一种固体火箭发动机微推力测量装置的制作方法

1.本实用新型属于固体火箭发动机常规地面点火试验技术领域，特别涉及一种固体火箭发动机微推力测量装置。


背景技术：

2.某型号固体火箭发动机是微型固体发动机，具有成本小、占有空间小、长细比大等特点，该微型固体火箭发动机主要用于微小型卫星的分离，变轨等瞬时姿态调整。
3.传统的测量固体火箭发动机推力多采用卧式结构试验架，但是该试验架在进行试车时，由于重力作用，会在固体火箭发动机燃烧过程产生粒子沉积，对固体火箭发动机内绝热层进行不均匀烧蚀。
4.立式结构试验架的产生能够减小天地一致性差异，解决不同火箭发动机卧式试验熔渣沉积和内绝热层的不均匀燃烧的缺陷问题。然而，现有的立式结构试验架并不适应该型号固体火箭发动机。
5.为了满足该型号固体火箭发动机的试验需要。同时探索立式结构试验架在微推力测量中的可行性，为以后大推力发动机的立式试车积攒设计经验，急需设计一种针对和该型号微型固体发动机配合使用的测量支架。


技术实现要素：

6.本实用新型解决的技术问题是：为避免现有技术的不足，本发明提出一种固体火箭发动机微推力测量装置，来满足发动机微推力的测量要求。
7.本实用新型的技术方案是：一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于，包括支架(1)、推力传感器(3)和过渡架(4)，
8.所述支架(1)和推力传感器(3)通过法兰盘连接，
9.所述过渡架(4)位于推力传感器(3)上方，过渡架(4)上用于放置固体火箭发动机，并通过支架(1)进行进一步限位固定；
10.所述固体火箭发动机在试验过程中处于垂直状态，保证过渡架(4)轴线与固体火箭发动机的推力轴线平行。
11.本实用新型进一步的技术方案是：所述支架(1)整体为l型，底面放置在外部凳式定架上，侧板面上带有抱环，用于当固体火箭发动机放置在过渡架(4)上时，抱环对固体火箭发动机内壁进行卡位固定。
12.本实用新型进一步的技术方案是：所述过渡架(4)为两个圆环通过若干支撑杆形成的中空抱环式框架，固体火箭发动机位于该框架内。
13.本实用新型进一步的技术方案是：所述过渡架(4)上设有卡扣和螺栓，通过卡扣和螺栓对固体火箭发动机进行固定。
14.本实用新型进一步的技术方案是：所述抱环内部设有毛毡，用于为固体火箭发动机径向提供一个辅助支撑点同时保证不限制点火带来的径向膨胀，同时降低点火过程中震
荡引起的推力误差。
15.本实用新型进一步的技术方案是：所述过渡架(4)和固体火箭发动机之间的配合误差，需满足推力轴线的径向偏移在推力传感器(3)的允许使用范围之内。
16.本实用新型进一步的技术方案是：所述支架(1)水平面的水平度需满足整个固体火箭发动机推力轴线的垂直度。
17.发明效果
18.本实用新型的技术效果在于：一种立式固体火箭微推力测量装置，解决了大长细比微推力固体发动机推力测试难题。该试验装置采用倒立式试车结构，结构新颖，整体性高，创新性强。经过试验验证，发动机装配方便，安全可靠，测试精度高，能满足发动机推力测试精度的要求。具体来讲，产生的效果如下：
19.(1)采用倒立式的结构，避免了以往卧式结构试验架动架和定架之间的滑轨或滚球摩擦带来的推力测量误差。
20.(2)采用过渡架卡扣的结构形式，保证了发动机试验过程中的垂直状态。
21.(3)采用抱环加内部毛毡的设计，既为发动机径向提供了一个辅助支撑点同时保证了不限制点火带来的径向膨胀，也降低了点火过程中震荡引起的推力误差。
附图说明
22.图1为本实用新型结构示意图
23.附图标记说明：1-推力传感器，2-法兰盘，3-推力传感器，4-过渡架，5-发动机
具体实施方式
24.在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
25.为使本实用新型实施方式的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施方式的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
26.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施方式的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施方式。基于本实用新型中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本发明保护的范围。
27.需要说明的是，在不冲突的情况下，本实用新型中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。
28.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
29.参见图1，固体火箭发动机微推力测量装置由支架1、法兰盘2、推力传感器3、过渡
架4组成。
30.安装时，首先通过过渡架上的卡扣与螺栓将发动机与过渡架连接在一起，保证推力轴线与过渡架轴线平行，利用过渡架与发动机的配合误差，满足了推力轴线的径向偏移在推力传感器的允许使用范围之内。之后根据推力传感器的使用规范，将过渡架和法兰盘分别通过螺栓和螺纹连接在推力传感器上，通过保证支架水平的水平度满足整个推力轴线的垂直度。采用抱环加内部毛毡的设计，既为发动机径向提供了一个辅助支撑点同时保证了不限制点火带来的径向膨胀，也降低了点火过程中震荡引起的推力误差。
31.进行测试时，推力传感器只有在进行传感器标定的时候拆下来。试验准备时只需将此装置连接到现有凳式定架上，将固体火箭发动机连接到过渡架上，即可试验。
32.需要说明的是，如需监测发动机点火过程中燃烧室压强，只需将压强传感器首先装到固体火箭发动机上，然后将装有压强传感器的固体火箭发动机装到本新型的测量装置上，即能完成普通试验中推力压强等的测试要求。


技术特征：
1.一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于，包括支架(1)、推力传感器(3)和过渡架(4)，所述支架(1)和推力传感器(3)通过法兰盘连接，所述过渡架(4)位于推力传感器(3)上方，过渡架(4)上用于放置固体火箭发动机，并通过支架(1)进行进一步限位固定；所述固体火箭发动机在试验过程中处于垂直状态，保证过渡架(4)轴线与固体火箭发动机的推力轴线平行。2.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于，所述支架(1)整体为l型，底面放置在外部凳式定架上，侧板面上带有抱环，用于当固体火箭发动机放置在过渡架(4)上时，抱环对固体火箭发动机内壁进行卡位固定。3.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于，所述过渡架(4)为两个圆环通过若干支撑杆形成的中空抱环式框架，固体火箭发动机位于该框架内。4.如权利要求3所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于，所述过渡架(4)上设有卡扣和螺栓，通过卡扣和螺栓对固体火箭发动机进行固定。5.如权利要求3所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于，所述抱环内部设有毛毡，用于为固体火箭发动机径向提供一个辅助支撑点同时保证不限制点火带来的径向膨胀，同时降低点火过程中震荡引起的推力误差。6.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于，所述过渡架(4)和固体火箭发动机之间的配合误差，需满足推力轴线的径向偏移在推力传感器(3)的允许使用范围之内。7.如权利要求1所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于，所述支架(1)水平面的水平度需满足整个固体火箭发动机推力轴线的垂直度。

技术总结
本实用新型提出一种固体火箭发动机微推力测量装置，包括支架、推力传感器和过渡架；支架和推力传感器通过法兰盘连接，过渡架位于推力传感器上方，过渡架上用于放置固体火箭发动机，并通过支架进行进一步限位固定；保证固体火箭发动机在试验过程中处于垂直状态，保证过渡架轴线与固体火箭发动机的推力轴线平行。本装置解决了大长细比微推力固体发动机推力测试难题。该试验装置采用倒立式试车结构，结构新颖，整体性高，创新性强。经过试验验证，发动机装配方便，安全可靠，测试精度高，能满足发动机推力测试精度的要求。机推力测试精度的要求。机推力测试精度的要求。


技术研发人员：宋飞飞 高永刚 郭定伟 朱瑶 刘畅 祝子文 刘波 左都军
受保护的技术使用者：西安航天动力测控技术研究所
技术研发日：2021.11.29
技术公布日：2022/7/8