一种组合式固体火箭发动机分离试验装置.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110987461A(43)申请公布日2020.04.10(21)申请号202010005765.X(22)申请日2020.01.03(71)申请人内蒙航天动力机械测试所地址010076内蒙古自治区呼和浩特市赛罕区黄河少镇南地村(72)发明人孔海瑞张海旺郭畅韩用杨全海郭东升(51)Int.Cl.G01M15/14(2006.01)G01M15/02(2006.01)权利要求书1页说明书3页附图2页(54)发明名称一种组合式固体火箭发动机分离试验装置(57)摘要本发明涉及固体火箭发动机测试装置，具体涉及一种组合式固体火箭发动机分离试验装置，包括底盘、高度调节结构和抱紧机构,底盘是组合式分离试验装置的主框架，高度调节机构用于调节抱紧机构竖直位置的高度，高度调节机构为抱紧机构与底盘的连接枢纽，抱紧机构主要作用是将助推发动机抱紧，包括弧型座和抱带，弧型座和抱带用于支撑抱紧助推发动机，前后弧型座加强筋对称位置开孔，可以根据架车的重量适当配重，使整体架车重量满足试验要求，同时使整个系统在对称轴上。通过调节相应的结构部件，使助推发动机在竖直方向上可调节，方便助推级与级间舱平顺对接。可在预留接口上加减配重，实现分离试验装置的准确配重。CN110987461ACN110987461A权利要求书1/1页1.一种组合式固体火箭发动机分离试验装置，其特征在于：包括底盘、高度调节结构和抱紧机构，所述底盘包括车轮、轮轴、插件、侧梁和横向调节轴，车轮用于支撑架车，各部件均由紧固件连接，车轮、轮轴、插件通过紧固件固定在侧梁上，横向调节轴用于调节车轮间的距离，轮轴由插件固定在底盘的四个角上，所述抱紧机构包括弧型座和压带，压带穿过弧形座及高度调节机构紧固发动机。2.根据权利要求1所述的组合式固体火箭发动机分离试验装置，其特征在于：所述高度调节机构上方为螺纹结构，通过上下螺母调节高度。3.根据权利要求1所述的组合式固体火箭发动机分离试验装置，其特征在于：所述车轮与车轮轴间通过深沟球轴承连接。4.根据权利要求1所述的组合式固体火箭发动机分离试验装置，其特征在于：所述横向调节轴是调节车轮跨距的主要机构，两端是螺纹结构，通过内外螺母调整侧梁宽度，通过内外螺母调整侧梁宽度。5.根据权利要求1所述的组合式固体火箭发动机分离试验装置，其特征在于：所述弧型座下方为半圈加强筋，加强筋对称开通孔，弧型座上方为压带，通过两侧的螺杆对助推发动机进行固定。2CN110987461A说明书1/3页一种组合式固体火箭发动机分离试验装置[0001]技术领域[0002]本发明涉及固体火箭发动机测试装置，具体涉及一种组合式固体火箭发动机分离试验装置。背景技术[0003]地面级间分离试验是模拟导弹在空中飞行过程中箭体分离最为有效的试验方法，以验证整个分离系统匹配的正确性。试验时，主发动机点火，燃烧室压强上升，达到一定压强后堵片打开，冲拉断堵片传感器，分离控制盒收到该信号后，给出两级解锁分离指令，切割索工作，切开级间舱，两级开始分离，助推级发动机及分离试验装置在主发动机燃气作用下迅速分离。[0004]固体火箭发动机分离试验装置是支撑固定助推发动机的主要装置，可以使助推发动机与级间舱可靠对接。目前，分离试验装置主要由由行车架、弧座、压带等组成，各部分都是一个整体，没有可以在竖直方向调节的装置，能通过弧型座垫毛毡的方式实现调节，装调困难，操作不便。[0005]现有的固体火箭发动机分离试验装置具有以下缺陷：1）助推发动机装调困难。行车架为整体式结构，为了使助推发动机与级间舱平顺可靠对接，需对发动机在竖直方向上调整。现有分离试验装置只能通过在弧型座弧面上垫毛毡的方式进行调节，对于质量较大的助推级发动机调节起来特别困难，升起发动机-垫毛毡-降落发动机-压带压紧-试对接，反复调节3-5次才可以装调完毕。[0006]2）配重不易。级间分离试验装置对重量的要求很高，整体式结构配重不易，必须在设计时计算精确才可满足要求。[0007]3）重复利用率低。试验时，助推发动机与分离试验装置在燃气流的作用下沿导轨向后飞出，与地面碰撞产生巨大的冲击力，分离试验装置损坏严重，各部件无法再利用。若再做试验只能重新加工，没有重复利用性。发明内容[0008]本发明要解决的技术问题：本发明提供了一种组合式固体火箭发动机分离试验装置，以解决辅助助推发动机在三维方向调节，使助推发动机与级间舱可靠平顺对接，实现高精度装配，实现分离试验装置的准确配重，达到地面级间分离试验的要求。[0009]为解决问题采用的技术方案：一种组合式固体火箭发动机分离试验装置，包括底盘、高度调节结构和抱紧机构，所述底盘包括车轮、轮轴、插件、侧梁和横向调节轴，车轮用于支撑架车，各部件均由紧固件连接