[发明专利]捆绑火箭风洞缩比模型组件

说明书

本发明提供了一种捆绑火箭风洞缩比模型组件，包括：芯级；助推器；第一连接组件，第一连接组件包括固定支耳、连接轴结构和旋转支耳，连接轴结构连接在固定支耳和旋转支耳之间；第二连接组件，第二连接组件包括球形螺栓和球碗；芯级和助推器通过第一连接组件和第二连接组件相连。本发明的技术方案有效地解决了现有技术中模拟捆绑火箭的风载试验时对应力应变影响较大的问题。

技术领域

本发明涉及火箭装置的技术领域，具体而言，涉及一种捆绑火箭风洞缩比模型组件。

背景技术

火箭地面风载荷是箭体结构特别是尾部结构的主要设计载荷，风载荷研究对于火箭结构设计具有重要意义。由于火箭地面风激载荷响应与火箭表面细部结构外形、动特性和风场环境密切相关，无论是理论预示、数值仿真，还是以往型号火箭的风载试验，均无法给出可用的结果。工程中主要依靠缩比模型风洞吹风试验与分析来确定火箭竖立状态的风载。

用于风洞试验的捆绑火箭缩比模型相比实物火箭需要满足一定的相似性要求，其中芯级与助推器之间的连接结构按照真实捆绑装置传力形式进行设计。根据捆绑火箭风洞缩比模型设计需要，中芯级和助推器通过上下两个连接组件进行连接。由于缩比模型芯级与助推器之间的空间有限，将旋转支耳和双轴接头结构组件、球形螺栓和球碗结构组件装配到捆绑火箭风洞缩比模型时，在组件一侧通过螺钉与筒段进行连接，在组件另一侧需要对筒段进行开口再设计。筒段结构大开口将明显降低其承载性能，捆绑火箭缩比模型进行风洞试验时，风速高达60～80m/s，筒段结构开口会对其应力应变产生很大的影响，进而影响试验的进行。

发明内容

本发明提供了一种捆绑火箭风洞缩比模型组件，解决了现有技术中模拟捆绑火箭的风载试验时对应力应变影响较大的问题。

根据本发明的一方面，提供了一种捆绑火箭风洞缩比模型组件，包括：芯级；助推器；第一连接组件，第一连接组件包括固定支耳、连接轴结构和旋转支耳，连接轴结构连接在固定支耳和旋转支耳之间；第二连接组件，第二连接组件包括球形螺栓和球碗；芯级和助推器通过第一连接组件和第二连接组件相连；芯级的载荷大于等于助推器的载荷时，固定支耳与芯级通过螺钉相连，且球形螺栓与芯级通过螺钉相连，助推器的筒壁具有第一安装孔和第二安装孔，旋转支耳穿设在第一安装孔内并与助推器的筒壁相连，第二连接组件穿设在第二安装孔内，且球碗与助推器和球形螺栓相连；助推器的载荷大于等于芯级的载荷时，固定支耳与助推器通过螺钉相连，且球形螺栓与助推器通过螺钉相连，芯级的筒壁具有第一安装孔和第二安装孔，旋转支耳穿设在第一安装孔内并与芯级的筒壁相连，第二连接组件穿设在第二安装孔内，且球碗与芯级和球形螺栓相连。

进一步地，球形螺栓包括螺杆和连接盘，连接盘位于螺杆的中部，螺杆的中心轴和连接盘的中心轴相重合，连接盘朝向球头连接模拟组件的第一端的一侧为球形凹面；球碗包括球碗本体和连接部，连接部连接在球碗本体上，球碗本体与球形凹面相适配地至少部分地位于球形凹面内，球碗本体的中心具有过孔，螺杆穿设在过孔内；螺杆的第一端与螺母相连和/或螺杆的第二端与螺母相连。

进一步地，球碗本体的凹陷方向为由载荷大至载荷小的方向，球面主体的外壁面与球形凹面的内壁面相适配。

进一步地，球头连接模拟组件还包括球面垫块，球面垫块与球碗本体的内壁面相配合的表面为球面，球面垫块具有通孔，螺杆穿过通孔，螺杆的中心轴与球面垫块的中心轴同轴设置，球面垫块的原理球面的一侧的表面为平面。

进一步地，螺杆包括锥形段，在载荷大至载荷小的方向上锥形段的直径由小至大，通孔为与锥形段相适配的锥形通孔，锥形段位于锥形通孔内。

进一步地，第二连接组件还包括内垫块，内垫块设置在载荷大的内壁面和连接部之间。

进一步地，第二连接组件还包括外垫块，外垫块设置在载荷大的外壁面，螺钉依次穿过外垫块、载荷大的壳体、内垫块和连接部固定。

进一步地，第二连接组件还包括侧向外垫块，侧向外垫块挤压在连接盘和载荷小的壳体的外壁面之间。