[发明专利]一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置

说明书

本发明属于固体火箭发动机地面试验技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置。本发明主要包括固体火箭发动机、测量组件、自旋组件和固支组件。固支组件由前后连接件、套筒和套筒抱紧圆环固连，起支承作用；测量组件由压力传感器、推力传感器和固定基座组成，与前连接件和固体火箭发动机固定；自旋组件由滚珠花键组、发动机工装、石墨套筒、弹簧和预紧端盖组成，将发动机固定后与固支组件进行连接。高速自旋试验开始后，固支组件通过滚珠花键组带动固体火箭发动机高速自旋，达到预定转速后发动机点火产生推力，通过滚珠花键组实现轴向移动，可测得推力‑时间曲线，压力传感器与发动机直接连接，可测得压力‑时间曲线。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机地面试验技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置。

背景技术

为保证弹体或飞行器轨道的稳定性，增加射程，现有航天器常采用弹体绕自身轴线旋转的方式，即通过“高速自旋”来降低推力偏心和制造不对称对轨道稳定性的影响，减小弹着散布。在底排火箭复合增程弹中，底排药燃烧产生的气体填充高速运动的弹尾真空区，减少弹头与弹尾的压力差，减小飞行阻力，增加射程。然而在高速旋转条件下，固体火箭发动机的工作性能将受到很大的影响，如点火延迟增加、燃速增大、绝热层烧蚀加剧等。因此，在设计地面高速自旋火箭发动机试验平台和试验过程中，需要对固体火箭发动自旋状态下工作特性进行考核测试，准确获取推力-时间曲线和压力-时间曲线，为高速自旋固体火箭发动机的设计和装药研制提供试验参考。

现有自旋试验台的设计方案中，压力常采用间接测试，或者通过公式利用推力数据计算得出，有比较大的误差，采用这样的压力数据对发动机进行改进时，达不到较好的效果，还有可能发生爆炸。对于在轴向上具有自由度以便测试推力的方案，现有方案的摩擦力较大，且在发动机达到预期转速前，发动机可能由于振动、动不平衡等原因在轴向上来回移动，影响整体动平衡，使试验装置达不到预期转速，严重时可能在发动机点火后发生安全事故。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术高速自旋状态下固体火箭发动机的推力-时间曲线和压力-时间曲线测试不准确的问题，提供一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置。

本发明的目的是通过下述技术实现的。

一种固体火箭发动机高速自旋试验抱紧装置，包括前连接件、后连接件、套筒和套筒抱紧圆环；前连接件、套筒和后连接件依次固定连接；套筒抱紧圆环环绕在套筒外侧，用于提高套筒的可靠性；测量组件与自旋组件分别固定在前连接件和套筒内部；

测量组件的推力传感器固定安装在推力传感器基座上；所述推力传感器基座和数据采集卡固定在前连接件侧壁上；所述数据采集卡用于采集推力传感器和压力传感器的数据；

自旋组件包括：预紧端盖、空心花键轴、滚珠花键母基座、橡胶圈、发动机头部工装、石墨套筒、发动机尾部工装、固体火箭发动机、压力传感器基座、压力传感器、滚珠花键母和弹簧；

预紧端盖固定连接在空心花键轴的端部；空心花键轴的另一端与固体火箭发动机固定连接；压力传感器与焊接在固体火箭发动机上的压力传感器基座固连；将此结构称为轴向滑移部件；

前连接件与滚珠花键基座固定连接，滚珠花键基座和滚珠花键母固定连接，滚珠花键母内部为空心花键轴，空心花键轴跟随滚珠花键母一起转动，且能够在滚珠花键母内部实现轴向移动。前连接件转动，带动滚珠花键基座转动，进而带动滚珠花键母和空心花键轴转动；

预紧端盖内部放置弹簧，弹簧的一端抵在滚珠花键母上，另一端抵在预紧端盖内部，从而将轴向滑移部件抵在推力传感器上的承力端面；此时弹簧压缩，施加预紧力，轴向滑移部件具有轴向自由度，但在轴向上克服预紧力后方能移动；

发动机尾部基座与后连接件、石墨套筒固连，石墨套筒内部为中空结构，放置固体火箭发动机；石墨套筒与固体火箭发动机同步自旋的同时起支承固体火箭发动机的作用，石墨套筒自身自带石墨，有润滑减小摩擦力的作用，固体火箭发动机可在其内部轴向自由移动；