專利名稱：火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于一種火箭發(fā)動機試驗裝置，具體涉及一種火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置。
背景技術(shù)：
火箭發(fā)射過程中，發(fā)動機燃氣流會對周圍發(fā)射設(shè)備造成影響，這種影響主要包括 兩個方面一是高溫、高凝相燃氣流對發(fā)射設(shè)備的材料造成嚴重的燒蝕影響，發(fā)射設(shè)備的 熱防護方案必須考慮燃氣流的分布與影響范圍，以尋求經(jīng)濟的耐燒蝕材料；二是排量可觀 的超音速燃氣流對發(fā)射設(shè)備造成很大的沖擊作用，發(fā)射設(shè)備設(shè)計必須考慮結(jié)構(gòu)范能夠承受 的強度問題，對于燃氣流沖擊作用中心很高或燃氣流作用中心偏離發(fā)射設(shè)備重心很遠的情 況，還存在發(fā)射設(shè)備的氣動穩(wěn)定性問題，特殊情況下甚至要考慮到燃氣流的沖擊頻率與發(fā) 射設(shè)備的共振問題。 燃氣流對發(fā)射設(shè)備的燒蝕及沖擊作用力兩個方面問題均與火箭點火姿態(tài)密切相 關(guān)，因為火箭點火姿態(tài)首先直接決定了燃氣流相對結(jié)構(gòu)復(fù)雜的真實發(fā)射設(shè)備的沖擊角度與 沖擊高度。燃氣流沖擊高度決定了燃氣流是核心基本段燃氣流還是充分混合段燃氣流對發(fā) 射設(shè)備的作用，也即燃氣流的作用強度；燃氣流對發(fā)射設(shè)備的沖擊角度決定了燃氣流的發(fā) 射設(shè)備表面沖刷方向，決定的燃氣流對發(fā)射設(shè)備的破壞機理是剪切、侵蝕為主，還是正面沖 壓為主。 火箭點火姿態(tài)受發(fā)射方式、起飛控制方式控制，特殊情況下受發(fā)動機噴管安裝位 置、噴管自擺及環(huán)境風(fēng)速控制。不論受什么樣的控制方式影響，反應(yīng)在火箭點火姿態(tài)上，一 般均不會總是保持垂直或指定發(fā)射角度，因此，火箭點火姿態(tài)會與待機發(fā)射狀態(tài)存在差別。 造成火箭點火姿態(tài)與待機發(fā)射狀態(tài)存在差別的另一重要因素是發(fā)射時間因素，隨發(fā)射時間 增加，火箭在設(shè)計曲線彈道遠離、偏離發(fā)射中心。 準(zhǔn)確地模擬火箭點火姿態(tài)只能是真實的發(fā)射試驗，但這必須是火箭武器系統(tǒng)產(chǎn)品 產(chǎn)生并初步聯(lián)試、具備發(fā)射條件的理想狀態(tài)，不是火箭武器系統(tǒng)產(chǎn)品研制所允許的。模擬火 箭點火姿態(tài)及其對發(fā)射設(shè)備的影響必須依賴地面模擬試驗。 當(dāng)前，國內(nèi)地面模擬試驗方面，沒有針對火箭點火姿態(tài)模擬試驗開發(fā)專門的試驗 裝置，有些大多數(shù)針對發(fā)動機試驗或伺服機構(gòu)、姿控動力系統(tǒng)專項試驗開展，這些試驗中發(fā) 動機僅圍繞某旋轉(zhuǎn)中心擺動一較小角度，并且發(fā)動機不能沿軸線運動，也不允許發(fā)動機偏 移軸向原始位置作橫向運動。 目前國外某研究機構(gòu)開發(fā)了類似模擬火箭點火姿態(tài)的試驗裝置，名稱為發(fā)射燃氣 動力學(xué)室內(nèi)試驗系統(tǒng)，該裝置發(fā)揮作用至今已三十多年，促進了該國戰(zhàn)略火箭低空點火技 術(shù)開發(fā)，并由此產(chǎn)生了該國基于結(jié)構(gòu)元法基礎(chǔ)的發(fā)射燃氣動力學(xué)專業(yè)計算理論。但其開發(fā) 的火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置仍然存在明顯的不足 1)、只能開展準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)研究，即發(fā)動機點火高度與點火角度試驗前設(shè)計確定后，整個 試驗過程發(fā)動機這些參數(shù)保持不變，不能模擬火箭點火姿態(tài)動態(tài)變化情況；
2)、發(fā)動機點火高度與點火角度調(diào)整范圍很小，不能適應(yīng)火箭點火姿態(tài)變化較大 情況； 3)、試驗裝置立足教學(xué)與科研用，發(fā)動機設(shè)計尺寸及根據(jù)需要調(diào)整； 4)、試驗裝置中沒有火箭彈體，僅有結(jié)構(gòu)相對簡單的發(fā)動機，沒有考慮火箭彈體外
形對發(fā)動機燃氣流引射羽流場影響。 因此，發(fā)明一種既安全、可靠地開展實物試驗，又能夠同時兼顧準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)、瞬態(tài)情況 的火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置，對發(fā)射系統(tǒng)科學(xué)地分析燃氣流影響具有重要的工程價值， 也對實物試驗條件下的彈道、伺服控制、發(fā)動機試車技術(shù)研究具有重要的促進作用。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種能夠?qū)崿F(xiàn)有效控制火箭飛行過程沿軸向彈射、滾轉(zhuǎn)，同 時在發(fā)射面內(nèi)俯仰、偏航變化量，從而比較準(zhǔn)確地模擬火箭點火姿態(tài)的功能的火箭點火姿 態(tài)模擬試驗裝置。 本發(fā)明是這樣實現(xiàn)的，火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置，它包括棘齒滑軌型彈道模擬 機構(gòu)、偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)、火箭俯仰角液控型機構(gòu)和模擬火箭，棘齒滑軌型彈道模擬 機構(gòu)包括圓筒狀的帶棘齒滑軌的外套筒和與之配合的帶棘齒滑軌的內(nèi)套筒，外套筒相對固 定，內(nèi)套筒可沿外套筒向上滑行，外套筒頂端固定有上頂蓋，內(nèi)套筒的頂部設(shè)有下頂蓋，下 頂蓋的中間下部設(shè)有關(guān)節(jié)軸承座，關(guān)節(jié)軸承座內(nèi)還設(shè)有關(guān)節(jié)軸承，關(guān)節(jié)軸承下設(shè)有模擬火 箭；偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)包括嚙合齒輪組、上下轉(zhuǎn)環(huán)、上下托盤、支撐桿，上轉(zhuǎn)環(huán)、下轉(zhuǎn) 環(huán)均通過滾珠分別與上托盤、下托盤緊扣在一起，上轉(zhuǎn)環(huán)放于上托盤之上，下轉(zhuǎn)環(huán)放于下托 盤之下，上轉(zhuǎn)環(huán)、下轉(zhuǎn)環(huán)利用支撐桿聯(lián)接在一起，支撐桿中部托起嚙合齒輪組中的從動齒 輪，嚙合齒輪組中的主動齒輪及其驅(qū)動飛輪通過設(shè)在主動齒輪上下兩端的驅(qū)動飛輪安裝架 和驅(qū)動飛輪下安裝架固定在固定壁上，上托盤、下托盤分別利用上托盤固定架和下托盤固 定架固定于固定壁上；火箭俯仰角液控型機構(gòu)包括安裝在上頂蓋頂部的內(nèi)鉸支，內(nèi)鉸支與 多級伸縮油缸的一端連接，多級伸縮油缸的另一端與設(shè)在上轉(zhuǎn)環(huán)邊緣的外鉸支連接，下轉(zhuǎn) 環(huán)上設(shè)有回轉(zhuǎn)軸套，回轉(zhuǎn)軸固定底座設(shè)在外套筒上，回轉(zhuǎn)軸穿過回轉(zhuǎn)軸套插入回轉(zhuǎn)軸固定 底座的軸孔內(nèi)。 該裝置還設(shè)有火箭與帶棘齒滑軌的套筒同軸度控制機構(gòu)，它包括在內(nèi)套筒的下部 設(shè)置止動桿，止動桿穿過內(nèi)套筒底部螺栓孔后，再穿過模擬火箭的一級彈體外殼螺栓孔并 緊定于一級彈體外殼和發(fā)動機外殼之間的卡環(huán)上。 該裝置還設(shè)有模擬火箭止動緩沖機構(gòu)，模擬火箭止動緩沖機構(gòu)包括設(shè)在上頂蓋下 部的緩沖液壓缸的油缸套，油缸套上部的側(cè)面設(shè)有通向蓄能器的出油管和卸油通路，油缸 套內(nèi)設(shè)有緩沖閥，緩沖閥的下部通過螺栓安裝有緩沖彈簧。 本發(fā)明的優(yōu)點是，發(fā)動機點火啟動后，火箭在棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)沿直線運 動；火箭俯仰角液控型機構(gòu)則按火箭俯仰角變化規(guī)律控制彈體在發(fā)射面內(nèi)旋轉(zhuǎn)角度；火箭 偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)則帶動棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)、火箭俯仰角液控型機構(gòu)沿垂直 水平面的軸線轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)動加速度、速度、角度由火箭偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)中的轉(zhuǎn)動飛輪 控制。由于三個機構(gòu)在立體空間中沿三個方向控制機構(gòu)運動，則三個機構(gòu)同時工作條件下， 可以按設(shè)計要求模擬火箭任意點火姿態(tài)；只有兩個機構(gòu)工作條件下，則模擬相應(yīng)組合條件下的火箭點火姿態(tài)；只有一個機構(gòu)工作時，則模擬一個機構(gòu)能夠控制的火箭點火姿態(tài)。


圖1為本發(fā)明所提供的火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置主視圖；
圖2為圖1的俯視圖；
圖3為模擬火箭結(jié)構(gòu)剖視圖； 圖4為模擬火箭底部結(jié)構(gòu)及彈底防晃動固定裝置示意圖； 圖5為一級彈體外殼頂部與其它模擬彈體結(jié)構(gòu)件之間的聯(lián)接關(guān)系示意圖； 圖6為模擬火箭止動緩沖機構(gòu)示意圖； 圖7為模擬火箭懸吊機構(gòu)及帶棘齒滑軌的內(nèi)、外套筒螺緊定螺紋組孔位置示意 圖； 圖8為套筒結(jié)構(gòu)局部示意圖。 圖中，1上轉(zhuǎn)環(huán)，2鎖緊螺母，3支撐桿，4滾珠，5上托盤，6外套筒，7上頂蓋固定架， 8上頂蓋，9內(nèi)鉸支，10緩沖液壓缸，11多級伸縮油缸，12下頂蓋固定架，13下頂蓋，14內(nèi)套 筒，15模擬火箭，16從動齒輪，17外鉸支，18上托盤固定架，19固定壁，20驅(qū)動飛輪，21驅(qū)動 飛輪安裝架，22主動齒輪，23驅(qū)動飛輪下安裝架，24下轉(zhuǎn)環(huán)，25下托盤，26下托盤固定架，27 回轉(zhuǎn)軸套，28回轉(zhuǎn)軸，29回轉(zhuǎn)軸固定底座，30噴管，31 —級彈體外殼，32模擬發(fā)動機，33吊 籃，34吊盤，35 二級彈體外殼，36吊桿，37測力儀，38關(guān)節(jié)軸承，39彈頭罩，40支動桿，41卡 環(huán)，42發(fā)動機外殼，43藥柱，44藥柱托盤，45發(fā)動機輻條，46發(fā)動機下封頭，47發(fā)動機托環(huán)， 48傳感器，49火箭底裙，50卡盤，51吊盤底底座，52吊籃上盤，54吊籃下盤，55燃燒室工作 狀況測試傳感器，56發(fā)動機上封頭，57加速度傳感器，59卸油通路，60緩沖閥，61油缸套，62 通向底壓儲油罐的出油管，63緩沖彈簧，64螺紋孔，65關(guān)節(jié)軸承座，66關(guān)鍵軸承座卡盤，67 吊盤拉桿，68吊籃拉桿，69光學(xué)感應(yīng)片，70火箭底裙密封圈。
具體實施例方式
下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進行詳細描述 火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置，它包括棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)、火箭俯仰角液控 型機構(gòu)、偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)、火箭與帶棘齒滑軌的套筒同軸度控制機構(gòu)、火箭止動緩 沖機構(gòu)和模擬火箭。 其中，如圖1、7和8所示，棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)包括圓筒狀的帶棘齒滑軌的外 套筒6和與之配合的帶棘齒滑軌的內(nèi)套筒14，外套筒6相對固定，內(nèi)套筒14可沿外套筒6 向上滑行。如圖7所示，沿火箭彈射方向，內(nèi)、外套筒還按等間距的開有相互配合的螺紋孔 64，根據(jù)準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)需要，可用緊定螺釘將火箭固定的指定彈射高度，內(nèi)套筒14的頂部安裝下 頂蓋13，下頂蓋13的下部借助螺釘安裝下頂蓋固定架12，下頂蓋13的中間下部設(shè)置關(guān)節(jié) 軸承座65，關(guān)節(jié)軸承座65設(shè)置在關(guān)節(jié)軸承座卡盤66內(nèi)，借助螺釘將其固定在下頂蓋13的 下部。關(guān)節(jié)軸承座65內(nèi)還設(shè)有關(guān)節(jié)軸承38。如圖8所示，螺紋孔64內(nèi)可安裝光學(xué)感應(yīng)片 69。 準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)研究條件下，上頂蓋8與吊掛模擬火箭的關(guān)節(jié)軸承配合測定火箭推力；瞬 態(tài)研究條件下，安置于模擬火箭的發(fā)動機上封頭上的三向加速度計測試了火箭彈射加速度，外套筒6上的組合螺紋孔改貼感光片測試模擬火箭彈射速度與位移情況，發(fā)動機內(nèi)彈 道利用安裝于發(fā)動機頂部壓力及溫度傳感器測定。 棘齒滑軌組合具備緊密的嚙合功能，使得內(nèi)套筒14可沿外套筒6向上相對自由滑 動，并且內(nèi)套筒14由棘齒滑軌上的已經(jīng)嚙合的棘齒阻止向下滑脫。測力儀、三向加速度計、 壓力與溫度傳感器、光學(xué)傳感器組合可安裝在內(nèi)套筒14上系統(tǒng)地測試準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)、瞬態(tài)研究條 件下模擬火箭的內(nèi)、外彈道。 如圖1所示，偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)包括嚙合齒輪組、上、下轉(zhuǎn)環(huán)、上、下托盤、 支撐桿系等結(jié)構(gòu)件。上轉(zhuǎn)環(huán)1、下轉(zhuǎn)環(huán)24均通過滾珠4分別與上托盤5、下托盤25緊扣在 一起，上轉(zhuǎn)環(huán)1放于上托盤5之上，下轉(zhuǎn)環(huán)24放于下托盤25之下，上轉(zhuǎn)環(huán)1、下轉(zhuǎn)環(huán)24利 用支撐桿3聯(lián)接在一起，支撐桿3的上下兩端分別用鎖緊螺母2鎖緊，支撐桿3中部托起嚙 合齒輪組中的從動齒輪16，嚙合齒輪組中的主動齒輪22及其驅(qū)動飛輪20通過設(shè)在主動齒 輪22上下兩端的驅(qū)動飛輪安裝架21和驅(qū)動飛輪下安裝架23固定在固定壁19上，上托盤 5、下托盤25分別利用上托盤固定架18和下托盤固定架26固定于固定壁19上。試驗過程 中，驅(qū)動飛輪20按設(shè)計轉(zhuǎn)速度轉(zhuǎn)動時即帶動火箭沿軸線滾動、沿偏航方向運動。
由于上、下托盤5、25固定于固定壁19上，上、下轉(zhuǎn)環(huán)1、24、嚙合齒輪組16、22中的 從動齒輪16通過支撐桿3聯(lián)接后，相互約束成為一個整體，當(dāng)驅(qū)動飛輪20帶動兩個相互嚙 合的齒輪組中的主動齒輪22時，主動齒輪22即帶動從動齒輪16回轉(zhuǎn)，從動齒輪16依次帶 動上述火箭俯仰角液控型機構(gòu)、棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)回轉(zhuǎn)，從而進一步帶動模擬火箭 沿軸線滾動、沿偏航方向運動。 如圖1、2所示，火箭俯仰角液控型機構(gòu)包括安裝在上頂蓋8頂部的內(nèi)鉸支9，內(nèi)鉸 支9可通過螺栓固定在上頂蓋8上，內(nèi)鉸支9與多級伸縮油缸11連接，多級伸縮油缸11的 另一端與設(shè)在上轉(zhuǎn)環(huán)1邊緣的外鉸支17連接，利用多級伸縮油缸11伸縮帶動棘齒滑軌型 彈道模擬機構(gòu)旋轉(zhuǎn)，從而間接推動火箭沿俯仰面旋轉(zhuǎn)。試驗過程中可通過控制多級伸縮油 缸11供油流量、油壓即控制多級伸縮油缸11伸縮長度、伸縮反應(yīng)速度，從而進一步可以火 箭俯仰的速度。 如圖3所示，模擬火箭15包括一級彈體外殼31， 一級彈體外殼31內(nèi)設(shè)有模擬發(fā)動 機32，模擬發(fā)動機32的一端與吊籃33連接，吊籃33與吊盤34連接， 一級彈體外殼31與二 級彈體外殼35連接，二級彈體外殼35與彈頭罩39連接，二級彈體外殼35內(nèi)設(shè)有吊桿36， 吊桿36的一端與吊盤34連接，吊桿36的另一端與關(guān)節(jié)軸承38連接，吊桿36內(nèi)還設(shè)有測 力儀37。如圖4所示，其中，發(fā)動機外殼42內(nèi)部還設(shè)有藥柱43，藥柱43底部安裝在藥柱托 盤44上，藥柱托盤44的下部為發(fā)動機下封頭46，發(fā)動機下封頭46的下部設(shè)有發(fā)動機托環(huán) 47，發(fā)動機托環(huán)47安裝在火箭底裙49上，火箭底裙49與彈體外殼31連接，火箭底裙49與 噴管30的結(jié)合處還設(shè)有火箭底裙密封圈70，火箭底裙49上的發(fā)動機托環(huán)47處安裝有傳感 器48。 如圖5所示，在一級彈體外殼31內(nèi)的安裝有卡盤50，卡盤50與吊盤底座51連接， 吊盤底座51通過螺栓吊籃上盤52固定連接，卡盤50上部固定有吊盤拉桿67，吊籃上盤52 的下端通過吊籃拉桿68與吊籃下盤54連接，吊籃下盤54通過螺栓與發(fā)動機上封頭56連 接，吊籃下盤54上設(shè)有燃燒室工作狀況測試傳感器55和加速度傳感器57。
設(shè)計加工好上述模擬火箭零部件后，首先，組裝發(fā)動機吊裝系統(tǒng)、發(fā)動機零部件和發(fā)動機工作特性測試儀器，發(fā)動機零部件包括在發(fā)動機燃燒室內(nèi)裝好藥柱方面的工作，從 而完成模擬火箭簡易內(nèi)部件組裝工作。然后在簡易火箭內(nèi)部件基礎(chǔ)上，套裝模擬火箭彈體 外殼。套裝過程中，安放在火箭底裙上的發(fā)動機托環(huán)將發(fā)動機托放在火箭底裙上，同時有 助于彈體外殼相對發(fā)動機安裝定位，也有利于控制發(fā)動機工作時彈底裙變形造成底裙與噴 管縫隙漏氣，影響底裙傳感器工作；彈體外殼相對發(fā)動機安裝定位利用卡盤卡裝實現(xiàn)，卡盤 卡放在吊裝發(fā)動機的吊籃上盤上，防止因燃氣流引射氣流作用造成一、二級彈體外殼沿關(guān) 節(jié)軸承下滑。吊籃是發(fā)動機吊裝系統(tǒng)中新增結(jié)構(gòu)件，便于在保持原分離式模擬火箭吊盤、吊 桿結(jié)構(gòu)尺寸基礎(chǔ)上彌補因模擬發(fā)動機高度尺寸不足的技術(shù)問題，同時發(fā)動機吊裝后重心放 低，有利模擬火箭穩(wěn)定和定位。 火箭與帶棘齒滑軌的套筒同軸度控制機構(gòu)，如圖4所示，在內(nèi)套筒14的下部設(shè)置
止動桿40，止動桿40的端部卡在設(shè)在一級彈體外殼31內(nèi)的發(fā)動機外殼42上。 如圖6所示，模擬火箭止動緩沖機構(gòu)包括緩沖液壓缸10和緩沖彈簧63，在上頂蓋
8下部借助螺釘與緩沖液壓缸10的油缸套61連接，油缸套61上部的側(cè)面設(shè)有通向蓄能器
的出油管58和卸油通路59，油缸套61的下部側(cè)面設(shè)有通向通向底壓儲油罐的出油管62，
油缸套61內(nèi)設(shè)有緩沖閥60，緩沖閥60的下部通過螺栓安裝有緩沖彈簧63。 減震彈簧承受模擬火箭直接沖擊作用力后，將模擬火箭的沖擊作用力傳遞給液控
緩沖回路，緩沖回路通過液壓油一方面將模擬火箭的沖擊作用力傳遞給止動頂蓋， 一方面
傳給蓄能器及安全閥，達到逐步消化模擬火箭直接沖擊作用力的效果。液壓和減重彈簧消
化模擬火箭直接沖擊作用力時，也會反彈回一部分沖擊作用力，此時會有固定模擬火箭的
下頂蓋帶動傳遞給帶棘齒滑軌的外套筒，由帶棘齒滑軌的外套筒進一步吸收。 本發(fā)明利用三種相對獨立而又互相關(guān)聯(lián)的執(zhí)行機構(gòu)模擬并控制火箭任意點火姿
態(tài)。這三種執(zhí)行機構(gòu)分別為棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)、火箭俯仰角液控型機構(gòu)、火箭偏航
角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)。安裝時，這三種機構(gòu)由內(nèi)而外依次嵌套安裝首先，安裝棘齒滑軌型
彈道模擬機構(gòu)；此后，在棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)頂部中心安裝火箭俯仰角液控型機構(gòu)內(nèi)
鉸支；在棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)中部安裝火箭俯仰角液控型機構(gòu)的回轉(zhuǎn)套及轉(zhuǎn)動軸，從
而將火箭俯仰角液控型機構(gòu)與棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)由內(nèi)而外套裝組合起來；最后，將
火箭俯仰角液控型機構(gòu)的上、下轉(zhuǎn)環(huán)套裝在火箭偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)托架上，并由火
箭偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)托起整個試驗裝置。火箭偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)利用固定架
安裝于固定壁上。
組裝火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置的實施步驟如下
1、組裝火箭偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)
參考圖1 ，分五個子步驟完成 第一步，將上托盤固定架18、下托盤固定架26安裝于固定壁19上，將上托盤5固 定于上托盤固定架18上，將下托盤25固定于下托盤固定架26上； 第二步，將滾珠4放于上托盤5，讓上轉(zhuǎn)環(huán)1中滾珠安放槽與已經(jīng)放好的滾珠4匹 配后，蓋上上轉(zhuǎn)環(huán)l ; 第三步，將五根支撐桿3穿過從動齒輪16上的通孔后，再穿過上轉(zhuǎn)環(huán)1的螺栓孔，
用鎖緊螺母2將五根支撐桿3鎖緊，完成支撐桿3和從動齒輪16安裝工作； 第四步，將滾珠4放于下轉(zhuǎn)環(huán)24安放槽中，將五根支撐桿3穿過下轉(zhuǎn)環(huán)24螺栓孔后，由于下轉(zhuǎn)環(huán)24滾珠安放槽和下托盤25滾珠安放槽匹配，可用鎖緊螺母鎖緊支撐桿3下 端，完成下轉(zhuǎn)環(huán)24安裝工作； 第五步，將主動齒輪22和從動齒輪16嚙合后，將驅(qū)動飛輪20和從動齒輪16進行 匹配安裝，驅(qū)動飛輪20用驅(qū)動飛輪安裝架21和驅(qū)動飛輪下安裝架23固定好，驅(qū)動飛輪安 裝架21和驅(qū)動飛輪下安裝架23另一端安裝于固定壁19上。
2、組裝模擬火箭 如果圖3、4所示，分四個子步驟完成 第一步，將噴管30、吊籃33安裝于模擬發(fā)動機32上； 第二步，將吊盤34安裝于吊籃33上，將測力儀37安裝于吊桿36上后，再將吊桿 36安裝于吊盤34上； 第三步，將一級彈體外殼31經(jīng)噴管30套在模擬發(fā)動機32外面； 第四步，二級彈體外殼35與彈頭罩39聯(lián)接后，將關(guān)節(jié)軸承38穿過彈頭罩39與吊
桿36相聯(lián)接，再將二級彈體外殼35固定在一級彈體外殼31上，完成模擬火箭組裝工作。組
裝模擬火箭過程中，相應(yīng)地需要完成相關(guān)測試儀器的安裝。 模擬火箭彈底羽流特性測試傳感器安裝位置參考圖4 :模擬火箭一級彈體外殼實 際上由一級彈體外殼31、火箭底裙49和火箭底裙密封圈70組裝而成，在火箭底裙密封圈 70套前，要將發(fā)動機托環(huán)47按照設(shè)計位置放于火箭底裙49上，再將底裙羽流特性傳感器 48安裝于發(fā)動機托環(huán)47兩側(cè)，底裙羽流特性傳感器48圍繞噴管中心圓周向等角度均布。
如圖5所示，加速度傳感器57安裝在發(fā)動機上封頭56的中心，用卡盤固定；燃燒 室工作狀況工作壓力及燃氣氣溫度測試傳感器55圍繞以發(fā)動機上封頭56中心對稱布置。
3、組裝棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)并吊裝模擬火箭
分四個子步驟完成 第一步，如圖7所示，將關(guān)節(jié)軸承38安放于關(guān)節(jié)軸承座65，用關(guān)節(jié)軸承座66卡盤 固定于下頂蓋13上，用下頂蓋固定架12將下頂蓋13固定于帶棘齒滑軌的內(nèi)套筒14上。如 圖4所示，螺栓型止動桿40穿過帶棘齒滑軌的內(nèi)套筒14底部螺栓孔后，再穿過一級彈體外 殼31螺栓孔，緊定于一級彈體外殼31和發(fā)動機外殼42之間的卡環(huán)41上，完成模擬火箭初 步吊裝工作。 第二步，如圖2所示，用緊定螺釘將回轉(zhuǎn)軸固定底座29固定帶棘齒滑軌的外套筒6 上，將回轉(zhuǎn)軸28穿過回轉(zhuǎn)軸套27并用軸銷限制軸向移動，由于回轉(zhuǎn)軸套27固定于下轉(zhuǎn)環(huán) 24上，因此，完成帶棘齒滑軌的外套筒6初步固定工作。 第三步，如圖6所示，將緩沖彈簧63固定于緩沖閥60后，組裝好緩沖回路后，再將 油缸套61安裝在上頂蓋8上，用上頂蓋固定架7將上頂蓋8固定于在帶棘齒滑軌的外套筒 6上，完成液控型緩沖機構(gòu)組裝工作。 第四步，如圖1所示，將帶棘齒滑軌的內(nèi)套筒14從底部穿進帶棘齒滑軌的外套筒 6，并帶棘齒滑軌的外套筒6沿向上滑行至設(shè)計高度，并在帶棘齒滑軌的外套筒6的緊定螺 栓孔上布置好系列光學(xué)感應(yīng)片69，即完成瞬態(tài)研究條件下棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)組裝及 模擬火箭吊裝全部工作。至于準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)研究，需要在設(shè)計高度處用緊定螺釘穿過帶棘齒滑軌 的外套筒6匹配的螺栓孔，緊定于帶棘齒滑軌的內(nèi)套筒14相應(yīng)的螺紋孔64上。
4、組裝火箭俯仰角液控型機構(gòu)
如果圖2所示，由于回轉(zhuǎn)軸28已經(jīng)在回轉(zhuǎn)軸套27、回轉(zhuǎn)軸固定底座29上安裝好 了，再用緊定螺釘將內(nèi)鉸支9固定于上頂蓋8上，外鉸支17固定于上轉(zhuǎn)環(huán)l，最后將多級伸 縮油缸11安裝于內(nèi)鉸支9、外鉸支17上，即完成火箭俯仰角液控型機構(gòu)組裝工作。
權(quán)利要求
火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置，它包括棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)、偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)、火箭俯仰角液控型機構(gòu)和模擬火箭(15)，其特征在于棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)包括圓筒狀的帶棘齒滑軌的外套筒(6)和與之配合的帶棘齒滑軌的內(nèi)套筒(14)，外套筒(6)相對固定，內(nèi)套筒(14)可沿外套筒(6)向上滑行，外套筒(6)頂端固定有上頂蓋(8)，內(nèi)套筒(14)的頂部設(shè)有下頂蓋(13)，下頂蓋(13)的中間下部設(shè)有關(guān)節(jié)軸承座(65)，關(guān)節(jié)軸承座(65)內(nèi)還設(shè)有關(guān)節(jié)軸承(38)，關(guān)節(jié)軸承(38)下設(shè)有模擬火箭(15)；偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)包括嚙合齒輪組、上下轉(zhuǎn)環(huán)、上下托盤、支撐桿，上轉(zhuǎn)環(huán)(1)、下轉(zhuǎn)環(huán)(24)均通過滾珠(4)分別與上托盤(5)、下托盤(25)緊扣在一起，上轉(zhuǎn)環(huán)(1)放于上托盤(5)之上，下轉(zhuǎn)環(huán)(24)放于下托盤(25)之下，上轉(zhuǎn)環(huán)(1)、下轉(zhuǎn)環(huán)(24)利用支撐桿(3)聯(lián)接在一起，支撐桿(3)中部托起嚙合齒輪組中的從動齒輪(16)，嚙合齒輪組中的主動齒輪(22)及其驅(qū)動飛輪(20)通過設(shè)在主動齒輪(22)上下兩端的驅(qū)動飛輪安裝架(21)和驅(qū)動飛輪下安裝架(23)固定在固定壁(19)上，上托盤(5)、下托盤(25)分別利用上托盤固定架(18)和下托盤固定架(26)固定于固定壁(19)上；火箭俯仰角液控型機構(gòu)包括安裝在上頂蓋(8)頂部的內(nèi)鉸支(9)，內(nèi)鉸支(9)與多級伸縮油缸(11)的一端連接，多級伸縮油缸(11)的另一端與設(shè)在上轉(zhuǎn)環(huán)(1)邊緣的外鉸支(17)連接，下轉(zhuǎn)環(huán)(24)上設(shè)有回轉(zhuǎn)軸套(27)，回轉(zhuǎn)軸固定底座(29)設(shè)在外套筒(6)上，回轉(zhuǎn)軸(28)穿過回轉(zhuǎn)軸套(27)插入回轉(zhuǎn)軸固定底座(29)的軸孔內(nèi)。
2. 如權(quán)利要求1所述的火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置，其特征在于該裝置還設(shè)有火箭 與帶棘齒滑軌的套筒同軸度控制機構(gòu)，它包括在內(nèi)套筒(14)的下部設(shè)置止動桿(40)，止動 桿(40)穿過內(nèi)套筒(14)底部螺栓孔后，再穿過模擬火箭(15)的一級彈體外殼(31)螺栓 孔并緊定于一級彈體外殼(31)和發(fā)動機外殼(42)之間的卡環(huán)(41)上。
3. 如權(quán)利要求1所述的火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置，其特征在于該裝置還設(shè)有模擬 火箭止動緩沖機構(gòu)，模擬火箭止動緩沖機構(gòu)包括設(shè)在上頂蓋(8)下部的緩沖液壓缸(10)的 油缸套(61)，油缸套(61)上部的側(cè)面設(shè)有通向蓄能器的出油管(58)和卸油通路(59)，油 缸套(61)內(nèi)設(shè)有緩沖閥(60)，緩沖閥(60)的下部通過螺栓安裝有緩沖彈簧(63)。
4. 如權(quán)利要求1所述的火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置，其特征在于所述的模擬火箭 (15)包括一級彈體外殼(31)，一級彈體外殼(31)內(nèi)設(shè)有模擬發(fā)動機(32)，模擬發(fā)動機 (32)的一端與吊籃(33)連接，吊籃(33)與吊盤(34)連接，一級彈體外殼(31)與二級彈 體外殼(35)連接，二級彈體外殼(35)與彈頭罩(39)連接，二級彈體外殼(35)內(nèi)設(shè)有吊桿 (36)，吊桿(36)的一端與吊盤(34)連接，吊桿(36)的另一端與關(guān)節(jié)軸承(38)連接，吊桿 (36)內(nèi)還設(shè)有測力儀(37)。
5. 如權(quán)利要求1所述的火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置，其特征在于所述的模擬發(fā)動機 (32)包括發(fā)動機外殼(42)，發(fā)動機外殼(42)內(nèi)部還設(shè)有藥柱(43)，藥柱(43)底部安裝在 藥柱托盤(44)上，藥柱托盤(44)的下部為發(fā)動機下封頭(46)，發(fā)動機下封頭(46)的下部 設(shè)有發(fā)動機托環(huán)(47)，發(fā)動機托環(huán)(47)安裝在火箭底裙(49)上，火箭底裙(49)與彈體外 殼(31)連接，火箭底裙(49)與噴管(30)的結(jié)合處還設(shè)有火箭底裙密封圈(70)，火箭底裙 (49)上的發(fā)動機托環(huán)(47)處安裝有傳感器(48)。
全文摘要
本發(fā)明屬于一種火箭發(fā)動機試驗裝置，具體涉及一種火箭點火姿態(tài)模擬試驗裝置。其優(yōu)點是，發(fā)動機點火啟動后，火箭在棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)沿直線運動；火箭俯仰角液控型機構(gòu)則按火箭俯仰角變化規(guī)律控制彈體在發(fā)射面內(nèi)旋轉(zhuǎn)角度；火箭偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)則帶動棘齒滑軌型彈道模擬機構(gòu)、火箭俯仰角液控型機構(gòu)沿垂直水平面的軸線轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)動加速度、速度、角度由火箭偏航角及滾轉(zhuǎn)角控制機構(gòu)中的轉(zhuǎn)動飛輪控制。由于三個機構(gòu)在立體空間中沿三個方向控制機構(gòu)運動，則三個機構(gòu)同時工作條件下，可以按設(shè)計要求模擬火箭任意點火姿態(tài)；只有兩個機構(gòu)工作條件下，則模擬相應(yīng)組合條件下的火箭點火姿態(tài)。
文檔編號G01M15/00GK101750214SQ20081018298
公開日2010年6月23日 申請日期2008年12月15日 優(yōu)先權(quán)日2008年12月15日
發(fā)明者陳勁松 申請人:北京航天發(fā)射技術(shù)研究所