火箭箭体结构静强度试验组合式平台

摘要

本发明提供了一种火箭箭体结构静强度试验组合式平台，包括：主台面和轴向承力平台，主台面的中心处为通孔结构，轴向承力平台可拆卸地嵌装在通孔结构处。通孔结构包括两个对称设置的凹面弧面和两个非对称设置的内圆弧面，凹面弧面和内圆弧面之间依次连接为一体；轴向承力平台设置于主台面的凹面弧面处，轴向承力平台与主台面中心重合，轴向承力平台的两凸圆弧面与主台面的两凹面弧面相适配，轴向承力平台的凹圆弧面与主台面的两非对称的内圆弧面之间形成两个圆形通孔，所述两圆形通孔非对称。本发明既可以进行助推火箭的轴向非对称载荷承载试验，又能进行轴向对称载荷承载试验，结构简单、操作方便、模拟精确、应用灵活、且可重复应用。

权利要求

1.一种火箭箭体结构静强度试验组合式平台，其特征在于，包括：主台面和轴向承力平台，其中，所述主台面的中心处为通孔结构，所述轴向承力平台可拆卸地嵌装在所述主台面的通孔结构处。

2.根据权利要求1所述的火箭箭体结构静强度试验组合式平台，其特征在于，所述主台面的上台面设有多条沿圆周均布的辐射状T形槽和多个沿圆周均布的螺纹孔I；

所述主台面的底面设有多片具有不同形状的扇形凹槽，所述多片扇形凹槽分布于通孔结构的周围；

所述主台面的侧壁上设有多个具有不同弧度的圆弧凹槽，其中，每一个圆弧凹槽的内底壁上设有向底面延伸的分布孔。

3.根据权利要求2所述的火箭箭体结构静强度试验组合式平台，其特征在于，所述辐射状T形槽由通孔结构的边缘延伸至上台面的外边缘。

4.根据权利要求1或2所述的火箭箭体结构静强度试验组合式平台，其特征在于，所述通孔结构包括两个以主台面中心为圆心的对称设置的凹面弧面和两个非对称设置的内圆弧面，所述两对称设置的凹面弧面和两非对称设置的内圆弧面之间依次连接为一体，形成通孔结构的弧面内壁；

所述轴向承力平台设置于主台面的通孔结构处，轴向承力平台的中心与主台面的中心重合；其中，轴向承力平台的两凸圆弧面与主台面的两凹面弧面之间相适配，轴向承力平台的两凹圆弧面与主台面的内圆弧面弧面之间形成圆形通孔；

两个所述圆形通孔相对轴向承力平台中心不对称。

5.根据权利要求4所述的火箭箭体结构静强度试验组合式平台，其特征在于，所述轴向承力平台的凸圆弧面上设有横向通孔a，所述在主台面的凹面弧面上设有与横向通孔a相适配的横向分布通孔b，所述凹面弧面靠近底面一端的边缘上设有用于支承轴向承力平台的一级台阶结构。

6.根据权利要求5所述的火箭箭体结构静强度试验组合式平台，其特征在于，所述轴向承力平台上设有多个由上表面向下表面延伸的扇形孔槽和螺纹孔II，其中，多个扇形孔槽之间以及多个螺纹孔II之间均沿径向线对称设置。

7.根据权利要求6所述的火箭箭体结构静强度试验组合式平台，其特征在于，所述扇形孔槽内凸圆弧面一侧的内壁上设有与主台面两对称凹面弧面上的横向分布通孔b相适配的横向通孔c。

8.根据权利要求1所述的火箭箭体结构静强度试验组合式平台，其特征在于，所述主台面采用铸钢ZG35A材料。

9.根据权利要求1所述的火箭箭体结构静强度试验组合式平台，其特征在于，所述轴向承力平台采用高强度钢材质。

说明书

火箭箭体结构静强度试验组合式平台

技术领域

[0001] 本发明涉及运载火箭箭体结构静强度试验平台，尤其是一种既能进行轴向对称载荷承载又能进行双发动机轴向不对称载荷承载的火箭箭体结构静强度试验组合式平台。

背景技术

[0002] 普通运载火箭，其发动机位于火箭箭体中心，其对火箭产生推力沿着火箭箭体轴线，为对称轴向载荷，因此，原火箭箭体结构静强度试验平台为对称承载的试验平台。而随着运载火箭运载能力不断增强的需求，需要利用捆绑火箭的形式来增加对运载火箭的推力，目前常用方法是采用四个助推火箭捆绑到主体火箭的方法，每个助推火箭将配备两台发动机，为保持四个助推火箭的8个发动机推力保持平衡和火箭姿态控制和调整的需要，每个助推火箭上的两台发动机推力将会不同，而且推力的方向也可变化(发动机将具备一定的摇摆角度)，因此，助推火箭箭体结构产生的轴向推力为非对称轴向载荷，为针对助推火箭箭体结构进行强度试验，必须具备轴向非对称承载能力的试验平台。

[0003] 为了既能确保新型号火箭静强度试验的需要又能继续完成原有火箭型号强度试验任务，需要专门设计一种既能进行轴向对称载荷承载又能进行双发动机轴向不对称载荷承载的静强度试验平台，目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

[0004] 为了解决现有技术中存在的缺少针对捆绑火箭双发动机不对称推力模拟的试验承载平台，本发明的目的在于提供一种火箭箭体结构静强度试验组合式平台，该试验平台能够进行非对称双发动机推力承载的新的试验平台，同时也具备了在新试验平台进行对称轴向载荷承载试验的能力。利用本发明提供的组合式静强度双试验平台，既可以进行助推火箭的轴向非对称载荷承载试验，又能进行轴向对称载荷承载试验。

[0005] 为了达到上述发明目的，本发明是通过以下技术方案实现的。

[0006] 一种火箭箭体结构静强度试验组合式平台，包括：主台面和轴向承力平台，其中，所述主台面的中心处为通孔结构，所述轴向承力平台可拆卸地嵌装在所述主台面的通孔结构处。

[0007] 优选地，所述主台面的上台面设有多条沿圆周均布的辐射状T形槽和多个沿圆周均布的螺纹孔I；

[0008] 所述主台面的底面设有多片具有不同形状的扇形凹槽，所述多片扇形凹槽分布于通孔结构的周围；所述主台面的侧壁上设有多个具有不同弧度的圆弧凹槽，其中，每一个圆弧凹槽的的内底壁上设有向底面延伸的分布孔。

[0009] 优选地，所述辐射状T形槽由通孔结构的边缘延伸至上台面的外边缘。

[0010] 优选地，所述通孔结构包括两个对称设置的凹面弧面和两个非对称设置的内圆弧面，所述凹面弧面和内圆弧面之间依次连接为一体，形成通孔结构的弧面内壁；

[0011] 所述轴向承力平台设置于对称设置的凹面弧面处，其中，轴向承力平台的两凸圆弧面与主台面的两凹面弧面之间相适配，轴向承力平台的两凹圆弧面与主台面的内圆弧面弧面之间形成圆形通孔；

[0012] 所述两圆形通孔相对轴向承力平台中心不对称。

[0013] 优选地，所述轴向承力平台的凸圆弧面上设有横向通孔a，所述主台面的凹面弧面上设有与横向通孔a相适配的横向分布通孔b，所述凹面弧面靠近底面一端的边缘上设有用于支承轴向承力平台的一级台阶结构。

[0014] 优选地，所述轴向承力平台上设有多个由上表面向下表面延伸的扇形孔槽和螺纹孔II，其中，多个扇形孔槽之间以及多个螺纹孔II之间均沿径向线对称设置。

[0015] 优选地，所述扇形孔槽内凸圆弧面一侧的内壁上设有与主台面两对称凹面弧面上的横向分布通孔b相适配的横向通孔c。

[0016] 优选地，所述轴向承力平台的中心与主台面的中心重合。

[0017] 优选地，所述主台面采用铸钢ZG35A材料。

[0018] 优选地，所述轴向承力平台采用高强度钢材质。

[0019] 与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

[0020] 1、本发明解决了现有技术中缺少针对捆绑火箭双发动机不对称推力模拟的试验承载平台的问题，同时，仍具备针对普通火箭对称轴向推力试验承载能力进行模拟的功能；

[0021] 2、本发明采用了组合式结构，避免液压油缸安装干涉问题；

[0022] 3、本发明结构简单、操作方便、模拟精确、应用灵活、且具有可重复应用等特点。

附图说明

[0023] 通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

[0024] 图1是本发明火箭箭体结构静强度试验组合式平台的结构示意图；

[0025] 图2是本发明轴向承力平台的结构示意图；

[0026] 图3是本发明主台面结构示意图；

[0027] 图4是本发明火箭箭体结构静强度试验组合式平台底部结构示意图；

[0028] 图中：

[0029] 1为轴向承力平台；

[0030] 2为主台面；

[0031] 3为螺纹孔II；

[0032] 4为扇形孔槽；

[0033] 5为轴向承力平台的凹圆弧面；

[0034] 6为轴向承力平台的凸圆弧面；

[0035] 7为横向通孔；

[0036] 8为主台面的凹面弧面；

[0037] 9为台阶结构；

[0038] 10为横向分布通孔；

[0039] 11为主台面的内圆弧面；

[0040] 12为T形槽；

[0041] 13为螺纹孔I；

[0042] 14为分布孔；

[0043] 15为圆弧凹槽；

[0044] 16为扇形凹槽。

具体实施方式

[0045] 下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

[0046] 请同时参阅图1至图4。

[0047] 本实施例提供了一种火箭箭体结构静强度试验组合式平台，包括：主台面和轴向承力平台，其中，所述主台面的中心处为通孔结构，所述轴向承力平台可拆卸地嵌装在所述主台面的通孔结构处。

[0048] 进一步地，所述主台面的上台面设有多条沿圆周均布的辐射状T形槽和多个沿圆周均布的螺纹孔I；所述主台面的底面设有多片具有不同形状的扇形凹槽，所述多片扇形凹槽分布于通孔结构的周围；所述主台面的侧壁上设有多个具有不同弧度的圆弧凹槽，其中，每一个圆弧凹槽的内底壁上设有向底面延伸的分布孔。进一步地，所述辐射状T形槽由通孔结构的边缘延伸至上台面的外边缘。

[0049] 进一步地，所述通孔结构包括两个对称设置的凹面弧面和两个非对称设置的内圆弧面，所述凹面弧面和内圆弧面之间依次连接为一体，形成通孔结构的弧面内壁；

[0050] 所述轴向承力平台设置于对称设置的凹面弧面处，其中，轴向承力平台的两凸圆弧面与主台面的两凹面弧面之间相适配，轴向承力平台的两凹圆弧面与主台面的内圆弧面弧面之间形成圆形通孔；

[0051] 所述两圆形通孔相对轴向承力平台中心不对称。

[0052] 进一步地，所述轴向承力平台的凸圆弧面上设有横向通孔7，所述主台面的凹面弧面上设有与横向通孔7相适配的横向分布通孔10，所述凹面弧面靠近底面一端的边缘上设有用于支承轴向承力平台的一级台阶结构。进一步地，所述轴向承力平台上设有多个由上表面向下表面延伸的扇形孔槽和螺纹孔II，其中，多个扇形孔槽之间以及多个螺纹孔II之间均沿径向线对称设置。

[0053] 进一步地，所述轴向承力平台扇形孔槽内至凸圆弧面一侧设有横向分布通孔与主台面凹圆弧面的横向通孔相适配。

[0054] 进一步地，所述轴向承力平台的中心与主台面的中心重合。

[0055] 进一步地，所述主台面采用铸钢ZG35A材料。

[0056] 进一步地，所述轴向承力平台采用高强度钢材质。

[0057] 下面结合附图对本实施例做进一步的描述。

[0058] 本实施例提供的火箭箭体结构静强度试验组合式平台，通过安装连接件、地脚螺栓、吊具等附件，安装到专门用于运载火箭静强度试验的试验台座上进行使用。

[0059] 图1是火箭箭体结构静强度试验组合式平台的结构示意图。

[0060] 如图1所示，主台面底座有16个φ50的分布孔，通过这16个φ50的分布孔，用地脚螺栓将试验平台固定到试验台座的纵横两排地轨上；利用试验平台主台面上24个均匀分布的T型槽，用T型槽螺栓将试验件通过试验工装连接固定到试验平台台面；

[0061] 对于轴向对称载荷的施加，在载荷不超过100吨时，可将试验加载用油缸通过轴向承力平台台面的14个M30的螺纹孔II用螺栓固定，通过拉杆沿着火箭舱体轴心连接加载油缸和安装在火箭舱体上端面的加力帽来实施轴向对称载荷的施加。若是载荷较大，则采用试验台座上位于试验平台周围的多个对称分布的抗拔点配合拉杆、加载梁和加力帽来实施对称轴向载荷的施加。

[0062] 对于轴向非对称载荷的施加，将两个油缸分别安装在试验平台组合体的两个φ1000圆形通孔对应的试验台座上的抗拔点上，通过拉杆连接到两台发动机机架上来实施两台发动机推力的施加。对于其他非对称轴向载荷的施加，可通过试验台座上相应位置的抗拔点上安装加载油缸配合拉杆、加载梁和专用加载工装来实施加载。

[0063] 图2是安装于主台面中间部位的“8”字形轴向承力平台结构示意图；

[0064] 图3是外围部位主体为环状结构的主台面结构示意图；

[0065] 对于双发动机非对称推力试验，使用安装试验平台时先将试验平台分解成如图2和图3所示的两部分，然后首先将图3主台面部分安装到试验台座上，通过这16个φ50的分布孔，用地脚螺栓将试验平台固定到试验台座的纵横两排地轨上；再将两台加载油缸安装到两个φ1000圆孔对应的试验台座上的抗拔点上，然后再将图2的轴向承力平台安装到主台面中心φ1400孔内的台阶结构上，并固定好进行使用。

[0066] 具体为：

[0067] 安装于主台面中间部位通孔结构处的“8”字形轴向承力平台1，轴向力承力平台1的台面中间部分分布有14个M30的螺纹孔II3，前后两端开有四处扇形孔槽4，便于安装连接螺栓。前后凸圆弧面直径为φ1400，并于扇型孔槽处分别有8个φ44横向通孔7，其左右两侧为凹圆弧面5，两凹圆弧面5直径均为φ1000，但两者圆心距离轴向承力平台1之中心距离不相等；试验平台外围部位主体为环状的主台面2，主台面2内径φ1400，外径φ3600，并在内径(凹面弧面8处)为φ1400圆孔底部有一级台阶结构9，主台面2中心两侧不同距离有两个直径为φ1000的内圆弧面11，在φ1400内圆柱面上前后两侧分别有8个φ44的横向分布通孔10，其中，孔φ1400和左右两φ1000孔分别重叠形成如图3所示的形状，即凹面弧面和内圆弧面之间依次连接为一体，形成通孔结构的弧面内壁。主台面2上表面设计24根T形槽12，沿圆周均匀分布，主台面2底座有16个φ50的分布孔14，主台面2外侧圆拄面开有多处圆弧凹槽15，便于向16个φ50分布孔14内安装地脚螺栓与试验台座连接固定，主台面2底部向上开有多处规则或不规则扇形凹槽16，用于减重和为安装连接螺栓腾出空间。

[0068] 将轴向承力台面1放入主台面2之φ1400圆孔内底部突出的台阶9上，并通过16个φ44的通孔用螺栓将两部分连接起来组成一完整的试验平台1，这样轴向承力平台1上的两φ1000的凹圆弧面和主台面2的两φ1000的内圆弧面分别贴合组成两个完整的φ1000圆孔。

[0069] 将完整的试验平台安装在专用试验台座上，并通过主台面2底座的16个φ50的分布孔用地脚螺栓固定到试验台座的纵横两组地轨上，在试验台座上，对应试验平台的两φ1000的圆孔位置和试验平台周围设计有相应的抗拔点承载设施。将运载火箭结构试验件安装于试验平台上，并通过轴向力承力台面1和试验台座上抗拔点承载设施等来实现对运载火箭结构件试验的轴向对称载荷和轴向非对称载荷的加载。

[0070] “8”字形轴向承力平台，其采用高强度钢进行机加工而成，轴向承力平台台面最大外径φ1400，其台面分布有14个M30的螺纹孔II，用于安装试验加载用液压油缸来实施较小对称轴向载荷(不超过100吨)的施加；其左右两侧为直径φ1000的凹圆弧面，与主台面的两φ1000的凹圆弧面组合成两个φ1000的圆孔，用于安装两台非对称发动机推力施加的液压油缸，用于施加两台非对称发动机推力载荷；轴向承力平台前后两侧为凸圆弧面，并分别有8个φ44横向通孔，与主台面的相应位置的8个φ44横向通孔对齐并用螺栓连接组合成一个完整试验平台；轴向力承力台面有四处扇形凹槽，便于安装连接螺栓。试验平台外围部位主体为环状的主台面，环状主台面2内径φ1400，外径φ3600，并在内径为φ1400圆孔底部有一台阶，将作为轴向承力平台的安装面；主台面2上表面设计24根T形槽，沿圆周均匀分布，用于安装固定试验工装和试验产品；主台面底座有16个φ50的分布孔，通过这16个φ50的分布孔，用地脚螺栓将试验平台固定到试验台座的纵横两排地轨上；主台面外侧圆柱面开有圆弧凹槽便于向16个φ50孔内安装地脚螺栓；主台面底部向上开有多处规则或不规则扇形凹槽，用于平台减重和便于安装连接螺栓；主台面上表面设计3个沿圆周均匀分布的M42螺纹孔I并设计相应的吊具和吊索用于试验平台的起吊、转移和安装。

[0071] 在本实施例中：

[0072] 包括中间部位的轴向承力平台1，外围部分主体为环状的主台面2。

[0073] 轴向承力平台1的台面分布有14个M30的螺纹孔II3。

[0074] 轴向力承力台面1有四处扇形孔槽4。

[0075] 轴向力承力台面1的左右两侧为直径φ1000的凹圆弧面5。

[0076] 两凹圆弧面所在圆心与轴向承力平台1中心不对称。

[0077] 轴向力承力台面1的前后两侧为凸圆弧面6。

[0078] 凸圆弧面直径为φ1400。

[0079] 前后凸圆弧面6上分别分布有8个φ44横向通孔7。

[0080] 轴向力承力台面采用高强度钢机加工而成。

[0081] 主台面2的凹面弧面8直径为φ1400。

[0082] 主台面2的外径为φ3600。

[0083] 主台面2的凹面弧面8内径为φ1400圆孔，其底部有一台阶9。

[0084] 在φ1400内圆柱面上前后两侧分别有8个φ44的横向分布通孔10。

[0085] 主台面2中心两侧不同距离有两个直径为φ1000的内圆弧面11。

[0086] 主台面2上表面设计24根T形槽12，沿圆周均匀分布。

[0087] 主台面2上表面设计3个沿圆周均匀分布的M42螺纹孔I13。

[0088] 主台面2底部外围有16个φ50的分布孔14。

[0089] 主台面2外侧圆柱面开有多处弧度不等的圆弧凹槽15。

[0090] 主台面2底部向上开有多处规则或不规则扇形凹槽16。

[0091] 主台面2采用铸钢ZG35A铸造而成。

[0092] 通过试验证明，本实施例提供的火箭箭体结构静强度试验组合式平台，能够成功运用到捆绑火箭尾部组合飞行工况静力试验中，且顺利完成试验任务，对捆绑火箭结构设计验证和改进设计提供了详尽有效的试验数据，出色地实现预期目的。

[0093] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。