[发明专利]一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统

说明书

本发明涉及大型运载火箭领域，公开了一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统，其包括试验平台、立柱、承力梁、轴向加载装置、横向往复加载装置和试验件；所述立柱竖直相对设置在所述试验平台上，所述承力梁水平设于所述立柱的顶端；所述立柱竖直相对设置在所述试验平台上，所述承力梁水平设于所述立柱的顶端；所述试验件包括试验主轴承头和试验主轴承座，所述试验主轴承头安装在施力轴的下端，所述试验主轴承座安装在所述承力梁上，所述试验主轴承头与所述试验主轴承座轴向对接，轴向加载装置横和向往复加载装置加载在试验主轴承头上。本发明能够满足大型捆绑机构摩擦试验要求，系统稳定可靠。

技术领域

本发明涉及大型运载火箭捆绑机构技术领域，特别是涉及一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统。

背景技术

在国际航天领域大力发展深空探测的背景下，为了适应不同类型航天器的发射需求，世界上航天大国积极开展大型运载火箭研究，为满足深空探测飞行任务，国内外大型运载火箭多采用捆绑助推器的结构形式。捆绑火箭以其运载能力强、结构形式可靠、通用化、产品化等优势主导着国家的航天能力。

中国的捆绑火箭已经成功应用多年，但面对航天技术发展的压力，现有运载火箭能力已经不能满足现有发展任务的需求。因此，捆绑火箭技术的改进和完善刻不容缓。大型捆绑式运载火箭应运而生，大型运载火箭中的捆绑机构是保证助推器工作及分析可靠性的关键机构，因此需要对大型运载火箭捆绑机构进行地面验证试验，确保发射任务万无一失。

大型运载火箭捆绑机构的润滑摩擦试验具有高载荷特点，同时具备较高的摩擦频率。以往试验系统无法满足试验要求。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明的目的是提供一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统，以满足大型捆绑机构摩擦试验要求，系统稳定可靠。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统，其包括试验平台、立柱、承力梁、轴向加载装置、横向往复加载装置和试验件；

所述立柱竖直相对设置在所述试验平台上，所述承力梁水平设于所述立柱的顶端；

所述轴向加载装置包括第一作动器、施力轴、加载轴、轴承以及拉杆，所述第一作动器包括竖直设置的第一作动筒和第一活塞杆，所述第一活塞杆的一端安装在所述第一作动筒内，另一端延伸出所述第一作动筒，所述第一活塞杆可沿所述第一作动筒来回移动，所述施力轴竖直设置，所述加载轴与所述施力轴垂直固定设置，所述轴承分别套设在所述加载轴的两端，所述拉杆的上端与所述轴承的下端固定连接，所述拉杆的下端通过第一测力传感器与所述第一活塞杆的伸出端连接，所述第一作动筒的底部与所述试验平台连接；

所述横向往复加载装置包括第二作动器，所述第二作动器包括水平设置的第二作动筒和第二活塞杆，所述第二活塞杆的一端安装在所述所述第二作动筒内，另一端延伸出所述第二作动筒，所述第二活塞杆可沿所述第二作动筒来回移动，所述第二作动筒通过连接座安装在所述承力梁上；

所述施力轴的径向外表面装配有球铰连接座，所述第二活塞杆的伸出端通过第二测力传感器与所述球铰连接座对接；

所述试验件包括试验主轴承头和试验主轴承座，所述试验主轴承头安装在所述施力轴的下端，所述试验主轴承座安装在所述承力梁上，所述试验主轴承头与所述试验主轴承座轴向对接。

其中，所述轴承包括内圈和外圈，所述内圈与所述加载轴的两端固定连接，所述拉杆与所述外圈的底部固定连接。

其中，所述试验主轴承头通过连接板安装在所述施力轴的下端，所述试验主轴承座通过连接板安装在所述承力梁上。

其中，所述加载轴两端的所述拉杆通过三角拉片与所述第一活塞杆连接。