[发明专利]运载火箭起飞推力模拟加载装置

说明书

本发明提供的一种运载火箭起飞推力模拟加载装置，包括底部具有开口的机架和设置于机架的模拟加载单元。模拟加载单元包括设置于机架两端的调节机构、与调节机构连接的滑动机构、以及穿过机架开口设置用于拉动火箭发动机的施力机构。施力机构一端与滑动机构连接，另一端用于与火箭发动机连接。施力机构用于对火箭发动机施加作用力，调节机构用于调节滑动机构在机架中的位置，以调整施力机构对火箭发动机的施力角度。滑动机构处于零位时，施力机构对火箭发动机施加轴向推力加载；调节机构控制滑动机构处于零位以左时，施力机构对火箭发动机施加向左的切向摆动力；调节机构控制滑动机构处于零位以右时，施力机构对火箭发动机施加向右的切向摆动力。

技术领域

本发明涉及模拟运载火箭起飞推力技术领域，特别是涉及一种运载火箭起飞推力模拟加载装置。

背景技术

在运载火箭的牵制缓释装置功能性和可靠性试验中，通常需要模拟运载火箭起飞时的推力。不仅要求施加的模拟推力载荷可以覆盖缓释过程中发动机推力变化曲线，同时要求适应火箭发动机的摆动角度和火箭起飞行程。尤其在多个发动机并联设置后，验证牵制缓释装置的系统功能性试验时，需要在发动机布局空间紧凑的情况下设计模拟推力加载装置。

因此，提供一种运载火箭起飞推力模拟加载装置是目前要解决的问题。

发明内容

为解决相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种运载火箭起飞推力模拟加载装置，将模拟加载单元依托于机架设置后与火箭发动机连接，通过简单灵活的调整模拟加载单元，带动火箭发动机实现轴向力加载及切向来回摆动。还具有架构组成精简、布局紧凑、调整灵活、并联拓展等优点。相对于现有技术，本发明大幅降低了制造成本，且推力模拟加载效果更加符合试验要求。

本发明提供的一种运载火箭起飞推力模拟加载装置，包括底部具有开口的机架和设置于所述机架的模拟加载单元。所述模拟加载单元包括设置于所述机架两端的调节机构、与所述调节机构连接的滑动机构，以及穿过所述机架开口设置用于拉动火箭发动机的施力机构。所述施力机构一端与所述滑动机构连接，另一端用于与火箭发动机连接。所述施力机构用于对火箭发动机施加作用力，所述调节机构用于调节所述滑动机构在所述机架中的位置，以调整所述施力机构对火箭发动机的施力角度。

具体地，当所述滑动机构处于零位时，所述施力机构对火箭发动机施加轴向推力载荷；利用所述调节机构控制所述滑动机构处于零位以左时，所述施力机构对火箭发动机施加轴向及向左的切向摆动力；利用所述调节机构控制所述滑动机构处于零位以右时，所述施力机构对火箭发动机施加轴向及向右的切向载荷。

在一个实施例中，所述调节机构包括与设置于机架两端的第一作动器和第二作动器，所述滑动机构设置于所述第一作动器和所述第二作动器之间。所述第一作动器用于调整所述施力机构使其保持拉直施力，所述第二作动器用于控制所述滑动机构的移动。

在一个实施例中，所述滑动机构包括设置于所述第一作动器与所述第二作动器之间的滑轨、靠近所述第二作动器设置于所述滑轨的动滑轮、以及靠近所述第一作动器依次设置于所述滑轨的滑动支座和驱动件。所述驱动件一端与所述滑动支座固定连接，另一端与绕过所述动滑轮的所述施力机构连接。所述驱动件用于模拟火箭发动机推力，并通过所述施力机构作用于火箭发动机。所述第一作动器控制所述滑动支座在所述滑轨上移动，以保持所述施力机构对火箭发动机拉直施力，所述第二作动器控制所述动滑轮在所述滑轨上移动，顺势拉动所述施力机构，以模拟火箭发动机的摆动角度。

在一个实施例中，所述驱动件上设有用于采集其模拟的火箭发动机推力数值的力传感器。

在一个实施例中，所述滑动支座设有用于测量滑动支座位移的第一位移传感器，所述动滑轮设有用于测量动滑轮位移的第二位移传感器，所述火箭发动机设有用于测量火箭发动机起飞距离的第三位移传感器。根据所述第一位移传感器测得的移动位移、所述第二位移传感器测得的移动位移和所述第三位移传感器测得的轴向位移，计算并控制火箭发动机的摆动角度。