，连接法兰与台阶环之间通过支柱焊接连接，组成防扭筒。防扭筒连接法兰一端与承カ顶架螺栓固定连接，使防扭筒自身不能转动。防扭筒台阶环一端通过推力轴承3与第一过渡架5配合连接，推力轴承能够传递第一过渡架传来的固体火箭发动机推力，同时不传递第一过渡架的转动カ矩。在防扭筒内部固定有测カ组件2，测カ组件一端通过螺栓固定在防扭筒连接法兰上，测カ组件另一端通过螺栓固定在推力轴承的轴承座15上。推力轴承的轴承座安装在防扭筒的台阶环内侧，推力轴承的轴承座与台阶环间隙配合，在台阶环侧壁上钉有沿台阶环径向的紧钉螺钉14，使推力轴承的轴承座与台阶环固定配合，将轴承座与防扭筒固定，使轴承座自身也不能转动，进而测カ组件也不转动。所述过渡架机构包括第一过渡架5和点火集电器4。过渡架为中空结构，主要作用为传递固体火箭发动机的推力，本实施例中第一过渡架一端为连接法兰，另一端为发动机头部固定座，第一过渡架连接法兰与发动机头部固定座之间通过连杆焊接固定。第一过渡架连接法兰一端通过推力轴承与防扭筒配合连接，且在连接法兰外端面上有圆环凸起，圆环凸起的外径等于防扭筒台阶环的小端外径，通过在防扭筒台阶环小端侧壁和第一过渡架连接法兰圆环凸起侧壁上套接对中环13，能够实现防扭筒与第一过渡架对中同轴，其中对中环与防扭筒台阶环小端侧壁以及第一过渡架连接法兰圆环凸起侧壁为间隙配合，可以沿轴向运动。第一过渡架的发动机头部固定座与固体火箭发动机21头部同轴固定连接，且与第一过渡架连接法兰也同轴，如此也实现第一过渡架随固体火箭发动机同步同轴旋转。在第一过渡架内部固定有点火集电器，点火集电器壳体与第一过渡架通过沿第一过渡架径向的连接杆固定连接，使点火集电器壳体随过渡架一井转动。參照附图6,所述第一传动机构包括主动轮20、从动轮16和传动抱环18。主动轮与动カ装置的动カ输出轴配合连接，本实施例中动カ装置采用无级调速电机。主动轮与从动轮之间通过V型带19连接，通过水平调节无级调速电机的位置，能够实现将V型带张紧的目的。从动轮为环形结构，从动轮与传动抱环通过传动定位销17同轴连接，使从动轮带动传动抱环转动。传动抱环为环形结构，其内壁面与固体火箭发动机尾部壳体外表面通过沿周向均匀分布的键固定配合，使传动抱环带动固体火箭发动机转动。所述支撑机构包括支撑平台8和两个支撑弧座7。支撑弧座固定在支撑平台上，支撑弧座上端为环形结构，一个支撑弧座上端的环形结构套在第一过渡架发动机头部固定座的外侧面上，并与第一过渡架通过向心球轴承6配合。另ー个支撑弧座上端的环形结构套在传动抱环上，并与传动抱环通过向心球轴承配合。支撑弧座上端的环形结构的端面上有挡肩，防止试验过程中转动的机构，如发动机、第一过渡架等发生沿轴向的运动，使旋转平稳。如此，动カ装置产生的扭矩就可以平稳且无跳动地传递给发动机，同时还可以把V型带产生的张紧カ通过传动抱环经过向心球轴承传递到支撑弧座上，避免了张紧カ对发动机所·产生的弯矩。实施例2:參照附图2，本实施例采用头部起旋装置，即动カ装置将转动カ矩传递于第二过渡架，由第二过渡架带动发动机头部、点火集电器以及其它转动附件进行旋转。參照附图2，本实施例中的固体火箭发动机地面旋转试验装置包括动カ装置11、第ニ传动机构12、支撑机构、过渡架机构和防扭测力机构。參照附图2、附图3和附图4，所述防扭测カ机构包括承カ顶架22、防扭筒I和测カ组件2。防扭筒为中空结构，本实施例中，防扭筒一端为连接法兰，一端为台阶环，连接法兰与台阶环之间通过支柱焊接连接，组成防扭筒。防扭筒连接法兰一端与承カ顶架螺栓固定连接，使防扭筒自身不能转动。防扭筒台阶环一端通过推力轴承3与第二过渡架23配合连接，推力轴承能够传递第二过渡架传来的固体火箭发动机推力，同时不传递第二过渡架的转动カ矩。在防扭筒内部固定有测カ组件2，测カ组件一端通过螺栓固定在防扭筒连接法兰上，测カ组件另一端通过螺栓固定在推力轴承的轴承座15上。推力轴承的轴承座安装在防扭筒的台阶环内侧，推力轴承的轴承座与台阶环间隙配合，在台阶环侧壁上钉有沿台阶环径向的紧钉螺钉14，使推力轴承的轴承座与台阶环固定配合，将轴承座与防扭筒固定，使轴承座自身也不能转动，进而测カ组件也不转动。所述过渡架机构包括第二过渡架23和点火集电器4。过渡架为中空结构，主要作用为传递固体火箭发动机的推力，本实施例中第二过渡架一端为连接法兰，另一端为发动机头部固定座，第二过渡架连接法兰与发动机头部固定座之间通过连杆焊接固定。第二过渡架连接法兰一端通过推力轴承与防扭筒配合连接，且在连接法兰外端面上有圆环凸起，圆环凸起的外径等于防扭筒台阶环的小端外径，通过在防扭筒台阶环小端侧壁和第二过渡架连接法兰圆环凸起侧壁上套接对中环13，能够实现防扭筒与第二过渡架对中同轴，其中对中环与防扭筒台阶环小端侧壁以及第ニ过渡架连接法兰圆环凸起侧壁为间隙配合，可以沿轴向运动。第二过渡架的发动机头部固定座与固体火箭发动机21头部同轴固定连接，且与第二过渡架连接法兰也同轴，如此也实现第二过渡架带动固体火箭发动机同步同轴旋转。第二过渡架发动机头部固定座外壁面上开有连接传动带的传动槽，用干与第二传动机构的V型带配合。在第二过渡架内部固定有点火集电器，点火集电器壳体与第二过渡架通过沿第二过渡架径向的连接杆固定连接，使点火集电器壳体随第二过渡架一井转动。所述第二传动机构包括主动轮20和V型带。主动轮与动カ装置的动カ输出轴配合连接，本实施例中动カ装置采用无级调速电机，通过水平调节无级调速电机的位置，能够实现将V型带张紧的目的。主动轮与第二过渡架之间通过V型带连接，主动轮通过传动带带动过渡架转动。所述支撑机构包括支撑平台8和两个支撑弧座7。支撑弧座固定在支撑平台上，支撑弧座上端为环形结构，一个支撑弧座上端的环形结构套在第二过渡架发动机头部固定座的外侧面上，并与第二过渡架通过向心球轴承配合。另ー个支撑弧座上端的环形结构套在固体火箭发动机尾部壳体上，并与固体火箭发动机尾部壳体通过向心球轴承配合。支撑弧座上端的环形结构的端面上有挡肩，防止试验过程中转动的机构，如发动机、第二过渡架等发生沿轴向的运动，使旋转平稳。如此，动カ装置产生的扭矩就可以平稳且无跳动地传递给第二过渡架，由第二过渡架带动发动机转动。·
权利要求
1.一种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于包括动力装置、传动机构、支撑机构、过渡架机构和防扭测力机构； 所述防扭测力机构包括承力顶架、防扭筒和测力组件；防扭筒为中空结构，一端与承力顶架固定连接，使防扭筒自身不能转动；防扭筒另一端通过推力轴承与过渡架配合连接；在防扭筒内部固定有测力组件，测力组件一端固定在防扭筒内端壁面上，测力组件另一端与推力轴承的轴承座固定连接；推力轴承的轴承座与防扭筒固定配合，使轴承座自身也不能转动； 所述过渡架机构包括过渡架和点火集电器；过渡架为中空结构，一端通过推力轴承与防扭筒配合连接，另一端与固体火箭发动机头部同轴固定连接，使过渡架随固体火箭发动机同步旋转；在过渡架内部固定有点火集电器，点火集电器壳体与过渡架通过沿过渡架径向的连接杆固定连接，使点火集电器壳体随过渡架一并转动； 所述传动机构包括主动轮、从动轮和传动抱环；主动轮与动力装置的动力输出轴配合连接，主动轮与从动轮之间通过传动带连接；从动轮为环形结构，从动轮与传动抱环通过传动定位销同轴连接，使从动轮带动传动抱环转动；传动抱环为环形结构，其内壁面与固体火箭发动机尾部壳体外表面通过沿周向均匀分布的键固定配合，使传动抱环带动固体火箭发动机转动； 所述支撑机构包括支撑平台和两个支撑弧座；支撑弧座固定在支撑平台上，支撑弧座上端为环形结构，一个支撑弧座上端的环形结构套在过渡架与固体火箭发动机头部配合的一端上，并与过渡架通过向心球轴承配合，另一个支撑弧座上端的环形结构套在传动抱环上，并与传动抱环通过向心球轴承配合。
2.根据权利要求I所述一种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于推力轴承的轴承座与防扭筒为间隙配合，在防扭筒侧壁面上钉有紧定螺钉，将轴承座与防扭筒固定。
3.根据权利要求I或2所述一种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于在防扭筒与过渡架配合一端的侧壁上套有对中环，对中环与防扭筒间隙配合；在过渡架与防扭筒配合的端面上有圆环凸起，圆环凸起的外径等于防扭筒与过渡架配合一端的端面外径。
4.根据权利要求3所述一种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于支撑弧座上端的环形结构的端面上有挡肩，防止试验过程中转动的机构发生沿轴向的运动。
5.一种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于包括动力装置、传动机构、支撑机构、过渡架机构和防扭测力机构； 所述防扭测力机构包括承力顶架、防扭筒和测力组件；防扭筒为中空结构，一端与承力顶架固定连接，使防扭筒自身不能转动；防扭筒另一端通过推力轴承与过渡架配合连接；在防扭筒内部固定有测力组件，测力组件一端固定在防扭筒内端壁面上，测力组件另一端与推力轴承的轴承座固定连接；推力轴承的轴承座与防扭筒固定配合，使轴承座自身也不能转动； 所述过渡架机构包括过渡架和点火集电器；过渡架为中空结构，一端通过推力轴承与防扭筒配合连接，另一端与固体火箭发动机头部同轴固定连接，使过渡架带动固体火箭发动机同步旋转；在过渡架内部固定有点火集电器，点火集电器壳体与过渡架通过沿过渡架径向的连接杆固定连接，使点火集电器壳体随过渡架一并转动；过渡架与固体火箭发动机配合的一端外侧壁上开有连接传动带的传动槽； 所述传动机构包括主动轮和传动带；主动轮与动力装置的动力输出轴配合连接，主动轮与过渡架之间通过传动带连接，主动轮通过传动带带动过渡架转动； 所述支撑机构包括支撑平台和两个支撑弧座；支撑弧座固定在支撑平台上，支撑弧座上端为环形结构，一个支撑弧座上端的环形结构套在过渡架与固体火箭发动机头部配合的一端上，并与过渡架通过向心球轴承配合，另一个支撑弧座上端的环形结构套在固体火箭发动机尾部壳体上，并与固体火箭发动机尾部壳体通过向心球轴承配合。
6.根据权利要求5所述一种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于推力轴承的轴承座与防扭筒为间隙配合，在防扭筒侧壁面上钉有紧定螺钉，将轴承座与防扭筒固定。
7.根据权利要求5或6所述一种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于在防扭筒与过渡架配合一端的侧壁上套有对中环，对中环与防扭筒间隙配合；在过渡架与防扭筒配合的端面上有圆环凸起，圆环凸起的外径等于防扭筒与过渡架配合一端的端面外径。
8.根据权利要求7所述一种固体火箭发动机地面旋转试验装置，其特征在于支撑弧座上端的环形结构的端面上有挡肩，防止试验过程中转动的机构发生沿轴向的运动。
全文摘要
本发明提出了一种固体火箭发动机地面旋转试验装置，包括动力装置、传动机构、支撑机构、过渡架机构和防扭测力机构，包括动力装置、传动机构、支撑机构、过渡架机构和防扭测力机构，过渡架机构包括过渡架和点火集电器，传动机构包括主动轮、从动轮和传动抱环，支撑机构包括支撑平台和两个支撑弧座。采用本发明提出的固体火箭发动机地面旋转试验装置，通过动力装置和传动机构，能够实现固体火箭发动机在点火工作状态下，以一定速度绕发动机自身轴线旋转，在转动中能测量压力、推力、转速、温度等参数，并确定转速对发动机性能、结构、材料的影响。
文档编号G01M15/00GK102788698SQ20121028649
公开日2012年11月21日 申请日期2012年8月13日 优先权日2012年8月13日
发明者魏彰, 鲁俊兴 申请人:中国航天科技集团公司第四研究院四0一所