捆绑火箭风洞缩比模型组件的制作方法

1.本发明涉及火箭装置的技术领域，具体而言，涉及一种捆绑火箭风洞缩比模型组件。


背景技术：

2.火箭地面风载荷是箭体结构特别是尾部结构的主要设计载荷，风载荷研究对于火箭结构设计具有重要意义。由于火箭地面风激载荷响应与火箭表面细部结构外形、动特性和风场环境密切相关，无论是理论预示、数值仿真，还是以往型号火箭的风载试验，均无法给出可用的结果。工程中主要依靠缩比模型风洞吹风试验与分析来确定火箭竖立状态的风载。
3.用于风洞试验的捆绑火箭缩比模型相比实物火箭需要满足一定的相似性要求，其中芯级与助推器之间的连接结构按照真实捆绑装置传力形式进行设计。根据捆绑火箭风洞缩比模型设计需要，中芯级和助推器通过上下两个连接组件进行连接。由于缩比模型芯级与助推器之间的空间有限，将旋转支耳和双轴接头结构组件、球形螺栓和球碗结构组件装配到捆绑火箭风洞缩比模型时，在组件一侧通过螺钉与筒段进行连接，在组件另一侧需要对筒段进行开口再设计。筒段结构大开口将明显降低其承载性能，捆绑火箭缩比模型进行风洞试验时，风速高达60～80m/s，筒段结构开口会对其应力应变产生很大的影响，进而影响试验的进行。


技术实现要素：

4.本发明提供了一种捆绑火箭风洞缩比模型组件，解决了现有技术中模拟捆绑火箭的风载试验时对应力应变影响较大的问题。
5.根据本发明的一方面，提供了一种捆绑火箭风洞缩比模型组件，包括：芯级；助推器；第一连接组件，第一连接组件包括固定支耳、连接轴结构和旋转支耳，连接轴结构连接在固定支耳和旋转支耳之间；第二连接组件，第二连接组件包括球形螺栓和球碗；芯级和助推器通过第一连接组件和第二连接组件相连；芯级的载荷大于等于助推器的载荷时，固定支耳与芯级通过螺钉相连，且球形螺栓与芯级通过螺钉相连，助推器的筒壁具有第一安装孔和第二安装孔，旋转支耳穿设在第一安装孔内并与助推器的筒壁相连，第二连接组件穿设在第二安装孔内，且球碗与助推器和球形螺栓相连；助推器的载荷大于等于芯级的载荷时，固定支耳与助推器通过螺钉相连，且球形螺栓与助推器通过螺钉相连，芯级的筒壁具有第一安装孔和第二安装孔，旋转支耳穿设在第一安装孔内并与芯级的筒壁相连，第二连接组件穿设在第二安装孔内，且球碗与芯级和球形螺栓相连。
6.进一步地，球形螺栓包括螺杆和连接盘，连接盘位于螺杆的中部，螺杆的中心轴和连接盘的中心轴相重合，连接盘朝向球头连接模拟组件的第一端的一侧为球形凹面；球碗包括球碗本体和连接部，连接部连接在球碗本体上，球碗本体与球形凹面相适配地至少部分地位于球形凹面内，球碗本体的中心具有过孔，螺杆穿设在过孔内；螺杆的第一端与螺母
相连和/或螺杆的第二端与螺母相连。
7.进一步地，球碗本体的凹陷方向为由载荷大至载荷小的方向，球面主体的外壁面与球形凹面的内壁面相适配。
8.进一步地，球头连接模拟组件还包括球面垫块，球面垫块与球碗本体的内壁面相配合的表面为球面，球面垫块具有通孔，螺杆穿过通孔，螺杆的中心轴与球面垫块的中心轴同轴设置，球面垫块的原理球面的一侧的表面为平面。
9.进一步地，螺杆包括锥形段，在载荷大至载荷小的方向上锥形段的直径由小至大，通孔为与锥形段相适配的锥形通孔，锥形段位于锥形通孔内。
10.进一步地，第二连接组件还包括内垫块，内垫块设置在载荷大的内壁面和连接部之间。
11.进一步地，第二连接组件还包括外垫块，外垫块设置在载荷大的外壁面，螺钉依次穿过外垫块、载荷大的壳体、内垫块和连接部固定。
12.进一步地，第二连接组件还包括侧向外垫块，侧向外垫块挤压在连接盘和载荷小的壳体的外壁面之间。
13.进一步地，第二连接组件还包括侧向内垫块，第二沉头螺栓依次穿过内垫块、载荷小的壳体、侧向外垫块和连接盘螺纹连接。
14.应用本发明的技术方案，将芯级和助推器的两者的载荷较小者，开设第一安装孔和第二安装孔，进行安装第一连接组件中的需要开孔的部件以及第二连接组件中的需要开孔的部件，这样对捆绑火箭风洞缩比模型组件的应力应变影响较小，充分利用了捆绑火箭风洞缩比模型组件的空间结构。本发明的技术方案有效地解决了现有技术中的模拟捆绑火箭的风载试验时对应力应变影响较大的问题。
附图说明
15.通过参考附图阅读下文的详细描述，本公开示例性实施方式的上述以及其他目的、特征和优点将变得易于理解。在附图中，以示例性而非限制性的方式示出了本公开的若干实施方式，并且相同或对应的标号表示相同或对应的部分，其中：
16.图1示出了本实施例的捆绑火箭风洞缩比模型组件的第一连接组件的结构示意图；
17.图2示出了图1的捆绑火箭风洞缩比模型组件的第二连接组件的结构示意图；
18.图3示出了图1的捆绑火箭风洞缩比模型组件的布置方式设计思路示意图；
19.图4示出了图1的捆绑火箭风洞缩比模型组件的第二连接组件的结构示意图。
具体实施方式
20.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
21.应该指出，以下详细说明都是例示性的，旨在对本技术提供进一步的说明。除非另有指明，本文使用的所有技术和科学术语具有与本技术所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。
22.为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在
……
之上”、“在
……
上方”、
“
在
……
上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在
……
上方”可以包括“在
……
上方”和“在
……
下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位旋转90度或处于其他方位，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
23.现在，将参照附图更详细地描述根据本公开的示例性实施方式。然而，这些示例性实施方式可以由多种不同的形式来实施，并且不应当被解释为只限于这里所阐述的实施方式。应当理解的是，提供这些实施方式是为了使得本技术的公开彻底且完整，并且将这些示例性实施方式的构思充分传达给本领域普通技术人员，在附图中，为了清楚起见，扩大了层和区域的厚度，并且使用相同的附图标记表示相同的器件，因而将省略对它们的描述。
24.如图1至图4所示，本实施例的捆绑火箭风洞缩比模型组件包括：芯级、助推器、第一连接组件和第二连接组件。第一连接组件包括固定支耳1、连接轴结构和旋转支耳2，连接轴结构连接在固定支耳和旋转支耳之间。第二连接组件包括球形螺栓和球碗。芯级和助推器通过第一连接组件和第二连接组件相连。芯级的载荷大于等于助推器的载荷时，固定支耳与芯级通过螺钉相连，且球形螺栓与芯级通过螺钉相连，助推器的筒壁具有第一安装孔和第二安装孔，旋转支耳穿设在第一安装孔内并与助推器的筒壁相连，第二连接组件穿设在第二安装孔内，且球碗6与助推器和球形螺栓相连。助推器的载荷大于等于芯级的载荷时，固定支耳与助推器通过螺钉相连，且球形螺栓5与助推器通过螺钉相连，芯级的筒壁具有第一安装孔和第二安装孔，旋转支耳穿设在第一安装孔内并与芯级的筒壁相连，第二连接组件穿设在第二安装孔内，且球碗与芯级和球形螺栓相连。
25.应用本实施例的技术方案，将芯级和助推器的两者的载荷较小者，开设第一安装孔和第二安装孔，进行安装第一连接组件中的需要开孔的部件以及第二连接组件中的需要开孔的部件，这样对捆绑火箭风洞缩比模型组件的应力应变影响较小，充分利用了捆绑火箭风洞缩比模型组件的空间结构。本实施例的技术方案有效地解决了现有技术中的模拟捆绑火箭的风载试验时对应力应变影响较大的问题。芯级又叫中芯级100如图4所示，助推器简称助推200如图4所示。图1和图2中示出了的截面载荷较大的筒段3和截面载荷较小的筒段4。
26.在本实施例的技术方案中，球形螺栓包括螺杆和连接盘，连接盘位于螺杆的中部，螺杆的中心轴和连接盘的中心轴相重合，连接盘朝向球头连接模拟组件的第一端的一侧为球形凹面；球碗包括球碗本体和连接部，连接部连接在球碗本体上，球碗本体与球形凹面相适配地至少部分地位于球形凹面内，球碗本体的中心具有过孔，螺杆穿设在过孔内；螺杆的第一端与螺母相连和/或螺杆的第二端与螺母相连。
27.在本实施例的技术方案中，球碗本体的凹陷方向为由载荷大至载荷小的方向，球面主体的外壁面与球形凹面的内壁面相适配。载荷相同的情况时，球碗本体的凹陷方向可以任意颠倒。
28.在本实施例的技术方案中，球头连接模拟组件还包括球面垫块，球面垫块与球碗本体的内壁面相配合的表面为球面，球面垫块具有通孔，螺杆穿过通孔，螺杆的中心轴与球
面垫块的中心轴同轴设置，球面垫块的原理球面的一侧的表面为平面。图4中的球形螺栓10相当于图2中的球形螺栓5，图4中的球碗20相当于图2中的球碗6。图4中还示出了球面垫块30，内垫块60，外垫块70，侧向外垫块50，侧向内垫块40。
29.在本实施例的技术方案中，螺杆包括锥形段，在载荷大至载荷小的方向上锥形段的直径由小至大，通孔为与锥形段相适配的锥形通孔，锥形段位于锥形通孔内。
30.在本实施例的技术方案中，第二连接组件还包括内垫块，内垫块设置在载荷大的内壁面和连接部之间。
31.在本实施例的技术方案中，第二连接组件还包括外垫块，外垫块设置在载荷大的外壁面，螺钉依次穿过外垫块、载荷大的壳体、内垫块和连接部固定。
32.在本实施例的技术方案中，第二连接组件还包括侧向外垫块，侧向外垫块挤压在连接盘和载荷小的壳体的外壁面之间。
33.在本实施例的技术方案中，第二连接组件还包括侧向内垫块，第二沉头螺栓依次穿过内垫块、载荷小的壳体、侧向外垫块和连接盘螺纹连接。
34.通过上述可知，在对芯级支承、助推支承两类捆绑火箭进行风洞缩比模型设计时，由于缩比模型芯级与助推器之间的空间有限，为了装配旋转支耳和双轴接头结构组件、球形螺栓和球碗结构组件，需要在缩比模型筒段的捆绑连接区域进行开口设计。为了以较小的成本实现缩比模型芯级筒段与助推筒段的可靠连接，保证缩比模型风载试验安全顺利进行，针对两类捆绑火箭分别设计了风洞缩比模型中旋转支耳和双轴接头结构组件、球形螺栓和球碗结构组件的布置方案。
35.捆绑火箭的助推器与芯级之间通过捆绑结构相连，其中z字形三连杆结构，传递径向力、环向力和轴向扭矩；球头结构，只传递三个方向的力，不传递力矩。缩比模型按照真实传力形式进行结构设计，考虑到缩比模型芯级与助推器之间的空间有限，z字形三连杆结构设计为空间紧凑的旋转支耳和双轴接头结构形式，保证助推器在其轴向的平动自由度和其它两方向的转动自由度释放；球头结构采用球形螺栓和球碗结构，能够满足传力、不传力矩的要求。由于各部段均为筒段结构，需要在捆绑连接区域设置内外垫块和连接板，将安装面由曲面转为平面，便于连接捆绑结构，另外可以达到开孔补强的设计要求。
36.从捆绑接头模拟装置两侧的结构形式看，旋转支耳和双轴接头结构组件的固定支耳侧，结构的连续性较好，只有若干个螺钉光孔，并有内、外垫块的加强，承载性能较好，因此固定支耳侧宜位于截面载荷较大的筒段上，而旋转支耳侧结构传力路径有弯折，承载性能较差，因此旋转支耳侧宜位于截面载荷较小的筒段上；球形螺栓和球碗结构组件的球形螺栓侧，结构的连续性较好，只有若干个螺钉光孔，并有内、外垫块的加强，承载性能较好，因此球形螺栓侧宜位于截面载荷较大的筒段上，而球碗侧结构有大开孔，虽有内、外垫块的加强，但承载性能仍较差，因此球碗侧宜位于截面载荷较小的筒段上。
37.对于助推器支承捆绑火箭，其上捆绑点处，芯级筒段截面载荷较大，助推筒段截面载荷较小；其下捆绑点处，芯级筒段截面载荷较小，助推筒段截面载荷较大。因此，助推器支承捆绑火箭，上捆绑点处芯级筒段应布置固定支耳或者球形螺栓，相应的上捆绑点处助推筒段应布置旋转支耳或者球碗；下捆绑点处芯级筒段应布置球碗或者旋转支耳，相应的下捆绑点处助推筒段应布置球形螺栓或者固定支耳。
38.对于芯级支承捆绑火箭，其上捆绑点处，芯级筒段截面载荷较大，助推筒段截面载
荷较小；其下捆绑点处，芯级筒段截面载荷较大，助推筒段截面载荷较小。因此，芯级支承捆绑火箭，上捆绑点处芯级筒段应布置固定支耳或者球形螺栓，相应的上捆绑点处助推筒段应布置旋转支耳或者球碗；下捆绑点处芯级筒段应布置球形螺栓或者固定支耳，相应的下捆绑点处助推筒段应布置球碗或者旋转支耳。
39.本实施例提供的捆绑火箭风洞缩比模型中捆绑模拟结构布置方案，明确了助推支承以及芯级支承两类捆绑火箭风洞缩比模型中旋转支耳和双轴接头结构组件、球形螺栓和球碗结构组件装配方式，以较小的成本保证捆绑火箭风洞缩比模型满足强度要求，实现捆绑火箭缩比模型助推器和芯级的可靠连接，保证安全顺利开展风洞吹风试验及准确获取测试参数。
40.需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本技术的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
41.需要说明的是，本技术的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本技术的实施方式例如能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
42.以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。