一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置
本发明涉及安全性试验技术领域，具体涉及一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置。包括底板、底座、底部辅助支撑、中间支撑组件、接长柱、调整座、上立柱、上压板、后裙转接座及承力框，两组底座在底板上呈矩形分布，通过连接螺栓安装固定；底座立柱中间与底部辅助支撑组件连接；中间支撑组件的四个孔穿过底座立柱落在调节螺母上；底座立柱顶部连接接长柱，上立柱圆柱端插入接长柱的另一端；立式试验装置的上半段也设置有中间支撑组件，通过调整座和锁紧螺栓II将上立柱的圆柱段固定；发动机前裙与底板间采用承力框连接，发动机后裙连接有后裙转接座和上压板，上压板穿过四根立柱。本发明已成功应用于立式发动机安全性试验中，相关参数全部获得。
发明专利
CN202311620849.4
2023-11-30
CN117569950A
2024-02-20
F02K9/96(2006.01)
内蒙航天动力机械测试所
孔海瑞;贺磊;周森;韩用;杜国斌;武占伟
010076 内蒙古自治区呼和浩特市赛罕区黄河少镇南地村
内蒙古;15
1.一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于，包括：底板(1)、底座(2)、底部辅助支撑(3)、调节螺母(4)、中间支撑组件(5)、接长柱(6)、锁紧螺栓I(7)、调整座(8)、锁紧螺栓II(9)、上立柱(10)、上压板(11)、后裙转接座(12)、承力框(14)及连接螺栓(15)， 所述底板(1)通过螺栓固定在混凝土地面上，两组底座(2)在底板(1)上呈矩形分布，通过连接螺栓(15)安装固定；底座(2)中间部位焊接有螺纹座，底部辅助支撑组件(3)与其配合，用于压紧发动机燃烧室外壁； 底座(2)立柱的顶部设计为螺纹结构，中间支撑组件(5)的四个孔穿过立柱落在调节螺母(4)上，通过上方的调节螺母(4)压紧固定； 底座立柱顶部螺纹连接接长柱(6)，上立柱(10)圆柱端插入接长柱(6)的另一端； 立式试验装置的上半段也设置有中间支撑组件(5)，通过调整座(8)和锁紧螺栓II(9)将上立柱(10)的圆柱段固定，方便支撑固定位置的调节，限位固定发动机； 发动机前裙与底板间采用承力框(14)连接，通过螺栓进行固定，发动机后裙连接有后裙转接座(12)和上压板(11)，上压板(11)穿过四根立柱，通过螺栓将其固定。 2.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述底部辅助支撑(3)由调节螺杆(3-1)、压弧(3-2)、阶梯螺栓(3-3)及毛毡缓冲层(3-4)组成，所述调节螺杆(3-1)一端与底座立柱中间部位焊接的螺纹座连接，另一端通过阶梯螺栓(3-3)与压弧(3-2)固定连接，所述压弧(3-2)中间设计为凹槽通孔、背面为平面结构，另一面粘有毛毡缓冲层(3-4)。 3.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述中间支撑组件(5)由承接底板(5-1)、支撑座(5-2)、连接螺栓(5-3)、调节杆(5-4)、锁紧螺母(5-5)、导向螺栓(5-6)和压弧(5-7)组成，四个支撑座(5-2)对称均匀分布在承接底板(5-1)，通过连接螺栓(5-3)连接固定，调节杆(5-4)与压弧(5-7)通过调节螺纹连接，压弧(5-7)与调节杆(5-4)嵌入支撑座(5-2)中，导向螺栓(5-6)从支撑座(5-2)顶部拧入，螺栓头伸入压弧(5-7)的键槽内，起到防转导向的作用。旋转调节杆(5-4)，压弧(5-7)可顺畅伸出缩回，起到固定发动机的作用。 4.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：该试验装置还包括有锁紧螺栓I(7)，四个锁紧螺栓I(7)分别将接长柱(6)和上立柱(10)连接在一起，提高单根长立柱的刚度。 5.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述承力框(14)中间镂空，保护发动机突出的前封头，试验过程中保证头部固定可靠。 6.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述上压板(11)除立柱穿孔外，还设计有四个吊装孔，方便承力框、发动机、后裙转接座、上压板的整体吊装，同时也可减轻工装质量。 7.根据权利要求2所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述底部辅助支撑(3)对称布置，压弧(3-2)包角60°，将发动机可靠的抱紧，同时不影响外界刺激源对发动机的撞击。 8.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述后裙转接座(12)与上压板(11)设有同样数量的连接孔，方便上压板与后裙转接座相对位置的调节。 9.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机立式试验装置，其特征在于：所述上压板(11)除用于立柱的四个大孔外，还对称设计了四个小孔，边缘倒钝，压板与发动机连接完成后用于发动机的整体吊装，便于发动机的安装固定。