[实用新型]一种油气支承装置及包括其的航天器全尺寸振动试验系统

说明书

技术领域

本发明属于航天动力学试验技术领域，具体涉及一种用于航天器全尺寸振动试验边界模拟的油气支承装置，以及包括该油气支承装置的航天器全尺寸振动试验系统。

背景技术

在航天器如战略导弹、大型运载火箭的设计和定型过程中，了解与掌握其振动特性，关系到弹(箭)飞行的成败。以运载火箭为例，火箭属于弹性体，其动力学数据预测是非常难的，通常通过理论分析几乎不可能。因此世界各国均采取全尺寸全箭振动试验，得到其在自由飞行状态下的振动特性，在火箭飞行前处理好结构振动与控制系统相互作用、动载荷等问题，为确定控制系统、结构设计、航天器的飞行轨迹提供帮助。

我国对此采用弹性绳索将火箭悬吊起来，真实的模拟火箭自由飞行的边界条件，并激起振动来确定其动力学特性。然而，使用这种悬吊支撑系统时，获取的数据在很大程度上受到悬吊点力和支撑系统绳索的共振频率的影响。这些影响呈现高度非线性，以至于在试验结果的分析过程中很难排除。同时，绳索支撑系统与不同试验件的匹配比较困难，例如运载火箭、导弹、航天飞机、飞机，则需要制造特殊的工装用来悬挂不同的试件，这些工装干扰了试件的质量分布。此外，随着运载火箭不断追求更大的运载能力，绳索悬吊支撑系统吊起火箭对试验塔顶部承力结构的承载要求越来越大，将使试验塔设计难度和建造成本变得难以承受。

由此，需要一种新的用于航天器全尺寸振动试验边界模拟的支承装置，以解决现有弹性绳索悬吊系统中存在的受共振频率影响大、不同试验件需要设计不同工装、试验塔设计与建设成本高等问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，研究提出新的用于航天器全尺寸振动试验边界模拟的支承装置，以更准确的获取火箭结构振动特性，降低试验塔的设计建造成本。

本发明公开了一种用于航天器全尺寸振动试验边界模拟的油气支承装置，包括静压支承单元、油气弹簧单元和承力框架，所述承力框架安装在静压支承单元和油气弹簧单元外部，上端有一个圆形开口，所述静压支承单元底部通过螺栓连接安装在油气弹簧单元上部，所述油气弹簧单元下部通过螺栓连接在承力框架底部；

所述静压支承单元包括半球、球窝、底板、节流器，所述半球上端从所述承力框架上端的圆形开口伸出，能够水平移动到所述圆形开口侧壁后停止移动；所述半球和球窝相互配合，分别具有相匹配的半球凸起球面和球窝的凹陷球面，球窝底面和底板顶面相接触，分别具有相匹配的平面，半球凸起球面、球窝的凹陷球面以及球窝底面、底板顶面之间可以相对自由滑动；球窝凹陷球面内部设有若干个静压油腔，所述每个静压油腔内部安装一个节流器，球窝侧面设有外部进油口和回油口；球窝下表面设有若干平面油腔，球窝上表面或下表面设有环形的回油槽，每个平面油腔内部安装有一个节流器，球窝凹陷球面内部设有若干孔道用来连接进油口与节流器，高压油通过外部进油口供给，通过节流器为静压油腔和平面油腔供油；当油液充满油腔、建立压力状态下，半球、球窝、底板能够隔绝，油液将在分界面形成油膜并持续流动，油液流出油膜间隙后溢出到球窝上表面或者下表面的回油槽并通过回油口排出；

所述油气弹簧单元包括活塞、第一环形静压支承、第二环形静压支承、缸筒、底座、端盖、若干环形支承节流器、浮子，所述缸筒内部设有长孔道，所述第一环形静压支承、第二环形静压支承内表面设有若干扇形静压油腔；第一环形静压支承、第二环形静压支承分别过盈压入安装在缸筒内部的上下两端；第一环形静压支承、第二环形静压支承为圆筒状，其圆筒内壁有若干个对称分布的扇形静压油腔，高压油通过下部进油口进入缸筒内部，通过缸筒内部的长孔道和环形支承节流器后进入到对应连接的扇形静压油腔，下部进油口通过长孔道及缸筒内部的其它孔道与环形支承节流器以及扇形静压油腔连通；扇形静压油腔内部建立压力后使活塞与第一环形静压支承、第二环形静压支承之间形成油膜；环形支承节流器与扇形静压油腔的数量相同，并且相互连接；活塞嵌入到缸筒内部与底座共同形成一个高压油腔，浮子嵌入到活塞内部形成一个高压气腔，活塞和底座的接触面形成了毛细封油边，高压油腔内的油液通过毛细封油边泄出；浮子将高压油腔与高压气腔隔开；

所述底板为圆形板，所述节流器为阶梯状圆柱体结构，设有六角形柱体可与球窝螺纹连接，内部设有小直径的长孔，提供很大的液阻；所述活塞为阶梯状圆柱体结构，内部为空心结构；所述第一环形静压支承、第二环形静压支承、缸筒为圆筒形结构；所述环形支承节流器为阶梯状圆柱体结构，与缸筒内部螺纹连接，内部设有小直径的长孔，提供很大的液阻；所述端盖为圆环形结构，与缸筒顶部螺栓连接，内部设有密封圈与活塞接触密封；所述底座为阶梯状圆筒结构，与缸筒底部螺栓连接。