[发明专利]一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点

说明书

本发明提出一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点，包括承力点塔体、基板、承力销基板放置在试验平台上，试验平台上具有T型槽，在基与试验平台的贴合面上开有与试验平台上的T型槽反向对位的T型槽，组合形成工字型槽；承力销为工字型结构，插入基板与试验平台组合得到的工字型槽中，将基板与试验平台对接。本发明研制的承力点首次突破性的在平台采用了销式连接，在塔式承力点基板与试验平台的贴合面上加工与平台反向对位的T型槽后，用高强度钢锻制的工字销将承力点与试验平台对接。基于平台的大载荷承力点见图1。该结构较以往T型螺栓连接方式其强度有了突破性提高，为实现平台直连式小体积大载荷承力点的研制提供了条件。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机结构静力试验技术领域，具体为一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点。

背景技术

固体火箭发动机结构静力试验是固体火箭发动机试验重要的组成部分，承担着评价发动机结构设计的重要手段。现有的固体火箭发动机结构静力试验多为通用结构静力试验，主要依托地面固定承力点在试验平台上完成试验项目。通用试验平台的安装接口为T型射线槽，试验平台试验工装均采用T型螺栓的连接方式。T型螺栓具有安装方便、通用性强的特点，可满足大部分工况的使用需要。

当今固体火箭发动机越来越多的应用于包括运载火箭的其他新领域，发动机的工作状态迥异，发动机的结构设计也应之而变，催生了新状态下固体火箭发动机的静力试验需求。静力试验的核心在于模拟产品的边界条件，再现产品真实的工作状态，因而在大多数情况下现行的试验基础条件无法满足新型试验需要。以运载火箭的固体助推器的捆绑点静力试验为例，固体助推壳体的捆绑点近壁轴向大载荷实施难度较大，突出存在着现有通用承力点不可用，空间干涉等问题。为满足大量非常规固体火箭发动机结构静力试验需要，研究一种具有应用于试验平台的紧凑型大载荷承力点研制方法具有重要意义。

发明内容

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点，满足非常规固体火箭发动机结构静力试验中对紧凑型大载荷移动承力点的需要。

应用于试验平台的传统T型螺栓连接，具有使用方便、操作简单的优势，但因T型螺栓的特殊结构，其连接强度有限，在试验平台上利用T型射线槽和T型螺栓研制大载荷承力点不仅有大难度还有高风险。本发明研制的承力点首次突破性的在平台采用了销式连接，在塔式承力点基板与试验平台的贴合面上加工与平台反向对位的T型槽后，用高强度钢锻制的工字销将承力点与试验平台对接。基于平台的大载荷承力点见图1。该结构较以往T型螺栓连接方式其强度有了突破性提高，为实现平台直连式小体积大载荷承力点的研制提供了条件。

本发明的技术方案为：

所述一种用于固体火箭发动机结构静力试验平台的紧凑型大载荷承力点，其特征在于：包括承力点塔体(4)、基板(5)、承力销(8)；

所述基板(5)放置在试验平台(7)上，所述试验平台(7)上具有T型槽，在所述基板(5)与试验平台(7)的贴合面上开有与试验平台(7)上的T型槽反向对位的T型槽，组合形成工字型槽；所述承力销(8)为工字型结构，插入所述基板(5)与所述试验平台(7)组合得到的工字型槽中，将所述基板(5)与所述试验平台(7)对接；

所述基板(5)上开有用于安装内六方连接螺栓组(6)的连接通孔，且在基板(5)上表面开有用于与承力点塔体(4)中连接螺栓组(3)螺纹固定连接的螺栓孔；

所述承力点塔体(4)中心开有通孔，通孔内紧固嵌入有螺纹套，作为载荷输出接口；承力点塔体(4)的边缘台阶面上开有用于安装连接螺栓组(3)的连接通孔，承力点塔体(4)与基板(5)的贴合面上开有用于与基板(5)中内六方连接螺栓组(6)螺纹固定连接的螺栓孔；

内六方连接螺栓组(6)和连接螺栓组(3)将承力点塔体与基板在正反方向上固定连接。

有益效果