[发明专利]一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置

说明书

本发明公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置，属于喉栓发动机地面测试领域。本发明包括驱动机构和仿真机构；驱动机构包括电机固定盖、步进电动机、滑动标杆、电机固定筒、运动限制螺母、第一运动传递板、紧固螺母、第二运动传递板、第一喉栓连杆、拉压力传感器、第二喉栓连杆密封圈、位移传感器、运动连杆；仿真机构包括前封头、弹簧固定件、左固定筒、后封头、压缩弹簧、螺杆、压力传感器座、喉栓。本发明能够实现喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试，优点如下：(1)实现不同推力、不同压强下试验的验证；(2)实现对发动机喉栓的闭环控制；(3)测试成本低，获取数据多，(4)结构简单、耐用性好；(5)驱动机构质量轻。

技术领域

本发明涉及一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置，属于喉栓发动机地面测试领域。

背景技术

固体火箭发动机可控性较差，固体推进剂以装药形式全部贮存在燃烧室内，一经点燃，燃面即按照预定规律变化，在工作过程中无法根据实际需要随机调节推力大小，或实现多次启动，因而大大限制了固体火箭发动机的应用和发展,有些武器型号还不得不采用液体火箭发动机作为导弹末端修正的动力装置，许多容积受限制的空间飞行器中也不得不采用难于长期贮存以及体积比冲小的液体燃料发动机或者燃气发生器。因此，先进的推力调节技术一直是固体火箭发动机发展的重要方向之一。

当前，试验测试主要依靠热点火试验方法获取变推力喉栓的响应时间和控制精度，但由于存在设备加工周期长、点火时间短、材料烧蚀的制约，存在测试成本高、误差大、获取数据有限等缺点，在硬件设施和技术指标等方面均不能很好地满足喉栓变推力响应时间和控制精度的要求。20世纪六七十年代开始，国外就已经开始对固体火箭发动机推力控制技术进行了大量的研究。由于计算条件等的限制，这一时期对固体火箭发动机推力调节技术的研究主要以试验研究为主，Aerojet、Thiokol以及高级弹道导弹防御等都做出了大量试验研究。其中Aerojet是这方面研究的先驱，在上世纪60年代最先开始研究固体推进可控技术，实现了22250N到1335000N推力的变化范围。这些系统采用中等含能推进剂和液压驱动，控制系统由于采用简易电脑和反馈系统，响应时间和控制精度受到一定限制。这一时期虽然通过大量试验实现了发动机推力调控，取得了一定的成功，但由于在密封以及重量限制等方面的原因，这些试验方案并未真正应用到实际中。八九十年代以后随着机械、电子以及密封技术等各行业技术的进步，以及对固体火箭发动机推力控制技术的迫切需求，使得固体火箭发动机推力控制技术得到进一步广泛研究和试验。然而由于实验手段以及测试技术的限制，变推力喉栓固体火箭发动机在试验验证方面存在以下问题：1)发动机功能单一，难以实现不同推力、不同压强下试验的验证；2)发动机不可重复使用，喉栓和喷管材料烧蚀严重；3)国内目前对喉栓发动机的内弹道调节基本都采用了开环控制方式，而要实现发动机推力的随机控制，需要实现对发动机喉栓的闭环控制；4)测试成本高，获取数据少，有限的数据对控制系统的响应时间难以有效的验证；5)部分发动机喉栓驱动系统采用辅助液压驱动方式，结构复杂，采用电子机械驱动方式结构大大简化，消极质量相应也会减少。

发明内容

为了解决现有喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置结构功能单一、结构复杂、耐用性差的问题，本发明公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置要解决的技术问题是实现喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试，具有如下优点：(1)实现不同推力、不同压强下试验的验证；(2)实现对发动机喉栓的闭环控制；(3)测试成本低，获取数据多，(4)结构简单、耐用性好；(5)驱动机构质量轻。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置包括驱动机构和仿真机构。所述的驱动机构包括电机固定盖、步进电动机、滑动标杆、电机固定筒、运动限制螺母、第一运动传递板、紧固螺母、第二运动传递板、第一喉栓连杆、拉压力传感器、第二喉栓连杆、密封圈、位移传感器、运动连杆。所述仿真机构包括前封头、弹簧固定件、左固定筒、后封头、压缩弹簧、螺杆、压力传感器座、喉栓。