[发明专利]试验机构单元、发动机随动推力下振动试验系统及方法

说明书

本发明公开了试验机构单元，用于模拟细长体导弹在飞行过程中产生的随动推力；其中细长体导弹模型包括铝棒和试验发动机；初始状态下，侧立柱与试验发动机第二端之间通过爆炸螺栓连接，铝棒弯曲，细长体导弹模型为形变状态；爆炸螺栓点火分离后，铝棒带动试验发动机向支撑架另一侧运动，同时试验发动机点火，产生随动推力。本发明还公开了发动机随动推力下振动试验系统和方法，摄像单元获取细长体导弹模型的运动图像；振动测试单元获取振动数据；推力测试单元用于获取细长体导弹模型的推力。本发明解决了传统发动机地面静止点火试验系统不能产生随动推力的难题，实现了细长体导弹飞行时发生弹性变形后的振动情况的模拟。

技术领域

本发明涉及一种产生随动推力的试验机构单元、发动机随动推力下振动试验系统及方法，尤其涉及一种固体火箭发动机不同随动推力工况下多尺寸细长体结构振动试验系统和方法，属于发动机测试技术领域。

背景技术

固体火箭发动机点火后会产生沿轴向方向的推力，一般情况下可忽略弹体自身发生的弹性变形。但随着导弹大长径比化发展的趋势，弹体结构在飞行过程中趋于柔性，易发生较大的弹性变形。发生变形后，推力方向也会随之发生改变，形成随动推力。这种情况下，该弹性变形不可忽略。开展随动推力对细长弹体结构振动的影响具有重要意义。目前，国内外对于随动推力作用下细长体结构的振动研究大多未考虑发动机点火后横向分量的影响。

传统的固体火箭发动机地面静止点火试验系统中，发动机一般通过连接件与承力墩连接，装调完成后轴向不完全固定，可移动，横向被完全固定，由此装配形式产生的推力被限制在轴向，无法产生随动推力。例如，鲁俊兴等人发明的申请号为201110321594.2的一种用于固体火箭发动机静止试验滑筒式中心架，利用两个套筒之间的精密动配合和导向键，实现中心架滚轮的精确直线往复运动且无任何摆动，在发动机装调中很容易保证轴心的对中。轴心对中后，发动机横向被固定，静止试验时产生的推力方向便始终沿着试车架的轴向，无法产生随动推力。

因此，研制出一种稳定可靠、可产生随动推力、可产生横向分量、适用于固体火箭发动机随动推力作用下细长体结构振动的试验系统已成为当务之急。

发明内容

本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种试验机构单元，解决了传统的固体火箭发动机地面静止点火试验系统不能产生横向分量和随动推力的难题，能够实现模拟细长体导弹在飞行过程中产生的随动推力；

本发明的另一目的在于克服上述缺陷，提供一种发动机随动推力下振动试验系统和方法，解决了传统试验中无法评估随动推力对导弹振动性能影响的难题。

为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：

一种试验机构单元，用于模拟细长体导弹在飞行过程中产生的随动推力；

包括：承力墩、试车台、支撑架、细长体导弹模型、侧立柱和爆炸螺栓；细长体导弹模型包括铝棒和试验发动机，铝棒第一端与试验发动机第一端连接；

承力墩固定于地面；试车台与承力墩固定连接；支撑架和侧立柱安装于试车台上，侧立柱设于支撑架一侧；细长体导弹模型位于试车台上方，铝棒第二端连接承力墩，试验发动机第二端位于支撑架上；初始状态下，侧立柱与试验发动机第二端之间通过爆炸螺栓连接，铝棒弯曲，细长体导弹模型为形变状态；爆炸螺栓点火分离后，铝棒带动试验发动机向支撑架另一侧运动，同时试验发动机点火，细长体导弹模型对承力墩产生随动推力。

进一步的，上述一种试验机构单元中，设细长体导弹模型非形变状态时的轴向为水平的X方向；

初始状态下，侧立柱、爆炸螺栓和试验发动机第二端之间通过钢丝绳连接，通过调节钢丝绳的长度调节铝棒的弯曲程度；钢丝绳的方向为水平的Y方向，所述Y方向与X方向垂直；

支撑架上表面设有沿Y方向的水平滑轨，试验发动机第二端通过与水平滑轨配合的滑块安装于支撑架上表面，爆炸螺栓点火分离后，铝棒带动试验发动机沿所述水平滑轨向支撑架另一侧移动。