一种液体火箭动力系统试验用平面环形重载承力装置的制作方法

本发明为一种液体火箭动力系统试验用平面环形承力装置，能够满足一种对接高度与支点零高差的模块的安装固定需求、满足百吨级耦合动载需求、满足大尺寸结构件的高精度装配需求。适用于重载基座的结构设计。

背景技术：

承力装置是液体火箭动力系统试验承力的直接载体，需要承受试验过程中的火箭推力、风力、冲击等多种载荷，并把这些载荷传递到承力基础上。随着运载重型化、模块化、系列化的发展，承力环承载能力及结构柔性化要求越来越高。液体火箭动力系统试验的额定推力最大达数百吨，发动机启动、关机将产生冲击动载，发动机摇摆将产生几十吨横向载荷。同时，若承力环在试验过程中发生破坏，那么直接影响火箭研制进度，甚至造成火箭的损坏。这就对承力环的可靠性要求较高。因此，可满足重载需求的可靠承力结构是试验台必不可少的关键设备。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题：本发明提供了一种平面环形重载承力结构，用于火箭动力系统试验的承力基座，主要解决如下问题：

(1)承力装置应同时满足现有承力基础和产品对接结构的需求，实现不同模块间快速切换需求。

(2)承力装置应适应产品推力的动态特性。

(3)承力装置应适应发动机推力产生的横向载荷。

本发明的技术解决方案：

(1)本发明中，承力装置采用平面环形梁结构，以满足一种固定支点和对接面之间的零高差的模块的安装固定需求，实现不同形式和尺寸的模块之间快速切换。

(2)本发明中，采用箱型结构，既能满足承载能力需求，又能减重。主体结构包括环状中心和两个支腿。环状中心和产品联接，两个支腿和承力梁联接。环状中心的框架结构由面板、侧板、弧立板、环立板组成，内部均匀布置肋板。并且在内部肋板上设置了工艺孔，同时解决了重量限制和箱型结构焊接工艺问题。

(3)在发动机额定推力的载荷基础上，考虑发动机开关机时刻产生的冲击动载荷，动载系数合理取值。

(4)本发明中，在连接结构上设置了承力销和销孔的紧密配合，同时满足了横向载荷和装配定位的需求。

(5)在本发明解决了箱形结构螺栓安装拧紧的问题，同时能满足螺母位置自由可调。在箭体和承力环对接后，箱形结构内连接螺栓无法安装拧紧，而螺纹孔不具备周向位置可调能力。针对上述问题，采用预置游动托板螺母，实现了箱形结构内位置可调的螺母预置，解决了上述问题。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)现有试验台承力基座大多承载能力仅有几十吨，设计安全裕度较大。随着运载火箭快速地向重型化发展，发动机推力产生了飞跃式发展，而决定承力基座承载力的材料及工艺却没有跟上发动机的发展速度，因而原设计安全裕度无法适应重载需求。本发明在详细分析发动机开关机时刻产生的冲击动载荷基础上，合理选取了动载系数，在满足载荷需求前提下很大程度上降低了安全裕度。

(2)现有试验台承力基座多数采用数根螺栓和产品连接，靠接合面摩擦力只能适应小吨位的横向载荷，无法满足重载要求。本发明首次在大型重载结构对接件中使用承力销承担横向载荷和消除横向位移。

(3)本发明采用箱型结构，不同厚度钢板焊接而成，内置肋板开孔，具有良好的刚度和整体性，加工工艺简单。

(4)本发明采用两个支腿和环状中心的结构形式，构造简单，线形简洁美观。

(5)本发明结构和机架、产品均采用螺栓和承力销连接，方便拆装，具有不同模块间快速转换的优点。

(6)本发明连接紧固件均采用高强长螺栓，非标加工，材料选用35CrMo，长度达1.4m，拓宽了紧固件适用范围。

附图说明

图1是承力装置立面结构图；图2是承力装置平面结构图；图3是承力装置剖面结构图，图4是箭环联接螺栓结构图。1是梁环连接螺栓、2是梁环连接销、3是承力基础、4是支腿、5是环状中心、6是箭环连接螺栓、7是游动托板螺母、8是箭体、9箭环连接销、10是面板，11是弧立板、12是环立板、13是侧板、14是肋板。

具体实施方式

下面结合附图说明和具体实施例对本发明作进一步描述：

如图所示，承力装置通过两个支腿4上的连接螺栓1、圆销2和承力基础连接，保证了轴向固紧和横向定位。承力装置通过数根连接螺栓6、承力销9和产品连接，其中采用高强螺栓进行轴向固紧，采用承力销和销孔的紧密配合承担横向载荷和消除横向位移。

承力装置最大承载能力100t，采用箱型结构，主体结构包括环状中心5和两个支腿4。环状中心的框架结构由面板10、弧立板11、环立板12、侧板13组成，内部均匀布置肋板14。板板之间均采用双面焊接，通过肋板上的人孔实现焊接通道。

本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。