技术领域
[0001] 本
发明涉及固体
火箭发动机静止试验推力测量技术领域，具体为一种异形发动机推力测量装置。
背景技术
[0002] 固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及
航天器发射和飞机
起飞的助推发动机。从某种程度上来说，它是这些设备的心脏，它对于这些设备的正常运作起着至关重要的作用。
[0003] 固体火箭发动机从开始研制到交付使用之前必须通过一系列严格的试验，对其结构可靠性、性能参数、使用寿命和适应性等作出评价，此外，试验也为发展新技术、改进设计以及在使用过程中出现的故障进行原因分析提供依据。
[0004] 发动机试车架是对火箭发动机进行点火试验的专用设施。试车架是将发动机按所要求的试验状态
定位和固定在试车台上的一种试验设备，它直接参与推力、
姿态控制力、瞬态推力和负推力的测量。试车架一方面要保证发动机正确的定位和连接，另一方面要与试车台体正确定位和连接，使发动机在试车过程中保持规定的
位置和状态，保证各种参数的测量。能够在发动机试验中得到不失真的发动机推力曲线是发动机试车架设计的关键要素。
[0005] 某型号固体火箭发动机由于形状较特殊，前端细长，中部具有台阶结构，如图1所示，现有的发动机试车架无法可靠
支撑整个固体火箭发动机，需要设计专
门的异形发动机推力测量装置。
发明内容
[0006] 为解决
现有技术存在的问题，本发明提出一种异形发动机推力测量装置，其中采用了特殊设计的传力装置进行推力测量，并在传力装置中增加了前部辅助支撑，辅助支撑通过加强环来紧固，保持试验中发动机与传力装置的一体性。整个试验架采用卧式结构，动架与定架之间采用滚球支撑，前端设计防扭装置，解决发动机在试验过程中产生的
滚转力矩，完成对此异形发动机的推力测量。
[0007] 本发明的技术方案为：
[0008] 所述一种异形发动机推力测量装置，包括承力组件、测力
传感器、定架、支撑弧座；其特征在于：还包括传力装置、四米动架平台、防扭装置和侧向限位装置；
[0009] 所述四米动架平台安装在定架上，并采用滚球支撑；所述侧向限位装置采用导向轮
支架，对四米动架平台实施侧向限位和压紧；
[0010] 在所述四米动架平台上安装有支撑弧座，其中位置对应异形发动机后部大直径段的支撑弧座直接支撑异形发动机后部大直径段，位置对应异形发动机前部小直径段的支撑弧座通过加强环、传力装置和辅助支撑件来支撑异形发动机前部小直径段；
[0011] 所述传力装置由多根传力杆、多个连接环、前端板和后端传力环组成，多个平行布置的连接环将多根传力杆组成周向均布的环形结构，传力杆两端分别与前端板和后端传力环连接，其中前端板中心同轴连接测力传感器，测力传感器与承力组件同轴配合；后端传力环与异形发动机后部大直径段的前裙同轴固定连接；
[0012] 在后端传力环下部有防扭凸起，能够与防扭装置配合，所述防扭装置固定在四米动架平台上。
[0013] 进一步的优选方案，所述一种异形发动机推力测量装置，其特征在于：所述后端传力环的后端面外侧为斜面；内侧为台阶面；内侧台阶面与异形发动机后部大直径段的前裙套接配合，外侧斜面上开有若干沿周向均布的径向连接孔；连接孔内安装机械等级不低于6.8的M10
螺栓连接后端传力环与前裙。
[0014] 进一步的优选方案，所述一种异形发动机推力测量装置，其特征在于：在异形发动机前部小直径段上，采用加强环套在传力装置上，加强环外侧与支撑弧座配合，加强环内侧沿周向均布有多个辅助支撑件支撑异形发动机前部小直径段；所述辅助支撑件后端通过连接螺栓径向固定在加强环上，前端通过弧形支撑垫与异形发动机前部小直径段贴合。
[0015] 进一步的优选方案，所述一种异形发动机推力测量装置，其特征在于：所述防扭装置包括底座、防扭螺栓；所述底座通过T型螺栓固定安装在四米动架平台上；所述底座上布置有两个沿异形发动机轴向的连接
块，在连接块上安装防扭螺栓，两个防扭螺栓相向布置，抵紧后端传力环下部的防扭凸起。
[0016] 进一步的优选方案，所述一种异形发动机推力测量装置，其特征在于：所述防扭螺栓采用材料为45
钢或
合金钢的M24螺栓。
[0017] 进一步的优选方案，所述一种异形发动机推力测量装置，其特征在于：所述T型螺栓采用机械等级不低于12.9的M24螺栓。
[0018] 有益效果
[0019] 使用该推力测量试验装置已成功完成多次该型号发动机的内部试验数据测量，试后发动机结构完整，成功获得所需的各项数据。
[0020] 1).完全满足发动机地面试验工装的各项指标要求，且
精度高，试验数据和理论计算值吻合程度较高；
[0021] 2).在满足
基础的要求外，该测力装置对于该不规则形状固体火箭发动机，有易安装，好拆卸，方便调整等优点，节省人力物力的基础上，安全性提高；
[0022] 3).通用性设计，该测力装置在发动机一定
载荷范围内，可方便快捷的完成试验任务，对于今后不规则形状固体火箭发动机测力装置的设计给出了具体指导方向。
[0023] 本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
[0024] 本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对
实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
[0025] 图1：异型发动机结构示意图；
[0026] 图2：推力测量装置结构总图；
[0027] 图3：传力装置剖视图；
[0028] 图4：传力装置主视图；
[0029] 图5：传力装置局部放大图；
[0030] 图6：A-A剖视图；
[0031] 图7：B-B剖视图；
[0032] 图8：M10螺栓校核计算；(a)不满足要求计算结果；(b)满足要求计算结果；
[0033] 图9：防扭螺栓强度校核计算；
[0034] 图10：T型螺栓强度校核计算。
[0035] 其中：1、承力组件；2、测力传感器；3、传力装置；4、四米动架平台；5、防扭装置；6、定架；7、侧向限位装置；8、支撑弧座。
具体实施方式
[0036] 下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
[0037] 异形发动机如图1所示，前端细长；为了适应发动机外形尺寸，结合试验台实际情况，制定了如图2所示的设计方案。整个异形发动机推力测量装置，包括承力组件、测力传感器、定架、支撑弧座、传力装置、四米动架平台、防扭装置和侧向限位装置。
[0038] 整个试验架采用卧式结构，四米动架平台安装在定架上，并采用滚球支撑；所述侧向限位装置采用导向轮支架，对四米动架平台实施侧向限位和压紧。
[0039] 在所述四米动架平台上安装有支撑弧座，其中位置对应异形发动机后部 大直径段的支撑弧座直接支撑异形发动机后部大直径段，位置对应异形发动机前部 小直径段的支撑弧座通过加强环、传力装置和辅助支撑件来支撑异形发动机前部小直径段。
[0040] 所述传力装置由多根传力杆、多个连接环、前端板和后端传力环组成，多个平行布置的连接环将多根传力杆组成周向均布的环形结构，传力杆两端分别与前端板和后端传力环连接，其中前端板中心同轴连接测力传感器，测力传感器与承力组件同轴配合；后端传力环与异形发动机后部大直径段的前裙同轴固定连接。
[0041] 在后端传力环下部有防扭凸起，能够与防扭装置配合，所述防扭装置固定在四米动架平台上。
[0042] 如图5所示，所述后端传力环的后端面外侧为斜面，内侧为台阶面；内侧台阶面与异形发动机后部大直径段的前裙套接配合，外侧斜面上开有若干沿周向均布的径向连接孔；连接孔内安装M10螺栓连接后端传力环与前裙。
[0043] 对传力杆进行强度校核计算：
[0044] 发动机最大推力370kN，传力架压杆轴线与
水平轴线夹
角0°。
[0045] 每根杆的压弯临界载荷
[0046]
[0047] 式中：E—
弹性模量，取206GPa；I—惯性矩， μ—长度系数，取2；l—压杆长度，1731mm；
[0048]
[0049] 采用6根杆均布设计，其安全系数为
[0050]
[0051] 对M10螺栓进行强度校核计算：
[0052] 发动机滚转力矩12310N·m，换算出发动机前裙切向力为35.8kN，每个M10螺栓受0.8kN剪切力。如图8所示，必须采用6.8级以上的M10螺栓。
[0053] 如图6所示，在异形发动机前部小直径段上，采用加强环套在传力装置上，加强环外侧与支撑弧座配合，加强环内侧沿周向均布有多个辅助支撑件支撑异形发动机前部小直径段；所述辅助支撑件后端通过连接螺栓径向固定在加强环上，前端通过弧形支撑垫与异形发动机前部小直径段贴合。
[0054] 如图7所示，所述防扭装置包括底座、防扭螺栓；所述底座通过T型螺栓固定安装在四米动架平台上；所述底座上布置有两个沿异形发动机轴向的连接块，在连接块上安装防扭螺栓，两个防扭螺栓相向布置，抵紧后端传力环下部的防扭凸起。
[0055] 防扭螺栓强度校核计算，如图9所示，要采用材料为45钢或
合金钢的M24螺栓可满足强度要求。
[0056] T型螺栓强度校核计算，如图10所示，要采用机械等级不低于12.9的M24螺栓可满足强度要求。
[0057] 尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、
修改、替换和变型。
