專利名稱：一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，具體為ー種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置。
背景技術(shù)：
固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火升空后，其自身旋轉(zhuǎn)會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)殼體局部溫度升溫，若在地面設(shè)計(jì)和試驗(yàn)過程中不考慮該現(xiàn)象，往往會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)因溫度原因而破壞，導(dǎo)致發(fā)射失敗。因此在地面設(shè)計(jì)和試驗(yàn)過程中，需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)在自身旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的內(nèi)部工作特性進(jìn)行考核試驗(yàn)。目前公開文獻(xiàn)中還沒有相關(guān)試驗(yàn)設(shè)備的技術(shù)方案
發(fā)明內(nèi)容
·要解決的技術(shù)問題為實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)在自身旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的內(nèi)部工作特性進(jìn)行考核試驗(yàn)的目的，本發(fā)明提出了ー種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(以下簡稱發(fā)動(dòng)機(jī))提供轉(zhuǎn)動(dòng)カ矩和支撐。技術(shù)方案裝置根據(jù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)殼體考核的側(cè)重點(diǎn)不同，有兩種基本結(jié)構(gòu)。ー種是尾部起旋結(jié)構(gòu)；另一種是頭部起旋結(jié)構(gòu)。本發(fā)明的技術(shù)方案為所述ー種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在干包括動(dòng)カ裝置、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、支撐機(jī)構(gòu)、過渡架機(jī)構(gòu)和防扭測力機(jī)構(gòu)；所述處防扭筒為中空結(jié)構(gòu)，一端與承カ頂架固定連接，使防扭筒自身不能轉(zhuǎn)動(dòng)；防扭筒另一端通過推力軸承與過渡架配合連接；在防扭筒內(nèi)部固定有測カ組件，測カ組件一端固定在防扭筒內(nèi)端壁面上，測カ組件另一端與推力軸承的軸承座固定連接；推力軸承的軸承座與防扭筒固定配合，使軸承座自身也不能轉(zhuǎn)動(dòng)；所述過渡架機(jī)構(gòu)包括過渡架和點(diǎn)火集電器；過渡架為中空結(jié)構(gòu),一端通過推力軸承與防扭筒配合連接，另一端與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)頭部同軸固定連接，使過渡架隨固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)同步旋轉(zhuǎn)；在過渡架內(nèi)部固定有點(diǎn)火集電器，點(diǎn)火集電器殼體與過渡架通過沿過渡架徑向的連接桿固定連接，使點(diǎn)火集電器殼體隨過渡架一并轉(zhuǎn)動(dòng)；所述傳動(dòng)機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)輪、從動(dòng)輪和傳動(dòng)抱環(huán)；主動(dòng)輪與動(dòng)カ裝置的動(dòng)カ輸出軸配合連接，主動(dòng)輪與從動(dòng)輪之間通過傳動(dòng)帶連接；從動(dòng)輪為環(huán)形結(jié)構(gòu)，從動(dòng)輪與傳動(dòng)抱環(huán)通過傳動(dòng)定位銷同軸連接，使從動(dòng)輪帶動(dòng)傳動(dòng)抱環(huán)轉(zhuǎn)動(dòng)；傳動(dòng)抱環(huán)為環(huán)形結(jié)構(gòu)，其內(nèi)壁面與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾部殼體外表面通過沿周向均勻分布的鍵固定配合，使傳動(dòng)抱環(huán)帶動(dòng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)；所述支撐機(jī)構(gòu)包括支撐平臺(tái)和兩個(gè)支撐弧座；支撐弧座固定在支撐平臺(tái)上，支撐弧座上端為環(huán)形結(jié)構(gòu)，一個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在過渡架與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)頭部配合的一端上，并與過渡架通過向心球軸承配合，另ー個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在傳動(dòng)抱環(huán)上，并與傳動(dòng)抱環(huán)通過向心球軸承配合。所述ー種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在干推力軸承的軸承座與防扭筒為間隙配合，在防扭筒側(cè)壁面上釘有緊定螺釘，將軸承座與防扭筒固定。所述ー種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于在防扭筒與過渡架配合一端的側(cè)壁上套有對(duì)中環(huán)，對(duì)中環(huán)與防扭筒間隙配合；在過渡架與防扭筒配合的端面上有圓環(huán)凸起，圓環(huán)凸起的外徑等于防扭筒與過渡架配合一端的端面外徑。所述ー種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)的端面上有擋肩，防止試驗(yàn)過程中轉(zhuǎn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)發(fā)生沿軸向的運(yùn)動(dòng)。所述ー種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在干包括動(dòng)カ裝置、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、支撐機(jī)構(gòu)、過渡架機(jī)構(gòu)和防扭測力機(jī)構(gòu)；
·
所述防扭測カ機(jī)構(gòu)包括承カ頂架、防扭筒和測カ組件；防扭筒為中空結(jié)構(gòu)，一端與承カ頂架固定連接，使防扭筒自身不能轉(zhuǎn)動(dòng)；防扭筒另一端通過推力軸承與過渡架配合連接；在防扭筒內(nèi)部固定有測カ組件，測カ組件一端固定在防扭筒內(nèi)端壁面上，測カ組件另ー端與推力軸承的軸承座固定連接；推力軸承的軸承座與防扭筒固定配合，使軸承座自身也不能轉(zhuǎn)動(dòng)；所述過渡架機(jī)構(gòu)包括過渡架和點(diǎn)火集電器；過渡架為中空結(jié)構(gòu),一端通過推力軸承與防扭筒配合連接，另一端與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)頭部同軸固定連接，使過渡架帶動(dòng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)同步旋轉(zhuǎn)；在過渡架內(nèi)部固定有點(diǎn)火集電器，點(diǎn)火集電器殼體與過渡架通過沿過渡架徑向的連接桿固定連接，使點(diǎn)火集電器殼體隨過渡架一并轉(zhuǎn)動(dòng)；過渡架與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)配合的一端外側(cè)壁上開有連接傳動(dòng)帶的傳動(dòng)槽；所述傳動(dòng)機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)輪和傳動(dòng)帶；主動(dòng)輪與動(dòng)カ裝置的動(dòng)カ輸出軸配合連接，主動(dòng)輪與過渡架之間通過傳動(dòng)帶連接，主動(dòng)輪通過傳動(dòng)帶帶動(dòng)過渡架轉(zhuǎn)動(dòng)；所述支撐機(jī)構(gòu)包括支撐平臺(tái)和兩個(gè)支撐弧座；支撐弧座固定在支撐平臺(tái)上，支撐弧座上端為環(huán)形結(jié)構(gòu)，一個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在過渡架與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)頭部配合的一端上，并與過渡架通過向心球軸承配合，另ー個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾部殼體上，并與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾部殼體通過向心球軸承配合。所述ー種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在干推力軸承的軸承座與防扭筒為間隙配合，在防扭筒側(cè)壁面上釘有緊定螺釘，將軸承座與防扭筒固定。所述ー種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于在防扭筒與過渡架配合一端的側(cè)壁上套有對(duì)中環(huán)，對(duì)中環(huán)與防扭筒間隙配合；在過渡架與防扭筒配合的端面上有圓環(huán)凸起，圓環(huán)凸起的外徑等于防扭筒與過渡架配合一端的端面外徑。所述ー種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)的端面上有擋肩，防止試驗(yàn)過程中轉(zhuǎn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)發(fā)生沿軸向的運(yùn)動(dòng)。有益效果采用本發(fā)明提出的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，通過動(dòng)カ裝置和傳動(dòng)機(jī)構(gòu)，能夠?qū)崿F(xiàn)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在點(diǎn)火工作狀態(tài)下，以一定速度繞發(fā)動(dòng)機(jī)自身軸線旋轉(zhuǎn)，在轉(zhuǎn)動(dòng)中能測量壓力、推力、轉(zhuǎn)速、溫度等參數(shù)，并確定轉(zhuǎn)速對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能、結(jié)構(gòu)、材料的影響。


圖I :本發(fā)明尾部起旋結(jié)構(gòu)示意圖；圖2 :本發(fā)明頭部起旋結(jié)構(gòu)示意圖；圖3:防扭筒示意圖；圖4 :防扭筒機(jī)構(gòu)示意圖；圖5 :過渡架示意圖；圖6 :第一傳動(dòng)機(jī)構(gòu)不意圖；其中1、防扭筒；2、測カ組件；3、推力軸承；4、點(diǎn)火集電器；5、第一過渡架；6、向心球軸承；7、支撐弧座；8、支撐平臺(tái)；9、支架；10、第一傳動(dòng)機(jī)構(gòu)；11、動(dòng)カ裝置；12、第二·傳動(dòng)機(jī)構(gòu)；13、對(duì)中環(huán)；14、緊定螺釘；15、軸承座；16、從動(dòng)輪；17、傳動(dòng)定位銷；18、傳動(dòng)抱環(huán)；19、V型帶；20、主動(dòng)輪；21、固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；22、承カ頂架；23、第二過渡架。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合具體實(shí)施例描述本發(fā)明實(shí)施例I :參照附圖1，本實(shí)施例采用尾部起旋裝置，即動(dòng)カ裝置將轉(zhuǎn)動(dòng)力矩傳遞于發(fā)動(dòng)機(jī)尾部，由發(fā)動(dòng)機(jī)尾部帶動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)、過渡架、點(diǎn)火集電器以及其它轉(zhuǎn)動(dòng)附件進(jìn)行旋轉(zhuǎn)。參照附圖I，本實(shí)施例中的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置包括動(dòng)カ裝置11、第一傳動(dòng)機(jī)構(gòu)10、支撐機(jī)構(gòu)、過渡架機(jī)構(gòu)和防扭測カ機(jī)構(gòu)。參照附圖I、附圖3和附圖4，所述防扭測カ機(jī)構(gòu)包括承カ頂架22、防扭筒I和測カ組件2。防扭筒為中空結(jié)構(gòu)，本實(shí)施例中，防扭筒一端為連接法蘭，一端為臺(tái)階環(huán)，連接法蘭與臺(tái)階環(huán)之間通過支柱焊接連接，組成防扭筒。防扭筒連接法蘭一端與承カ頂架螺栓固定連接，使防扭筒自身不能轉(zhuǎn)動(dòng)。防扭筒臺(tái)階環(huán)一端通過推力軸承3與第一過渡架5配合連接，推力軸承能夠傳遞第一過渡架傳來的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力，同時(shí)不傳遞第一過渡架的轉(zhuǎn)動(dòng)カ矩。在防扭筒內(nèi)部固定有測カ組件2，測カ組件一端通過螺栓固定在防扭筒連接法蘭上，測カ組件另一端通過螺栓固定在推力軸承的軸承座15上。推力軸承的軸承座安裝在防扭筒的臺(tái)階環(huán)內(nèi)側(cè)，推力軸承的軸承座與臺(tái)階環(huán)間隙配合，在臺(tái)階環(huán)側(cè)壁上釘有沿臺(tái)階環(huán)徑向的緊釘螺釘14，使推力軸承的軸承座與臺(tái)階環(huán)固定配合，將軸承座與防扭筒固定，使軸承座自身也不能轉(zhuǎn)動(dòng)，進(jìn)而測カ組件也不轉(zhuǎn)動(dòng)。所述過渡架機(jī)構(gòu)包括第一過渡架5和點(diǎn)火集電器4。過渡架為中空結(jié)構(gòu)，主要作用為傳遞固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，本實(shí)施例中第一過渡架一端為連接法蘭，另一端為發(fā)動(dòng)機(jī)頭部固定座，第一過渡架連接法蘭與發(fā)動(dòng)機(jī)頭部固定座之間通過連桿焊接固定。第一過渡架連接法蘭一端通過推力軸承與防扭筒配合連接，且在連接法蘭外端面上有圓環(huán)凸起，圓環(huán)凸起的外徑等于防扭筒臺(tái)階環(huán)的小端外徑，通過在防扭筒臺(tái)階環(huán)小端側(cè)壁和第一過渡架連接法蘭圓環(huán)凸起側(cè)壁上套接對(duì)中環(huán)13，能夠?qū)崿F(xiàn)防扭筒與第一過渡架對(duì)中同軸，其中對(duì)中環(huán)與防扭筒臺(tái)階環(huán)小端側(cè)壁以及第一過渡架連接法蘭圓環(huán)凸起側(cè)壁為間隙配合，可以沿軸向運(yùn)動(dòng)。第一過渡架的發(fā)動(dòng)機(jī)頭部固定座與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)21頭部同軸固定連接，且與第一過渡架連接法蘭也同軸，如此也實(shí)現(xiàn)第一過渡架隨固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)同步同軸旋轉(zhuǎn)。在第一過渡架內(nèi)部固定有點(diǎn)火集電器，點(diǎn)火集電器殼體與第一過渡架通過沿第一過渡架徑向的連接桿固定連接，使點(diǎn)火集電器殼體隨過渡架一井轉(zhuǎn)動(dòng)。參照附圖6,所述第一傳動(dòng)機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)輪20、從動(dòng)輪16和傳動(dòng)抱環(huán)18。主動(dòng)輪與動(dòng)カ裝置的動(dòng)カ輸出軸配合連接，本實(shí)施例中動(dòng)カ裝置采用無級(jí)調(diào)速電機(jī)。主動(dòng)輪與從動(dòng)輪之間通過V型帶19連接，通過水平調(diào)節(jié)無級(jí)調(diào)速電機(jī)的位置，能夠?qū)崿F(xiàn)將V型帶張緊的目的。從動(dòng)輪為環(huán)形結(jié)構(gòu)，從動(dòng)輪與傳動(dòng)抱環(huán)通過傳動(dòng)定位銷17同軸連接，使從動(dòng)輪帶動(dòng)傳動(dòng)抱環(huán)轉(zhuǎn)動(dòng)。傳動(dòng)抱環(huán)為環(huán)形結(jié)構(gòu)，其內(nèi)壁面與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾部殼體外表面通過沿周向均勻分布的鍵固定配合，使傳動(dòng)抱環(huán)帶動(dòng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)。所述支撐機(jī)構(gòu)包括支撐平臺(tái)8和兩個(gè)支撐弧座7。支撐弧座固定在支撐平臺(tái)上，支撐弧座上端為環(huán)形結(jié)構(gòu)，一個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在第一過渡架發(fā)動(dòng)機(jī)頭部固定座的外側(cè)面上，并與第一過渡架通過向心球軸承6配合。另ー個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在傳動(dòng)抱環(huán)上，并與傳動(dòng)抱環(huán)通過向心球軸承配合。支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)的端面上有擋肩，防止試驗(yàn)過程中轉(zhuǎn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)，如發(fā)動(dòng)機(jī)、第一過渡架等發(fā)生沿軸向的運(yùn)動(dòng)，使旋轉(zhuǎn)平穩(wěn)。如此，動(dòng)カ裝置產(chǎn)生的扭矩就可以平穩(wěn)且無跳動(dòng)地傳遞給發(fā)動(dòng)機(jī)，同時(shí)還可以把V型帶產(chǎn)生的張緊カ通過傳動(dòng)抱環(huán)經(jīng)過向心球軸承傳遞到支撐弧座上，避免了張緊カ對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)所·產(chǎn)生的彎矩。實(shí)施例2:參照附圖2，本實(shí)施例采用頭部起旋裝置，即動(dòng)カ裝置將轉(zhuǎn)動(dòng)カ矩傳遞于第二過渡架，由第二過渡架帶動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)頭部、點(diǎn)火集電器以及其它轉(zhuǎn)動(dòng)附件進(jìn)行旋轉(zhuǎn)。參照附圖2，本實(shí)施例中的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置包括動(dòng)カ裝置11、第ニ傳動(dòng)機(jī)構(gòu)12、支撐機(jī)構(gòu)、過渡架機(jī)構(gòu)和防扭測力機(jī)構(gòu)。參照附圖2、附圖3和附圖4，所述防扭測カ機(jī)構(gòu)包括承カ頂架22、防扭筒I和測カ組件2。防扭筒為中空結(jié)構(gòu)，本實(shí)施例中，防扭筒一端為連接法蘭，一端為臺(tái)階環(huán)，連接法蘭與臺(tái)階環(huán)之間通過支柱焊接連接，組成防扭筒。防扭筒連接法蘭一端與承カ頂架螺栓固定連接，使防扭筒自身不能轉(zhuǎn)動(dòng)。防扭筒臺(tái)階環(huán)一端通過推力軸承3與第二過渡架23配合連接，推力軸承能夠傳遞第二過渡架傳來的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力，同時(shí)不傳遞第二過渡架的轉(zhuǎn)動(dòng)カ矩。在防扭筒內(nèi)部固定有測カ組件2，測カ組件一端通過螺栓固定在防扭筒連接法蘭上，測カ組件另一端通過螺栓固定在推力軸承的軸承座15上。推力軸承的軸承座安裝在防扭筒的臺(tái)階環(huán)內(nèi)側(cè)，推力軸承的軸承座與臺(tái)階環(huán)間隙配合，在臺(tái)階環(huán)側(cè)壁上釘有沿臺(tái)階環(huán)徑向的緊釘螺釘14，使推力軸承的軸承座與臺(tái)階環(huán)固定配合，將軸承座與防扭筒固定，使軸承座自身也不能轉(zhuǎn)動(dòng)，進(jìn)而測カ組件也不轉(zhuǎn)動(dòng)。所述過渡架機(jī)構(gòu)包括第二過渡架23和點(diǎn)火集電器4。過渡架為中空結(jié)構(gòu)，主要作用為傳遞固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，本實(shí)施例中第二過渡架一端為連接法蘭，另一端為發(fā)動(dòng)機(jī)頭部固定座，第二過渡架連接法蘭與發(fā)動(dòng)機(jī)頭部固定座之間通過連桿焊接固定。第二過渡架連接法蘭一端通過推力軸承與防扭筒配合連接，且在連接法蘭外端面上有圓環(huán)凸起，圓環(huán)凸起的外徑等于防扭筒臺(tái)階環(huán)的小端外徑，通過在防扭筒臺(tái)階環(huán)小端側(cè)壁和第二過渡架連接法蘭圓環(huán)凸起側(cè)壁上套接對(duì)中環(huán)13，能夠?qū)崿F(xiàn)防扭筒與第二過渡架對(duì)中同軸，其中對(duì)中環(huán)與防扭筒臺(tái)階環(huán)小端側(cè)壁以及第ニ過渡架連接法蘭圓環(huán)凸起側(cè)壁為間隙配合，可以沿軸向運(yùn)動(dòng)。第二過渡架的發(fā)動(dòng)機(jī)頭部固定座與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)21頭部同軸固定連接，且與第二過渡架連接法蘭也同軸，如此也實(shí)現(xiàn)第二過渡架帶動(dòng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)同步同軸旋轉(zhuǎn)。第二過渡架發(fā)動(dòng)機(jī)頭部固定座外壁面上開有連接傳動(dòng)帶的傳動(dòng)槽，用干與第二傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的V型帶配合。在第二過渡架內(nèi)部固定有點(diǎn)火集電器，點(diǎn)火集電器殼體與第二過渡架通過沿第二過渡架徑向的連接桿固定連接，使點(diǎn)火集電器殼體隨第二過渡架一井轉(zhuǎn)動(dòng)。所述第二傳動(dòng)機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)輪20和V型帶。主動(dòng)輪與動(dòng)カ裝置的動(dòng)カ輸出軸配合連接，本實(shí)施例中動(dòng)カ裝置采用無級(jí)調(diào)速電機(jī)，通過水平調(diào)節(jié)無級(jí)調(diào)速電機(jī)的位置，能夠?qū)崿F(xiàn)將V型帶張緊的目的。主動(dòng)輪與第二過渡架之間通過V型帶連接，主動(dòng)輪通過傳動(dòng)帶帶動(dòng)過渡架轉(zhuǎn)動(dòng)。所述支撐機(jī)構(gòu)包括支撐平臺(tái)8和兩個(gè)支撐弧座7。支撐弧座固定在支撐平臺(tái)上，支撐弧座上端為環(huán)形結(jié)構(gòu)，一個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在第二過渡架發(fā)動(dòng)機(jī)頭部固定座的外側(cè)面上，并與第二過渡架通過向心球軸承配合。另ー個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾部殼體上，并與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾部殼體通過向心球軸承配合。支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)的端面上有擋肩，防止試驗(yàn)過程中轉(zhuǎn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)，如發(fā)動(dòng)機(jī)、第二過渡架等發(fā)生沿軸向的運(yùn)動(dòng)，使旋轉(zhuǎn)平穩(wěn)。如此，動(dòng)カ裝置產(chǎn)生的扭矩就可以平穩(wěn)且無跳動(dòng)地傳遞給第二過渡架，由第二過渡架帶動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)?！?br> 權(quán)利要求
1.一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于包括動(dòng)力裝置、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、支撐機(jī)構(gòu)、過渡架機(jī)構(gòu)和防扭測力機(jī)構(gòu)； 所述防扭測力機(jī)構(gòu)包括承力頂架、防扭筒和測力組件；防扭筒為中空結(jié)構(gòu)，一端與承力頂架固定連接，使防扭筒自身不能轉(zhuǎn)動(dòng)；防扭筒另一端通過推力軸承與過渡架配合連接；在防扭筒內(nèi)部固定有測力組件，測力組件一端固定在防扭筒內(nèi)端壁面上，測力組件另一端與推力軸承的軸承座固定連接；推力軸承的軸承座與防扭筒固定配合，使軸承座自身也不能轉(zhuǎn)動(dòng)； 所述過渡架機(jī)構(gòu)包括過渡架和點(diǎn)火集電器；過渡架為中空結(jié)構(gòu)，一端通過推力軸承與防扭筒配合連接，另一端與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)頭部同軸固定連接，使過渡架隨固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)同步旋轉(zhuǎn)；在過渡架內(nèi)部固定有點(diǎn)火集電器，點(diǎn)火集電器殼體與過渡架通過沿過渡架徑向的連接桿固定連接，使點(diǎn)火集電器殼體隨過渡架一并轉(zhuǎn)動(dòng)； 所述傳動(dòng)機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)輪、從動(dòng)輪和傳動(dòng)抱環(huán)；主動(dòng)輪與動(dòng)力裝置的動(dòng)力輸出軸配合連接，主動(dòng)輪與從動(dòng)輪之間通過傳動(dòng)帶連接；從動(dòng)輪為環(huán)形結(jié)構(gòu)，從動(dòng)輪與傳動(dòng)抱環(huán)通過傳動(dòng)定位銷同軸連接，使從動(dòng)輪帶動(dòng)傳動(dòng)抱環(huán)轉(zhuǎn)動(dòng)；傳動(dòng)抱環(huán)為環(huán)形結(jié)構(gòu)，其內(nèi)壁面與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾部殼體外表面通過沿周向均勻分布的鍵固定配合，使傳動(dòng)抱環(huán)帶動(dòng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)； 所述支撐機(jī)構(gòu)包括支撐平臺(tái)和兩個(gè)支撐弧座；支撐弧座固定在支撐平臺(tái)上，支撐弧座上端為環(huán)形結(jié)構(gòu)，一個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在過渡架與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)頭部配合的一端上，并與過渡架通過向心球軸承配合，另一個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在傳動(dòng)抱環(huán)上，并與傳動(dòng)抱環(huán)通過向心球軸承配合。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于推力軸承的軸承座與防扭筒為間隙配合，在防扭筒側(cè)壁面上釘有緊定螺釘，將軸承座與防扭筒固定。
3.根據(jù)權(quán)利要求I或2所述一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于在防扭筒與過渡架配合一端的側(cè)壁上套有對(duì)中環(huán)，對(duì)中環(huán)與防扭筒間隙配合；在過渡架與防扭筒配合的端面上有圓環(huán)凸起，圓環(huán)凸起的外徑等于防扭筒與過渡架配合一端的端面外徑。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)的端面上有擋肩，防止試驗(yàn)過程中轉(zhuǎn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)發(fā)生沿軸向的運(yùn)動(dòng)。
5.一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于包括動(dòng)力裝置、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、支撐機(jī)構(gòu)、過渡架機(jī)構(gòu)和防扭測力機(jī)構(gòu)； 所述防扭測力機(jī)構(gòu)包括承力頂架、防扭筒和測力組件；防扭筒為中空結(jié)構(gòu)，一端與承力頂架固定連接，使防扭筒自身不能轉(zhuǎn)動(dòng)；防扭筒另一端通過推力軸承與過渡架配合連接；在防扭筒內(nèi)部固定有測力組件，測力組件一端固定在防扭筒內(nèi)端壁面上，測力組件另一端與推力軸承的軸承座固定連接；推力軸承的軸承座與防扭筒固定配合，使軸承座自身也不能轉(zhuǎn)動(dòng)； 所述過渡架機(jī)構(gòu)包括過渡架和點(diǎn)火集電器；過渡架為中空結(jié)構(gòu)，一端通過推力軸承與防扭筒配合連接，另一端與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)頭部同軸固定連接，使過渡架帶動(dòng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)同步旋轉(zhuǎn)；在過渡架內(nèi)部固定有點(diǎn)火集電器，點(diǎn)火集電器殼體與過渡架通過沿過渡架徑向的連接桿固定連接，使點(diǎn)火集電器殼體隨過渡架一并轉(zhuǎn)動(dòng)；過渡架與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)配合的一端外側(cè)壁上開有連接傳動(dòng)帶的傳動(dòng)槽； 所述傳動(dòng)機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)輪和傳動(dòng)帶；主動(dòng)輪與動(dòng)力裝置的動(dòng)力輸出軸配合連接，主動(dòng)輪與過渡架之間通過傳動(dòng)帶連接，主動(dòng)輪通過傳動(dòng)帶帶動(dòng)過渡架轉(zhuǎn)動(dòng)； 所述支撐機(jī)構(gòu)包括支撐平臺(tái)和兩個(gè)支撐弧座；支撐弧座固定在支撐平臺(tái)上，支撐弧座上端為環(huán)形結(jié)構(gòu)，一個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在過渡架與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)頭部配合的一端上，并與過渡架通過向心球軸承配合，另一個(gè)支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)套在固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾部殼體上，并與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾部殼體通過向心球軸承配合。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于推力軸承的軸承座與防扭筒為間隙配合，在防扭筒側(cè)壁面上釘有緊定螺釘，將軸承座與防扭筒固定。
7.根據(jù)權(quán)利要求5或6所述一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于在防扭筒與過渡架配合一端的側(cè)壁上套有對(duì)中環(huán)，對(duì)中環(huán)與防扭筒間隙配合；在過渡架與防扭筒配合的端面上有圓環(huán)凸起，圓環(huán)凸起的外徑等于防扭筒與過渡架配合一端的端面外徑。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，其特征在于支撐弧座上端的環(huán)形結(jié)構(gòu)的端面上有擋肩，防止試驗(yàn)過程中轉(zhuǎn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)發(fā)生沿軸向的運(yùn)動(dòng)。
全文摘要
本發(fā)明提出了一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，包括動(dòng)力裝置、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、支撐機(jī)構(gòu)、過渡架機(jī)構(gòu)和防扭測力機(jī)構(gòu)，包括動(dòng)力裝置、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、支撐機(jī)構(gòu)、過渡架機(jī)構(gòu)和防扭測力機(jī)構(gòu)，過渡架機(jī)構(gòu)包括過渡架和點(diǎn)火集電器，傳動(dòng)機(jī)構(gòu)包括主動(dòng)輪、從動(dòng)輪和傳動(dòng)抱環(huán)，支撐機(jī)構(gòu)包括支撐平臺(tái)和兩個(gè)支撐弧座。采用本發(fā)明提出的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)裝置，通過動(dòng)力裝置和傳動(dòng)機(jī)構(gòu)，能夠?qū)崿F(xiàn)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在點(diǎn)火工作狀態(tài)下，以一定速度繞發(fā)動(dòng)機(jī)自身軸線旋轉(zhuǎn)，在轉(zhuǎn)動(dòng)中能測量壓力、推力、轉(zhuǎn)速、溫度等參數(shù)，并確定轉(zhuǎn)速對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能、結(jié)構(gòu)、材料的影響。
文檔編號(hào)G01M15/00GK102788698SQ20121028649
公開日2012年11月21日 申請日期2012年8月13日 優(yōu)先權(quán)日2012年8月13日
發(fā)明者魏彰, 魯俊興 申請人:中國航天科技集團(tuán)公司第四研究院四0一所