發動機常平座十字型三向加力裝置的製作方法
2023-05-16 21:24:11 1
專利名稱：發動機常平座十字型三向加力裝置的製作方法
技術領域：
本發明涉及火箭發動機推力模擬試驗裝置，尤其是一種模擬發動機工作時對火箭箭體產生的推力以及兩水平方向剪力施加的試驗裝置的三向加力裝置。
背景技術：
隨著運載火箭運載能力不斷增強的需求，需要利用捆綁火箭的形式來增加對運載火箭的推力，目前常用方法是採用四個助推火箭捆綁到主體火箭的方法，每個助推火箭可攜帶兩臺發動機，為保持四個助推火箭的8個發動機推力保持平衡和火箭姿態調整的需要，發動機機架設計有常平座，這樣使發動機工作時具有一定範圍的搖擺角度，因此，發動機工作時對火箭箭體結構產生向上推力的同時，也對箭體結構兩水平方向產生橫向剪切力，為考核火箭箭體結構對助推發動機產生的推力和剪切力載荷的承受能力，需要施加模擬這些載荷工況來進行試驗驗證。在運載火箭箭體上直接安裝助推發動機到發動機機架常平座上進行點火試驗，是最真實的載荷工況，但這樣做試驗，代價非常昂貴，同時由於試驗時間太短，無法全面了解結構各個部位的強度變化過程，因此需要進行地面模擬載荷工況的靜力試驗，這是既經濟實惠有能又能掌握更多更詳盡試驗數據的好方法。
發明內容
為了解決上述現有技術中存在的技術問題，本發明提供一種發動機常平座十字型三向加力裝置。利用本發明裝置，可建立一套對發動機機架常平座實施三方向同時加力的靜力試驗裝置，來模擬發動機工作時的載荷工況對運載火箭箭體結構的作用效果。為了達到上述發明目的，本發明所採用的技術方案如下一種發動機常平座十字型三向加力裝置，該裝置包括中間部位兩端為斜面的六面體，中心垂直方向上下對稱的兩長方體，左右兩斜面上各伸出一帶臺階的圓柱體。中間部位兩端斜面與鉛垂面夾角與發動機機架常平軸軸線相對於水平面傾角相
坐寸ο所述的左右兩斜面上各伸出一帶臺階的圓柱體的軸心通過所述裝置中心，並且與兩側斜面垂直，該圓柱體將安裝到發動機機架的軸孔內，外側臺階起到限位作用。所述的中心垂直方向上下對稱的兩長方體端部側面各具有一個上下對稱的通孔，用於安裝施力機構，來施加軸向載荷。所述的中心垂直方向上下對稱的兩長方體側面通孔內側適當位置各具有一個上下對稱的通孔，兩孔聯合使用，用於安裝施力機構，實施向左或向右水平方向的加載。所述的中心垂直方向上下對稱的兩長方體前後兩面適當位置具有對稱的螺紋孔，用於安裝施力機構，實施前後水平方向的加載。上述上下兩長方體的兩側面和前後面上對稱分布有三組不同位置和大小的通孔或螺紋孔，分別用於安裝發動機推力和兩個水平方向剪力施加的施力機構，其中兩個最大孔位於最外側，試驗時一般只需要一個與發動機推力一致的孔進行施加拉力就可；與兩大孔在同一側面的兩個直徑較小的通孔用於施加第一水平方向(向左或向右)的剪力，這兩孔必須上下對稱分布，使得其合力必須通過十字加力裝置的中心，但兩個孔距離十字加力裝置中心距離需要根據發動機機架結構和火箭艙體結構情況進行確定，以確保施力機構系統與產品主要承力結構件不相干涉為原則。上下兩長方體上前後面的螺紋孔上下對稱，用於安裝向前或向後剪切力的施力機構，這兩孔必須上下對稱分布，使得其合力必須通過十字加力裝置的中心，但兩個孔與十字加力裝置中心距離需要根據發動機機架結構和火箭艙體結構情況進行確定，以確保施力機構系統與產品主要承力結構件不相干涉和施加載荷用的輔助連接工裝不相干涉為原則。上述加載用通孔或螺紋孔的具體大小和位置以及數量，包括整個工裝的大小尺寸，並非固定不變，需要根據被試產品的結構形式來決定，其 宗旨是確保三個方向的力或合力均通過十字加力工裝置中心，即要確保加載點位於常平軸上，並且位於兩軸承支座中心連線的中點。本發明發動機常平座十字型三向加力裝置，由於採取上述的技術方案，解決了發動機推力和發動機慣性載荷引起的兩個水平方向剪力載荷的施加問題，可用於多種規格捆綁火箭發動機機架和火箭艙體的組合試驗，來考核發動機機架和火箭艙體結構對發動機工作時產生的推力載荷和慣性載荷的承受能力。本發明取得了結構簡單、操作方便、模擬精確、可重複應用和多規格靈活設計等有益效果。
圖1是本發明裝置的結構示意圖；圖2是雙發動機上同時實施三向加載時的安裝方式示意圖；圖3是本發明裝置的改進結構示意圖。
具體實施例方式下面結合附圖和具體實施例來對本發明做一詳細的說明。圖1是常平座十字型三向加力裝置的結構示意圖，包括中間部位兩端為斜面的六面體1，中心垂直方向上下對稱的兩長方體2，左右兩斜面上各伸出一帶臺階4的圓柱體3，上下兩長方體兩側面和前後面分布的Φ72通孔5、Φ 27通孔6和M30螺紋孔7，分別用於施加向下軸向力、向左或右的橫向剪切力和前或後方向的剪切力。圖2是雙發動機機架同時實施三向加載時安裝方式。由於兩發動機機架及其周圍火箭艙體結構形式不完全相同，同時又要確保向左加載拉杆系統不相互幹涉，兩十字加載工裝結構上稍有區別，尤其是加載孔位置不同，同時由於右邊發動機前後方向剪切力拉杆系統為了避開艙體上桁條和中間加強框(注圖中未示出火箭艙體)以及機架本身桁架梁的需要，其輔助工裝設計就更為複雜，而右側發動機向左剪切力與左側發動機向左剪切力位於同一平面內同方向，因此也採用了將右側發動機向左剪切力採用分力槓桿向左側發動機剪切力拉杆系統兩側分解的輔助槓桿系統。現將該工裝的配置連接關係描述如下
本實施例為兩件十字型三向加力裝置(結構形式基本一致，)同時使用於雙發動機機架進行試驗第一件十字型三向加力裝置I安裝於I號發動機機架常平座III上(圖中左側常平座)，第二件十字型三向加力裝置II安裝於2號發動機機架常平座IV上(圖中右側常平座)，通過Φ72的通孔、Φ 27的通孔和M30的螺紋孔相連的拉杆、槓桿等為輔助工裝(圖2中未完全示出)，輔助工裝連接到施力機構來實施三個方向載荷的施加。兩件十字型三向加力裝置結構形式類似，但具體尺寸和加載孔大小和位置不完全一致，需要根據各自發動機工作載荷大小、發動機機架結構和火箭艙體結構情況進行合理的設計，其設計原則是在確保三個方向載荷大小、位置及其方向滿足試驗要求的同時要保證輔助加載工裝不與機架和火箭艙體的承力結構件相互幹涉。因此，本例中兩個十字型三向加力工裝的輔助加工裝結構形式差別較大，在實際應用中可根據實際情況靈活設計。圖3是十字型三向加力裝置的改進形式，在十字形結構，包括中間部位兩端為斜 面的六面體I和中心垂直方向上下對稱的兩長方體2所形成的4個直角處，前後兩側各增加有一定厚度的三角形加強筋8，以增強十字加載工裝結構受載的抗彎能力。下面進一步對圖2的工作過程進行描述。如圖2左側I號發動機機架上的第一件十字型三向加力工裝I的下端通過Φ72的通孔連接輔助工裝實施向下加載，通過上下對稱的2個Φ27的通孔連接輔助加載工裝實施向左加載，通過上下對稱的前後各2個M30的螺紋孔連接輔助工裝(圖中只示出螺紋孔未示出輔助工裝)來實施向前或向後方向加載。圖2中右側2號發動機機架常平座上的第二件十字型三向加力工裝II的結構形式類似，由於其周圍產品的結構更複雜，同時向左側載荷與發動機I向左側載荷在同一平面內，為避免輔助加載工裝之間發生相互幹涉，以及避免輔助加載工裝與機架和火箭艙體結構件發生相互幹涉，因此，其上的Φ 27通孔和M30螺紋孔位置進行了調整，並且其輔助工裝的形式也更為複雜，但必須確保每個方向的合力通過十字加載工裝的中心。本發明的試驗裝置已成功運用到捆綁火箭尾部組合飛行工況靜力試驗中，較好地完成了試驗任務，對結構設計驗證和改進設計提供了詳盡有效的試驗數據，說明了該試驗裝置較好地達到了預期目的。
權利要求
1.一種發動機常平座十字形三向加力裝置，其特徵在於包括中間部位兩端為斜面的六面體(1)，中心垂直方向上下對稱的兩長方體(2)，左右兩斜面上各伸出一帶臺階(4)的圓柱體(3)。
2.如權利要求1所述的發動機常平座十字形三向加力裝置，其特徵在於中間部位兩端斜面與鉛垂面夾角與發動機機架常平軸軸線相對於水平面傾角相等。
3.如權利要求1或2所述的發動機常平座十字形三向加力裝置，其特徵在於所述的左右兩斜面上各伸出一帶臺階(4)的圓柱體(3)的軸心通過所述裝置中心，並且與兩側斜面垂直，該圓柱體(3)將安裝到發動機機架的軸孔內，外側臺階(4)起到限位作用。
4.如權利要求1所述的發動機常平座十字形三向加力裝置，其特徵在於所述的中心垂直方向上下對稱的兩長方體(2)端部側面各具有一個上下對稱的通孔(5)，用於安裝施力機構，來施加軸向載荷。
5.如權利要求1或4所述的發動機常平座十字形三向加力裝置，其特徵在於所述的中心垂直方向上下對稱的兩長方體(2)側面通孔(5)內側適當位置各具有一個上下對稱的通孔(6 )，兩孔聯合使用，用於安裝施力機構，實施向左或向右水平方向的加載。
6.如權利要求1所述的發動機常平座十字形三向加力裝置，其特徵在於所述的中心垂直方向上下對稱的兩長方體(2)前後兩面適當位置具有對稱的螺紋孔(7)，用於安裝施力機構，實施前後水平方向的加載。
7.如權利要求4或5或6所述的發動機常平座十字形三向加力裝置，其特徵在於所述安裝施力機構的通孔或螺紋孔的具體大小、位置和數量，可根據試驗件結構情況以及施力機構之間不相干涉同時又能確保三個方向的力或合力都通過所述裝置中心為原則進行確定。
8.如權利要求1所述的發動機常平座十字形三向加力裝置，其特徵在於所述六面體和兩長方體所形成的四個直角處，前後兩側各增加有一定厚度的三角形加強筋，以增強十字加載工裝結構受載的抗彎能力。
全文摘要
本發明涉及一種發動機常平座十字形三向加力裝置，用於模擬火箭發動機推力和剪力對火箭箭體作用力施加的方式，包括中間部位兩端為斜面的六面體(1),中心垂直方向上下對稱的兩長方體(2)，左右兩斜面上各伸出一帶臺階(4)的圓柱體(3)。本發明解決了模擬運載火箭發動機工作產生的推力和剪力載荷工況對火箭箭體結構作用的試驗加載問題，取得了結構簡單、安裝方便、模擬精確、可重複應用等有益效果。
文檔編號F02K9/96GK103016209SQ20121052946
公開日2013年4月3日 申請日期2012年12月10日 優先權日2012年12月10日
發明者嚴德金, 肖傳清, 周海生, 孫自強, 楊軍 申請人:上海航天精密機械研究所