[发明专利]一种液体火箭动力系统试验所用曲型重载承力结构

说明书

技术领域

本发明为一种液体火箭动力系统试验所用曲型承力结构，能够满足产品对接高度与支点高差的需求、满足百吨级耦合动载需求、满足大尺寸结构件的高精度装配需求。适用于重载基座的结构设计。

背景技术

承力环是液体火箭动力系统试验承力的直接载体，需要承受试验过程中的火箭推力、风力、冲击等多种载荷，并把这些载荷传递到承力基础上。随着运载重型化、模块化、系列化的发展，承力环承载能力及结构柔性化要求越来越高。液体火箭动力系统试验的额定推力最大达数百吨，发动机启动、关机将产生冲击动载，发动机摇摆将产生几十吨横向载荷。同时，若承力环在试验过程中发生破坏，那么直接影响火箭研制进度，甚至造成火箭的损坏。这就对承力环的可靠性要求较高。因此，可满足重载需求的可靠承力结构是试验台必不可少的关键设备。

发明内容

本发明的技术解决问题：本发明提供了一种曲型重载承力结构，用于火箭动力系统试验的承力基座，主要解决如下问题：

(1)承力环应同时满足现有承力基础和产品对接结构的需求，实现不同模块间多直径、多高度的快速切换需求。

(2)承力环应适应产品推力的动态特性。

(3)承力环应适应发动机推力产生的横向载荷。

(4)承力环应满足大型结构件的高精度装配需求。

本发明的技术解决方案：

(1)本发明中，承力环采用曲型梁结构，以满足固定支点和对接面之间的高差，实现多直径、多高度的快速切换。

(2)本发明中，采用箱型结构，既能满足承载能力需求，又能减重。主体结构包括环状中心和四个支腿。环状中心和产品联接，四个支腿和承力梁联接。环状中心的框架结构由面板、侧板、弧立板、环立板组成，内部均匀布置肋板。并且在内部肋板上设置了工艺孔，同时解决了重量限制和箱型结构焊接工艺问题。

(3)在发动机额定推力的载荷基础上，考虑发动机开关机时刻产生的冲击动载荷，动载系数合理取值。

(4)本发明中，在连接结构上设置了承力销和销孔的紧密配合，同时满足了横向载荷和装配定位的需求。

(5)本发明解决了大型结构件的高精度装配问题，不同条件下采用三种方法可控制位置度传递精度0.03mm。工艺方法为：

方法1：箭体安装环和承力环对接孔在机床上一次配打成型。

方法2：安装环和承力环对接后，现场磁力钻配打销孔。

方法3：加工钻模板，用于传递销孔及螺栓孔位置。首先将钻模板和箭体安装环连接孔配打，然后将钻模板和承力环连接孔配打。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)现有试验台承力基座大多承载能力仅有几十吨，设计安全裕度较大。随着运载火箭快速地向重型化发展，发动机推力产生了飞跃式发展，而决定承力基座承载力的材料及工艺却没有跟上发动机的发展速度，因而原设计安全裕度无法适应重载需求。本发明在详细分析发动机开关机时刻产生的冲击动载荷基础上，合理选取了动载系数，在满足载荷需求前提下很大程度上降低了安全裕度。

(2)现有试验台承力基座多数采用数根螺栓和产品连接，靠接合面摩擦力只能适应小吨位的横向载荷，无法满足重载要求。本发明首次在大型重载结构对接件中使用承力销承担横向载荷和消除横向位移。

(3)本发明采用箱型结构，不同厚度钢板焊接而成，内置肋板开孔，具有良好的刚度和整体性，加工工艺简单。

(4)本发明采用四个直腿和环状中心的结构形式，构造简单，线性简洁美观。

(5)本发明结构和机架、产品均采用螺栓和承力销连接，方便拆装，具有不同模块间快速转换的优点。

(6)本发明连接紧固件均采用高强长螺栓，非标加工，材料选用35GrMo，长度达2.7m，拓宽了紧固件适用范围。

附图说明

图1是承力环立面结构图；图2是承力环平面结构图；图3是承力环剖面结构图。1是梁环连接螺栓、2是梁环连接销、3是承力基础、4是支腿、5是环状中心、6是箭环连接螺栓、7是箭环连接承力销、8是箭体、9是面板、10是弧立板、11是环立板、12是侧板、13是肋板。

具体实施方式

下面结合附图说明和具体实施例对本发明作进一步描述：

如图所示，承力环通过四个支腿4上的连接螺栓1和圆销2和承力基础连接，保证了轴向固紧和横向定位。承力环通过数根连接螺栓6和承力销7和产品连接，其中采用长螺杆结构的高强螺栓进行轴向固紧，采用承力销和销孔的紧密配合承担横向载荷和消除横向位移。