大长细比固体火箭发动机分体框架式离心过载试验装置的制作方法

本实用新型涉及一种固体火箭发动机分体框架式离心过载试验装置，属于固体火箭发动机离心过载点火试验技术领域。

背景技术：

为满足现代防空导弹全空域作战的需要，或者一些战术导弹弹道设计的需要，作为其动力装置的固体火箭发动机在飞行主动段期间往往承受较为复杂的横向、轴向过载联合作用的过载条件，所以需要对大长细比固体火箭发动机做离心过载试验。

现有固体火箭发动机离心过载试验中主要采用轮辐式组合结构来承载发动机，轮辐式组合结构在针对大长细比固体火箭发动机时，由于其采用圆柱桶型结构，导致试验工装较长，质量过重，超出了离心过载试验台负荷要求；而且轮辐式组合结构的安装过程也较为复杂，不利于在固体火箭发动机型号试验任务越来越多的背景下，提高试验效率。

技术实现要素：

为解决现有技术存在的问题，本实用新型提出一种固体火箭发动机分体框架式离心过载试验装置，来满足大长细比固体火箭发动机点火过程中的过载试验需求。

本实用新型中，采用分体框架式结构有效解决大长细比固体火箭发动机的安装调试问题，减轻工装质量确保工装发动机组合体总质量不超过离心过载试验台负荷；整体式加工后切割，确保发动机和试验架轴线重合。由于发动机点火过程中存在径向、轴向膨胀，所以分别设计径向、轴向可调节吸能装置，解决旋转状态点火过程中的发动机轴向膨胀、径向膨胀问题，确保发动机点火过程的安全性。采用吊耳及u型卸扣组合的方式，完成发动机和工装组合体的吊装和翻转。

本实用新型的技术方案为：

所述一种大长细比固体火箭发动机分体框架式离心过载试验装置，其特征在于：包括前过渡架、后过渡架和连接杆；

所述前过渡架包括外径较小的前连接板、外径较大的前弧座支撑板和多根在周向均布的前斜支撑杆；

所述前连接板中心开有孔径介于大长细比固体火箭发动机喷管根部直径与大长细比固体火箭发动机主体直径之间的通孔；所述前连接板内侧面固定安装有轴向吸能装置；

所述前弧座支撑板中心开有通孔，通孔中安装有与大长细比固体火箭发动机主体直径配套的弧座，且弧座支撑面上粘接有径向吸能装置；

所述前斜支撑杆连接前连接板与前弧座支撑板；

所述后过渡架包括外径较小的后连接板、外径较大的后弧座支撑板和多根在周向均布的后斜支撑杆；

所述后连接板内侧面固定安装有轴向吸能装置；

所述后弧座支撑板中心开有通孔，通孔中安装有与大长细比固体火箭发动机主体直径配套的弧座，且弧座支撑面上粘接有径向吸能装置；

所述后斜支撑杆连接后连接板与后弧座支撑板；

在前连接板与后连接板之间固定安装有多根周向均布的连接杆，连接杆所在周向圆弧直径大于大长细比固体火箭发动机主体直径；连接杆长度使得前连接板与后连接板的轴向吸能装置能够与大长细比固体火箭发动机前裙及后裙对应压紧；

在前连接板边缘固定安装有可翻转的吊耳，在后弧座支撑板边缘上固定安装有u型卸扣，可翻转的吊耳与u型卸扣组合用于实现发动机试验装置组合体的翻转；

当前过渡架、后过渡架和连接杆整体焊接完成后，沿前连接板与后连接板的直径方向切割分为上下组合体两部分，通过在前连接板与后连接板外侧面切割边缘安装的连接座实现大长细比固体火箭发动机装入下组合体后，将上下组合体固定连接。

进一步的优选方案，所述一种大长细比固体火箭发动机分体框架式离心过载试验装置，其特征在于：所述径向吸能装置采用毛毡；轴向吸能装置采用橡胶块。

有益效果

本实用新型提出一种固体火箭发动机分体框架式离心过载试验装置，解决了大长细比高质量发动机离心过载试验安装调试难题。该试验装置采用分体框架结构设计，结构新颖、创新性强，经过试验验证，发动机安装调试方便、安全可靠，满足发动机在动态过载状态下的离心过载点火试验的要求。

本实用新型的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本实用新型的实践了解到。

附图说明

本实用新型的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1：本实用新型的结构示意图；

图2：图1的左视图；

图3：翻转过程吊耳状态示意图。

其中：1-连接座；2-前斜支撑杆；3-连接杆；4-弧座；5-后弧座支撑板；6-后斜支撑杆；7-轴向吸能装置；8吊耳。

具体实施方式

下面详细描述本实用新型的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。

如图1和图2所示，本实施例中的大长细比固体火箭发动机分体框架式离心过载试验装置包括前过渡架、后过渡架和连接杆。前过渡架、后过渡架主要用于支撑大长细比固体火箭发动机的前后两端。

所述前过渡架包括外径较小的前连接板、外径较大的前弧座支撑板和六根在周向均布的前斜支撑杆。所述前连接板中心开有孔径介于大长细比固体火箭发动机喷管根部直径与大长细比固体火箭发动机主体直径之间的通孔；所述前连接板内侧面固定安装有轴向吸能装置，轴向吸能装置采用橡胶块实现。所述前弧座支撑板中心开有通孔，通孔中安装有与大长细比固体火箭发动机主体直径配套的弧座，且弧座支撑面上粘接有径向吸能装置，径向吸能装置采用毛毡实现。所述前斜支撑杆连接前连接板与前弧座支撑板。

所述后过渡架结构与前过渡架相似，主要包括外径较小的后连接板、外径较大的后弧座支撑板和六根在周向均布的后斜支撑杆。所述后连接板内侧面固定安装有轴向吸能装置；所述后弧座支撑板中心开有通孔，通孔中安装有与大长细比固体火箭发动机主体直径配套的弧座，且弧座支撑面上粘接有径向吸能装置。所述后斜支撑杆连接后连接板与后弧座支撑板。

在前连接板与后连接板之间固定安装有六根周向均布的连接杆，连接杆所在周向圆弧直径大于大长细比固体火箭发动机主体直径；连接杆长度使得前连接板与后连接板的轴向吸能装置能够与大长细比固体火箭发动机前裙及后裙对应压紧。

在前连接板边缘固定安装有可翻转的吊耳，在后弧座支撑板边缘上固定安装有u型卸扣，可翻转的吊耳与u型卸扣组合用于实现发动机试验装置组合体的翻转。

在前过渡架、后过渡架和连接杆整体焊接完成后，沿前连接板与后连接板的直径方向切割分为上下组合体两部分，在前连接板与后连接板外侧面切割边缘通过螺栓安装连接座。

试验时，先将下组合体置于地面上，左右两边卡上枕木防止其旋转。将大长细比固体火箭发动机水平落在下组合体上，用轴向吸能装置卡在发动机前、后裙上，保证发动机轴向位置的固定。然后安装上组合体，用螺栓通过连接座将上下组合体紧密相连，保证切割处无缝隙，消除由径向吸能装置带来的间隙。

安装完成后，使用吊耳和u型卸扣完成发动机试验装置组合体的翻转，然后将组合体落在离心过载试验台仪器舱内，完成发动机离心过载试验。

尽管上面已经示出和描述了本实用新型的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本实用新型的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本实用新型的原理和宗旨的情况下在本实用新型的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。