一种固体火箭发动机实时变角度离心过载点火试验装置的制作方法

本发明涉及一种固体火箭发动机实时变角度离心过载点火试验装置，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：

随着新一代导弹武器系统的不断发展，导弹的高机动性和强适应性成为其实战化水平提升的关键。导弹在进行高机动转弯时会出现十分复杂的过载情况，轴向过载可能达到60g以上，横向过载可达到70g，且发动机宽角度飞行(角度变化范围0°～90°)。因此，开展发动机过载试验是固体发动机工程研制必要的技术手段，因此能否较好地重现发动机工作过程中复杂过载历程是衡量过载试验系统的重要指标。我国针对固体发动机过载试验的研究相对较晚，现有试验设备对发动机实际过载的模拟能力不足，尚无法实现发动机在地面过载点火试验中实时变角度模拟。

原先的离心过载试验采用如下试验方案：试验前通过手动调节钢丝张紧机构或索具螺旋扣的长度实现发动机安装姿态在一定角度范围内的调节功能(15°～75°)，并且在试验前将某一角度锁死，因此无法实现在点火过程中发动机角度实时可调，无法实现发动机在地面过载点火试验中实时变角度模拟。

这一现状极大地限制了固体发动机过载试验的开展及相关工程问题的研究，需要针对天地飞行差别，研制发动机实时变角度试验装置，使之具备过载试验角度实时可调的功能，进而研究固体火箭发动机实时变角度离心过载点火试验方法，解决地面过载试验问题。

技术实现要素：

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种固体火箭发动机实时变角度离心过载点火试验装置，通过控制系统控制轴电机转动从而实时控制旋转舱绕轴转动，以实现发动机安装角度实时可调，来满足固体火箭发动机在点火试验中变角度的过载试验需求。

本发明的技术方案为：

所述一种固体火箭发动机实时变角度离心过载点火试验装置，包括配重舱、仪器舱、离心机转臂系统、离心机传动系统、旋转舱、发动机夹具和姿态角实时调节系统；

离心机转臂系统和配重舱固定连接后安装在离心机传动系统中，离心机传动系统能够带动离心机转臂系统转动，仪器舱布置在离心机转臂系统上方，不随离心机转臂系统转动；

发动机夹具固定在旋转舱中，发动机夹具中心轴线与旋转舱中心轴线共线，待测固定火箭发动机能够同轴固定在发动机夹具内；

旋转舱通过姿态角实时调节系统安装在离心机转臂系统外端；

所述姿态角实时调节系统包括机架、圆柱滚子轴承、轴电机、编码器、胀套；

轴电机采用低速大扭矩力矩电机，轴电机转轴通过圆柱滚子轴承与机架连接，机架通过螺钉固定在离心机转臂系统上，实现对转轴的可旋转支承；旋转舱侧壁与轴电机转轴通过胀套固定连接，轴电机转轴的中心轴线与旋转舱的中心轴线垂直相交，且交点处于旋转舱中心位置；轴电机转轴还平行于离心机转臂系统的转动平面；

编码器安装在轴电机转轴末端，用于旋转舱角度的精确闭环控制；轴电机转轴中心的通孔用于测试线缆穿过。

进一步的，在旋转舱侧壁上采用位置相对，且转轴同轴的两个轴电机驱动。

进一步的，轴电机和旋转舱共用转轴和轴承，有效减小在离心机转臂系统内的安装空间要求，从而减小离心机转臂系统的总质量。

进一步的，机架采用非对称设计，位于轴电机转轴外侧的机架上设计有加强筋，提高抗压性；在位于轴电机转轴内侧的机架进行减重设计，减小机架的质量，从而减小离心机转臂系统的总质量，提高离心机的动态特性。

有益效果

本发明提出的固体火箭发动机实时变角度离心过载点火试验装置，解决了发动机在试验过程中安装角度不可调的难题。该试验装置结构新颖、创新性强，经过试验验证，发动机安装调试方便、安全可靠，满足发动机实时变角度的试验要求。

本发明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，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/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固体火箭发动机实时变角度离心过载点火试验装置结构图；

其中：1-配重舱、2-仪器舱、3-离心机转臂系统、4-发动机夹具、5-固体火箭发动机、6-旋转舱、7-姿态角实时调节系统、8-离心机传动系统；

图2姿态角实时调节系统示意图；

其中：7-1-机架、7-2-轴承、7-3-轴电机、7-4-胀套、7-5-编码器；

图3机架示意图。

具体实施方式

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

如图1所示，本实施例中的固体火箭发动机实时变角度离心过载点火试验装置包括配重舱、仪器舱、离心机转臂系统、离心机传动系统、旋转舱、发动机夹具和姿态角实时调节系统。

离心机转臂系统和配重舱固定连接后安装在离心机传动系统中，离心机传动系统能够带动离心机转臂系统转动，仪器舱布置在离心机转臂系统上方，不随离心机转臂系统转动。

发动机夹具固定在旋转舱中，发动机夹具中心轴线与旋转舱中心轴线共线，待测固定火箭发动机能够同轴固定在发动机夹具内。

旋转舱通过姿态角实时调节系统安装在离心机转臂系统外端。

姿态角实时调节系统是本实施例的核心，如图2所示，包括机架、圆柱滚子轴承、轴电机、编码器、胀套。

轴电机采用低速大扭矩力矩电机，轴电机转轴通过两个圆柱滚子轴承与机架连接，机架通过螺钉固定在离心机转臂系统上，实现对转轴的可旋转支承。旋转舱侧壁与轴电机转轴通过胀套固定连接，转轴的中心轴线与旋转舱的中心轴线垂直相交，且交点处于旋转舱中心位置，轴电机转轴还平行于离心机转臂系统的转动平面；通过胀套满足大扭矩传递需求，增强结构对中调节能力和连接可靠性，适应双电机驱动，即在旋转舱侧壁上采用位置相对，且转轴同轴的两个轴电机驱动。

轴电机和旋转舱共用转轴和轴承，这种集成设计使得结构更为紧凑，能有效减小在离心机转臂系统内的安装空间要求，从而减小转臂的总质量，提高离心机的动态特性；编码器安装在轴电机转轴末端，用于旋转舱角度的精确闭环控制；转轴中心的通孔可用于测试线缆穿过。

此外，本实施例中，机架采用非对称设计，如图3所示，在高过载离心点火试验中，发动机及旋转舱要承受很大的离心力，这些离心力通过转轴、轴承传递到机架上。因此机架在转轴内侧方向承受很小的离心力，但机架在转轴的外侧承受很大的离心力。因此对机架进行非对称设计，位于轴电机转轴外侧的机架上设计有加强筋，提高抗压性；对位于轴电机转轴内侧的机架进行减重设计，减小机架的质量，从而减小转臂的总质量，提高离心机的动态特性。

试验时，首先把发动机夹具水平放置于地面上，然后把固体火箭发动机吊入于发动机夹具中。转动旋转舱使其与离心机转臂系统的上平面垂直，此时用双钩吊车对固体火箭发动机及发动机夹具进行翻转，把固体火箭发动机及发动机夹具垂直落入旋转舱中，并与旋转舱固定连接。固体火箭发动机及发动机夹具安装完成后，先根据固体火箭发动机的初始过载状态要求，调节轴电机，使固体火箭发动机处于初始姿态角，然后离心试验系统工作，在离心试验系统工作时，轴电机根据试验要求，实时驱动旋转舱及发动机绕轴电机输出轴旋转，实现固体火箭发动机的姿态角实时调整，发动机安装姿态角在0°～360°范围内可调，实现发动机过载实时变化的试验需求。

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