CN205785819U - 一种用于火箭发动机地面点火试验的测试装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种用于火箭发动机的地面点火试验的测试装置，所述测试装置包括台架组件、工作传感器、推力架、过渡架以及抱箍；所述抱箍、过渡架、推力架以及工作传感器从后至前依次设置于所述台架组件的顶端，且所述过渡架、推力架以及工作传感器位于所述抱箍的中心轴上。所述测试装置还可以包括第二压力传感器压板、第二压力传感器、油缸、转接件以及油缸导杆。本实用新型通过抱箍和过渡架对火箭发动机进行固定，抱箍和过渡架可更换，从而适应不同型号的火箭发动机的地面点火实验，适用面广，同时可对工作压力传感器进行原位校准，从而提高了测试精度，有效的降低了测试装置的测量误差。

Description

一种用于火箭发动机地面点火试验的测试装置

技术领域

本实用新型属于固体火箭发动机地面点火试验技术领域，更具体地，涉及一种用于火箭发动机地面点火试验的测试装置。

背景技术

火箭发动机地面点火试验具有测试火箭发动机瞬态推力、燃烧室压力及其他重要参数的功能，地面点火试验作为火箭发动机性能鉴定和设计改进的主要方式之一，对火箭发动机产品的检验和新型号的研制具有重要意义。试验中测试***的性能影响到推力及压力等试验性能参数，从而影响着试验结果的精度和试验的周期。

在测试装置方面，航天科工集团目前多采用承力墩与安装平台分离式的测试装置，在传感器校准时容易使承力墩和安装平台的产生相对位移，影响推力传感器推力的校准，从而导致点火试验的推力测量精度低。此外分离式的测试装置在每次火箭发动机地面点火试验时都需要将安装平台和承力墩进行安装固定，导致试验前需要花费较长的准备工作；同时，目前的测试装置多为专用特定的型号定制，针对不同的型号需要不同的测试装置，从而提高了测试成本。所以在发动机地面试车领域亟需一种测试精度良好、测试效率高以及***运行稳定的通用测试***。

实用新型内容

针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本实用新型提供了一种用于火箭发动机地面点火试验的测试装置，其目的在于解决现有的测试装置固定不便、适用性差以及精度低的问题。

为实现上述目的，按照本实用新型的一个方面，提供了一种用于火箭 发动机的地面点火试验的测试装置，包括台架组件、第一压力传感器、推力架、过渡架以及抱箍；所述台架组件位于底部，所述抱箍设置于所述台架组件顶部的后方，其轴线与所述台架组件的长度方向平行，所述第一压力传感器设置于所述台架组件顶部的前方，所述过渡架设置于所述第一压力传感器的后方，所述过渡架的后端连接推力架的前端；所述抱箍、过渡架、推力架以及第一压力传感器同轴；所述抱箍用于从周向上固定火箭发动机，使所述火箭发动机位于所述抱箍的中心轴上，所述过渡架用于从轴向上固定火箭发动机，所述第一压力传感器用于测量火箭发动机向前的推力。

优选地，所述测试装置还包括第二压力传感器压板、第二压力传感器(1)、油缸、转接件以及油缸导杆；所述第二压力传感器压板、第二压力传感器(1)以及油缸从前至后依次连接，所述油缸设置于所述第一压力传感器的前方，所述转接件的前端连接所述第一压力传感器的后端，所述转接件的后端连接所述推力架的前端，且所述第二压力传感器压板、第二压力传感器(1)、油缸、转接件以及油缸导杆与所述第一压力传感器同轴；所述油缸导杆设置于所述油缸的侧面，所述油缸导杆的前端连接所述第二压力传感器压板，所述油缸导杆的后端连接所述转接件；所述油缸用于发出向前的推力，所述第二压力传感器用于测量所述油缸发出的推力，所述第二压力传感器压板用于将所述推力反向，所述油缸导杆用于将所述反向的推力传递给转接件，所述转接件用于将所述反向的推力传递给第一压力传感器。

作为进一步优选地，所述测试装置还包括承力墩，所述承力墩设置于所述台架组件的顶部，且所述承力墩用于支撑所述油缸，所述承力墩的侧面固定有导杆套筒，所述导杆套筒套设于所述油缸导杆的周向；所述承力墩用于固定所述油缸，所述导杆套筒用于从周向上固定所述油缸导杆。

优选地，所述台架组件包括安装平台、定架以及动架；所述安装平台位于底部，所述定架固定于所述安装平台的顶部，所述动架通过多个支撑 板簧固定于所述定架的顶部，所述抱箍固定于所述动架的顶部；所述支撑板簧用于减少所述动架在前后方向的运动阻力，所述安装平台用于减少所述定架与地面的相对位移。

作为进一步优选地，所述动架包括倒T型凹槽，所述倒T型凹槽沿前后方向设置，所述抱箍的下端设置有与所述倒T型凹槽配合的T型螺栓，所述倒T型凹槽与T型螺栓用于将所述动架以及所述抱箍相对固定。

作为进一步优选地，所述动架与所述定架之间设置有多个第一升降支撑柱；所述第一升降支撑柱用于调节自身的高度，并在所述测试装置处于非工作状态时，其上端支撑动架，在所述测试装置处于工作状态时，其上端远离动架，以免影响实验数据的收集。

优选地，在所述推力架与所述台架组件之间设置有第二升降支撑柱；所述第二升降支撑柱用于调节自身的高度，并在所述测试装置处于非工作状态时，所述第二升降支撑柱的上端支撑推力架，在所述测试装置处于工作状态时，所述第二升降支撑柱的上端远离推力架，以免影响实验数据的收集。

优选地，所述抱箍包括上固定环以及下固定环，所述上固定环以及下固定环之间通过固定装置连接，用于将火箭发动机固定于上固定环以及下固定环之间。

优选地，所述过渡架为圆柱体，用于根据火箭发动机的体积进行更换，以固定不同型号的火箭发动机。

总体而言，通过本实用新型所构思的以上技术方案与现有技术相比，具有下列有益效果：

1、本实用新型通过抱箍和过渡架对火箭发动机进行固定，根据不同型号火箭发动机，可更换不同直径和长度抱箍和过渡架，从而适应不同型号火箭发动机的地面点火实验；

2、采用第二压力传感器压板、第二压力传感器、油缸、转接件等装置 对工作压力传感器进行原位校准，从而提高了测试精度，有效的降低了测试装置的测量误差；

3、动架和定架之间采用支撑板簧作为连接件，其在前后方向的阻力经验证仅为推力的0.075％，有效缓冲火箭发动机测试时的振动，以及防止因选用现有技术中的滚轮作为连接件产生的刚性冲击，从而提高了测试精度；

4、利用升降支撑柱在测试装置处于非工作状态时支撑推力架或动架，以免重力对所述装置产生的损耗，从而延长了装置寿命。

附图说明

图1a-图1d分别为本实用新型实施例1的整体板簧试车架当为最大发动机试车时的后视图、侧视图、前视图以及俯视图；

图2为本实用新型实施例1的整体板簧试车架当为最小发动机试车时的侧视图；

图3为本实用新型实施例1的硬件组成示意图；

图4表示本实用新型实施例1提供测试***的软件结构示意图；

图5表示本实用新型实施例1提供测试***的软件功能组成示意图；

在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：

1-第二压力传感器，2-油缸，3-承力墩，4-第一压力传感器，5-转接件，6-推力架，7-升降支撑柱，8-过渡架，10-发动机，11-定架，12-动架，13-安装平台，14-抱箍，15-支撑板簧，16-第二压力传感器压板，17-油缸导杆，18-油缸导杆套筒，19-上固定环，20-T型螺栓，21-下固定环。

具体实施方式

为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。此外，下面所描述的本实用新型各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

本实用新型提供了一种用于火箭发动机地面点火试验的测试装置，包括台架组件、第一压力传感器4、推力架6、过渡架8以及抱箍14；所述抱箍14、过渡架8、推力架6以及第一压力传感器4从后至前依次设置于所述台架组件的顶端，且所述过渡架8、推力架6以及第一压力传感器4位于所述抱箍14的中心轴上，且抱箍14的中心轴为前后方向设置；其中，所述抱箍14包括上固定环19以及下固定环21，所述上固定环19与所述下固定环21之间通过固定装置如螺栓相连接，用于从周向上固定火箭发动机，使火箭发动机与抱箍14同轴；所述过渡架8为圆柱体，在测试装置工作时固定于火箭发动机的前方，用于从轴向上固定火箭发动机；所述抱箍14以及所述过渡架8都具有多个不同的尺寸，可根据火箭发动机的型号进行更换；火箭发动机的体积越大，则抱箍14的直径越大，过渡架8的直径越大，过渡架8的长度越短；所述推力架6用于将火箭发动机的推力向前传递，所述第一压力传感器4用于测量火箭发动机的推力。

所述台架组件可包括安装平台、定架11以及动架12；所述定架11固定于所述安装平台的顶部，所述动架12通过多个支撑板簧15固定于所述定架11的顶部，所述安装平台用于减少所述定架11与地面的相对位移，所述支撑板簧15用于减少所述动架12在前后方向的运动阻力，从而减少了测试装置工作时火箭发动机向前的运动阻力，提高了测试精度；所述动架12包括倒T型凹槽，所述倒T型凹槽沿所述动架12的轴向设置为前后方向，所述抱箍14的下端设置有与所述倒T型凹槽配合的T型螺栓；在非工作状态时，所述T型螺栓可沿倒T型凹槽前后滑动，从而使抱箍适应不同型号的火箭发动机，在工作状态时，倒T型凹槽与T型螺栓相固定，从而将所述动架12以及所述抱箍14相对固定；在所述动架12与所述定架11之间，还设置有多个升降支撑柱7，所述升降支撑柱7的底部位于定架11上，顶部与动架12无固定连接，所述升降支撑柱7用于调节自身的高度，并在所述测试装置处于非工作状态时，其顶端支撑动架12，以减少支撑板 簧15的受力，延长装置的使用寿命；在所述测试装置处于工作状态时，其顶端远离动架12，以免影响实验数据的收集；在所述推力架6与所述台架组件之间，同样设置有升降支撑柱7；在所述测试装置处于非工作状态时，该升降支撑柱7的上端支撑推力架6，在所述测试装置处于工作状态时，所述第升降支撑柱7的上端远离推力架6，以减少向前的阻力，以免影响实验数据的收集。

所述测试装置还可以包括校准组件，以对第一压力传感器4进行原位校准。校准组件可包括承力墩3、第二压力传感器压板16、第二压力传感器1、油缸2、转接件5以及油缸导杆17；承力墩3的底端位于所述台架组件上，用于支撑所述油缸2；所述第二压力传感器压板16、第二压力传感器1以及油缸2从前至后依次连接，且皆同样与抱箍14同轴，所述油缸2设置于所述第一压力传感器4的前端，所述转接件5的前端连接所述第一压力传感器4，所述转接件5的后端连接所述推力架6；所述承力墩3的侧面设置有导杆套筒18，其内部套设有油缸导杆17，所述油缸导杆17的前端连接所述第二压力传感器压板16，所述油缸导杆17的后端连接所述转接件；所述油缸2用于发出向前的推力，所述第二压力传感器1用于测量所述油缸2发出的推力，并将该推力向前传递至第二压力传感器压板16，所述第二压力传感器压板16用于将所述推力反向，并将反向的推力通过油缸导杆17传递给转接件5，所述转接件5用于将所述反向的推力传递给第一压力传感器4，通过比较第一压力传感器4以及第二压力传感器1的推力测量值，从而达到校准第一压力传感器4的目的。

实施例1

图1a-图1d分别为本实用新型实施例1的测试装置的后视图、侧视图、前视图以及俯视图，该测试装置已固定有直径为1000mm的火箭发动机；由于本实施例装有校准装置，可直接对第一压力传感器标定，极大的降低了外界因素影响所带来的测量误差；因此，该测试装置主要有两大功能， 一是在地面点火试验之前对第一压力传感器进行校准，二是地面点火试验时参与火箭发动机的推力的实时测量。

所述测试装置包括台架组件、校准组件、第一压力传感器4、转接件5、推力架6、过渡架8以及抱箍14；所述抱箍、过渡架8、推力架6、转接件5以及第一压力传感器4从后至前依次设置于所述台架组件的顶端，且所述过渡架8、推力架6、第一压力传感器4以及校准组件皆位于所述抱箍14的中心轴上，所述抱箍14用于从周向上固定火箭发动机10，所述过渡架8用于从轴向上固定火箭发动机10，所述推力架6用于固定所述过渡架8，所述第一压力传感器4用于测量火箭发动机10向前的推力，所述校准组件用于对所述测力组件原位校准。所述转接件5以及所述推力架6下方均设置有升降支撑柱7；其中，设置于转接件5下方的升降支撑柱7的底端固定于安装平台13上，设置于推力架6下方的升降支撑柱7的底端固定于动架12上；在所述试验装置处于非工作状态时，升降支撑柱7的上端支撑转接件5以及推力架6，在所述测试装置处于工作状态时，升降支撑柱7的上端悬空，以免影响推力的测量。

其中，所述台架组件包括安装平台13、承力墩3、定架11、支撑板簧15、动架12以及升降支撑柱9；所述安装平台13设置于底部，所述安装平台顶部的前端设置有承力墩3，用于固定校准组件，所述安装平台顶部的后端设置有矩形的定架11，所述定架11顶端的四角通过4个支撑板簧15固定有矩形的动架12，支撑板簧与动架12和定架11的固定连接采用焊接方式，支撑板簧为单工作段双板簧，在前后方向运动阻力较小，经验证选用该支撑板簧后，阻力减小到了火箭发动机推力的0.075％；所述动架12上方的左右两侧从前往后开设有两条平行的倒T型凹槽，用于固定抱箍14；所述定架11顶端的四角还固定有4个升降支撑柱9，所述升降支撑柱7可以调节自身高度，用于在所述测试装置处于非工作状态时支撑动架12，同时用于在所述测试装置处于工作状态时，下降而使其顶端远离动架12，以免 影响测试数据的收集。

所述过渡架8为多个不同尺寸的圆柱体，可以根据火箭发动机的型号进行更换，在测试装置工作时，过渡架8的前端与推力架6进行法兰连接，后端与火箭发动机10进行法兰连接，从而在轴向上固定了火箭发动机；所述抱箍14包括上固定环19以及下固定环21，如图1c所述，抱箍14也可根据火箭发动机的型号进行更换，以调整抱箍14的直径，从而在周向上适应不同型号的火箭发动机10，所述下固定环19的下方设置有两个T型螺栓，从而通过T型螺栓与动架上的倒T型凹槽的连接，将抱箍14固定于动架12上；该实施例包括两个抱箍14，两个抱箍14的相对距离可根据火箭发动机10的型号进行调整，火箭发动机10越长，抱箍14的相对距离可越远，使得固定更加牢固。

所述校准组件包括第二压力传感器1、油缸2、第二压力传感器压板16、油缸导杆17以及油缸导杆套筒18；油缸2固定于承力墩3上，且设置于所述第一压力传感器4的前端，而所述第二压力传感器压板16、第二压力传感器1以及油缸2从前至后依次连接；所述承力墩3的两侧分别设置有两个导杆套筒18，其内部套设有油缸导杆17，所述两根油缸导杆17的前端连接第二压力传感器压板16，后端连接转接件5；所述油缸2用于发出向前的推力，所述第二压力传感器1用于测量所述油缸发出的推力，并传递给第二压力传感器压板16，所述第二压力传感器压板16用于将该推力反向，所述油缸导杆17用于将该反向的推力传递给转接件5，并进一步传递给第一压力传感器4。通过比较第一压力传感器4以及第二压力传感器1的推力测量值，可达到校准第一压力传感器4的目的。

该测试装置进行火箭发动机地面点火试验的工作原理如下：

1、在地面点火试验前，利用校准组件对该测试装置进行原位校准：所述油缸2向前端施加台阶的推力，所述第二压力传感器1受压后获得压力的大小，并将该推力传递给第二压力传感器压板16，第二压力传感器压板 16将该推力反向后传递到所述油缸导杆17，油缸导杆17可在油缸导杆18套筒内左右滑动；在油缸导杆17的作用下，转接件5受到向前的拉力，使得第一压力传感器4也呈受压状态，并且所述第二压力传感器1与第一压力传感器4所受压力相等，从而完成第一压力传感器4的标定，测得第一压力传感器4的工作曲线；

2、根据火箭发动机10的型号，选择合适的过渡架8以及抱箍14；火箭发动机越大10，则过渡架8和抱箍14的直径越大，过渡架8越短，两个抱箍14的距离越远；在本实施例中，抱箍14之间的间距为200mm～1200mm可根据直径为100mm～1000mm的火箭发动机10进行调整；如图2为本实用新型实施例对最小型号的火箭发动机10进行测试时的示意图；

3、将过渡架8的前端通过法兰与推力架6连接，后方通过法兰将火箭发动机10固定于过渡架8的后方；将所有的升降支撑柱7调低，在支撑板簧15的支承作用下，所述动架12及安装在其上的火箭发动机10被支撑起来，火箭发动机10被约束为只有一个自由度——沿前后方向的运动，在点火时火箭发动机10产生向前的推力，推力被依次传递到过渡架8、推力架6、转接件5以及第一压力传感器4，从而实现推力的测量。

图3为本实用新型实施例提供测试***的硬件组成示意图，包括C3K-2400UPS电源、DH17180D-2电源、显示器、传感器、放大器、采集卡以及处理器，所述C3K-2400UPS电源的第一输出端连接DH17180D-2电源的输入端，第二输出端连接显示器，所述传感器连接测试装置上的第一压力传感器，传感器、放大器、采集卡、处理器以及显示器依次连接；其主要功能为完成第一压力传感器上火箭发动机的推力信号的采集并传输至计算机。火箭发动机在进行地面点火实验的同时，第一压力传感器4采集瞬态推力等信号(0～10mv)进入测试***，信号经所述测试***的传感器、放大器将信号放大至0～10v，为采集卡接受电压，通过采集卡的高速采集(10⁶Hz)至测试软件。所述传感器至计算机采用差分输入，即每个传感器 通过二芯线(另外两芯作为备用)依次连接接线盒放大器，进入采集卡，占用采集卡两个通道，差分输入方式有效降低了测试误差。现场的点火信号也同时作为一路采集信号给测试***及其软件，用来触发测试***的采集，有效保证了试车架与测试***的同步工作。所述UPS电源用于当市电忽然间断电时维持硬件的正常工作。

图4为本实用新型实施例提供测试***的软件结构示意图，软件***主要包括程序事件控制模块、采集模块、校准模块、处理模块、初始化模块和其它模块(如显示模块、用户管理等)；其中，数据库模块是其他模块的基础，负责测试数据和***配置参数的管理；初始化模块是***执行各功能前的参数预置模块，主要是对数据库的链接、界面的初始化和功能菜单等进行初始化设置等；程序事件控制模块负责管理和调用其他子模块，根据用户的各种操作做出相应的控制；采集模块作为校准、处理和显示的基础，利用采集卡将传感器数据读取到计算机；校准模块根据采集的数据进行相应的计算，得出传感器工作直线；处理模块主要对采集到的数据根据相应的计算公式，得到发动机的性能参数；显示模块负责数据的显示辅助模块主要包括用户管理、帮助、生产报表等辅助功能。

该软件包括7大基本功能：推力压强传感器校准、推力压强数据采集、推力压强参数曲线绘制、推力压强数据滤波处理、推力压强数据性能参数计算、推力压强试验数据点值输出以及推力压强参数数据库管理。信号经图3测试***采集后进入软件，软件的主要功能是触发采集卡采集、接收采集的数据并对数据后处理，如图5所示。

实施例2

实施例2的测试装置不包括校准组件以及转接件5；此外，在该测试装置中，第一压力传感器1与推力架6直接连接，其它结构均与实施例1相同，因此需要测试***硬件及软件对第一压力传感器4进行非原位标定。其中，利用标定间进行第一压力传感器4的非原位标定的方法如下：将第 一压力传感器4放置在标定间(而非工作位置)进行校准，其测试***的通道依旧和原位校准的通道一样。测试人员可以根据实际情况选择对第一压力传感器4进行原位校准或者非原位校准。此外测试***还可以接收来自点火***的信号，所述点火***通过给发动机点火同时，点火信号也作为一路采集信号给测试***及其软件，用来触发测试***的采集。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种用于火箭发动机的地面点火试验的测试装置，其特征在于，所述测试装置包括台架组件、第一压力传感器(4)、推力架(6)、过渡架(8)以及抱箍(14)；所述台架组件位于底部，所述抱箍(14)设置于所述台架组件顶部的后方，其轴线与所述台架组件的长度方向平行，所述第一压力传感器(4)设置于所述台架组件顶部的前方，所述过渡架设置于所述第一压力传感器(4)的后方，所述过渡架(8)的后端连接推力架(6)的前端；所述抱箍(14)、过渡架(8)、推力架(6)以及第一压力传感器(4)同轴。

2.如权利要求1所述的测试装置，其特征在于，所述测试装置还包括第二压力传感器压板(16)、第二压力传感器(1)、油缸(2)、转接件(5)以及油缸导杆(17)；所述第二压力传感器压板(16)、第二压力传感器(1)以及油缸(2)从前至后依次连接，所述油缸(2)设置于所述第一压力传感器(4)的前方，所述转接件(5)的前端连接所述第一压力传感器(4)的后端，所述转接件(5)的后端连接所述推力架(6)的前端，且所述第二压力传感器压板(16)、第二压力传感器(1)、油缸(2)、转接件(5)以及油缸导杆(17)与所述第一压力传感器(4)同轴；所述油缸导杆(17)设置于所述油缸(2)的侧面，所述油缸导杆(17)的前端连接所述第二压力传感器压板(16)，所述油缸导杆(17)的后端连接所述转接件(5)。

3.如权利要求2所述的测试装置，其特征在于，所述测试装置还包括承力墩(3)，所述承力墩(3)设置于所述台架组件的顶部，且所述承力墩(3)用于支撑所述油缸(2)，所述承力墩(3)的侧面固定有导杆套筒(18)，所述导杆套筒(18)套设于所述油缸导杆(17)的周向。

4.如权利要求1所述的测试装置，其特征在于，所述台架组件包括安装平台(13)、定架(11)以及动架(12)；所述安装平台(13)位于底部，所述定架(11)固定于所述安装平台(13)的顶部，所述动架(12)通过多个支撑板簧(15)固定于所述定架(11)的顶部，所述抱箍(14)固定于所述动架(12)的顶部。

5.如权利要求4所述的测试装置，其特征在于，所述动架(12)与所述定架(11)之间设置有多个第一升降支撑柱(7)。

6.如权利要求4所述的测试装置，其特征在于，所述动架(12)包括倒T型凹槽，所述倒T型凹槽沿前后方向设置，所述抱箍(14)的下端设置有与所述倒T型凹槽配合的T型螺栓。

7.如权利要求1所述的测试装置，其特征在于，所述推力架(6)与所述台架组件之间设置有第二升降支撑柱。

8.如权利要求1所述的测试装置，其特征在于，所述抱箍(14)包括上固定环(19)以及下固定环(21)，所述上固定环(19)以及下固定环(21)之间通过固定装置连接。

9.如权利要求1所述的测试装置，其特征在于，所述过渡架(8)为圆柱体。