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1、(10)申请公布号 CN 102943720 A (43)申请公布日 2013.02.27 CN 102943720 A *CN102943720A* (21)申请号 201210440049.X (22)申请日 2012.11.06 F02K 9/96(2006.01) (71)申请人 北京航空航天大学 地址 100191 北京市海淀区学院路 37 号 (72)发明人 俞南嘉 蔡国飙 赵胜 李君海 (74)专利代理机构 北京永创新实专利事务所 11121 代理人 周长琪 (54) 发明名称 一种大长径比火箭发动机试车架中的发动机 支撑机构 (57) 摘要 本发明公开了一种大长径比火箭发动机试。
2、车 架中的发动机支撑机构， 包括发动机卡箍、 活动支 架、 活动支架座、 支座与螺栓组件 ； 发动机卡箍包 括内侧具有半圆弧面的上、 下卡箍及滚动件 ； 其 中， 上、 下卡箍内侧半圆弧面周向开槽设置有滚动 件， 通过将上、 下卡箍固定， 将发动机卡住， 使滚动 件贴合发动机， 通过滚动件实现发动机的周向运 动。 上述发动机卡箍与活动支架固定， 活动支架通 过螺栓组件与活动支架座连接， 且可在滑槽各位 置定位。 支座与活动支架座相连， 用来支撑整个支 撑机构。本发明的优点为 ： 可用于不同直径发动 机的试车， 便于发动机分段支撑， 且使发动机高度 可调 ； 并可保证发动机 - 动架组合体具有尽。
3、可能 高的固有频率， 利于动态力的测量。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 3 页 附图 3 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 1 页 说明书 3 页 附图 3 页 1/1 页 2 1. 一种大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构， 其特征在于 ： 包括发动机卡 箍、 活动支架、 活动支架座、 支座与螺栓组件 ； 其中， 发送机卡箍包括上卡箍、 下卡箍与滚动件 ； 其中， 上卡箍与下卡箍内侧面均为半 圆弧面， 且半圆弧面上沿周向上开有凹槽 ； 上卡箍与下卡箍间相连后， 使上卡箍与下卡箍内 侧面间形成带环形槽的圆环面 ； 且在环形槽。
4、内周向上设置有滚动件 ； 滚动件滚动的方向为 环形槽的轴向与周向 ； 上述上卡箍与下卡箍内侧面间的圆环面用来固定发动机， 且使滚动 件与发动机外壁贴合 ； 所述支座上固定有活动支架座 ； 活动支架通过由螺栓与螺母构成的螺栓组件与活动支 架座连接定位 ； 所述活动支架与活动支架座间的连接方式具体如下 ： 活动支架上沿竖直方向开有两条滑槽 ； 通过螺栓依次穿过活动支座与滑槽后， 螺纹连 接直径大于滑槽宽度的螺母， 由此拧紧螺母使活动支架与活动支架座间固定 ； 松开螺母调 节活动支架的高度 ； 活动支架顶面通过连接螺栓与发送机卡箍固连。 2. 如权利要求 1 所述一种大长径比火箭发动机试车架中的发动。
5、机支撑机构， 其特征在 于 ： 所述上卡箍与下卡箍两端均具有凸耳， 通过螺栓将上卡箍与下卡箍两端的凸耳固定连 接， 实现上卡箍与下卡箍间的定位。 3. 如权利要求 1 所述一种大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构， 其特征在 于 ： 所述滚动件为滚珠， 连续贴合设置在环形槽内， 且滚珠的直径小于环形槽的宽度。 4. 如权利要求 3 所述一种大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构， 其特征在 于 ： 所述滚珠通过高粘性润滑剂粘结在上卡与下卡箍的凹槽内。 5. 如权利要求 4 所述一种大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构， 其特征在 于 ： 所述高粘性润滑剂为润滑脂。 6. 如权利。
6、要求 1 所述一种大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构， 其特征在 于 ： 所述支座上开有条形固定槽， 通过穿过固定槽的连接件将支座固定到地面或地基上。 7. 如权利要求 1 所述一种大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构， 其特征在 于 ： 所述每条滑槽内穿过两个螺栓， 且两螺栓间竖直方向距离小于滑槽长度。 权 利 要 求 书 CN 102943720 A 2 1/3 页 3 一种大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构 技术领域 0001 本发明涉及火箭发动机试验技术领域， 具体来说， 是一种用于大长径比固液混合 火箭发动机和固体火箭发动机地面水平试车架中的发动机支撑机构。 背。
7、景技术 0002 现有固液混合火箭发动机为了提高燃烧效率， 通常采用比一般固体火箭发动机更 大的长径比 （即发动机药柱长度与药柱外径之比） ， 而其试车架一般沿用了固体火箭发动机 的试车架。 0003 固体火箭发动机试车架的支撑部分由动架、 静架和其间的连接件组成。静架是试 车架的承力构件， 由承受主推力和侧向力的钢架和承受发动机、 动架质量的钢架组成， 它与 试车台体紧固连成一体， 承受各种作用力和力矩。 动架是定位和固定发动机的结构件， 与发 动机连接， 确保与发动机一起运动。 动静架之间的连接件， 常用的有滚动元件 （滚球、 滚轮加 上静压导轨等） 和弹性元件 （板簧、 圆杆挠性件、 万。
8、向挠性件等） ， 用来支撑发动机和动架的 质量， 并提供沿发动机轴向运动的小位移自由度。 0004 当发动机的长径比较大时， 若采用常规固体火箭发动机的滚动元件试车架结构连 接， 需要较长的滚轮车等大型活动机构， 用来支撑发动机， 但这种大型活动机构通常需要铺 设长导轨等， 并且发动机 - 动架组合体的质量大， 固有频率低， 不利于动态力的测量 ； 而采 用常规固体火箭发动机的弹性元件试车架， 则需要板簧等元件连接动架和静架， 连接接点 多， 调整结构多， 相互关系和安装调试复杂， 并且弹性元件的变形量对测量性能有重大影 响， 因结构、 材料的弹性后效和弹性滞后等弹性不完善性的影响， 会导致一。
9、定的非线性、 滞 后性和重复性误差。 发明内容 0005 针对现有技术的不足， 本发明提供一种大长径比火箭发动机试车架中的发动机支 撑机构， 可简化了常规试车架的动架结构， 减小了发动机 - 动架组合体的质量， 且可实现发 动机的上下位置调整以及消除发动机工作时轴向延伸影响。 所述大长径比火箭发动机试车 架中的发动机支撑机构， 包括发动机卡箍、 活动支架、 活动支架座、 支座与螺栓组件。 0006 其中， 发送机卡箍包括上卡箍、 下卡箍与滚动件 ； 其中， 上卡箍与下卡箍内侧面均 为半圆弧面， 且半圆弧面上沿周向上开有凹槽 ； 上卡箍与下卡箍间相连后， 使上卡箍与下卡 箍内侧面间形成带环形槽的。
10、圆环面。且在环形槽内周向上设置有滚动件 ； 滚动件滚动的方 向主要为环形槽的轴向， 同时也可沿环形槽周向滚动 ； 上述上卡箍与下卡箍内侧面间的圆 环面用来固定发动机， 且使滚动件与发动机外壁贴合。 0007 所述支座上固定有活动支架座 ； 活动支架通过由螺栓与螺母构成的螺栓组件与活 动支架座连接定位 ； 所述活动支架与活动支架座间的连接方式具体如下 ： 0008 活动支架上沿竖直方向开有两条滑槽 ； 通过螺栓依次穿过活动支座与滑槽后， 螺 纹连接直径大于滑槽宽度的螺母， 由此拧紧螺母使活动支架与活动支架座间固定 ； 松开螺 说 明 书 CN 102943720 A 3 2/3 页 4 母调节活。
11、动支架的高度 ； 活动支架顶面通过连接螺栓与发送机卡箍固连。 0009 本发明的优点在于 ： 0010 1、 本发明大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构， 可用于大长径比固液 混合火箭发动机和固体火箭发动机试车， 且结构简单， 易于实现分段支撑， 并可消除发动机 工作时轴向延伸影响 ； 0011 2、 本发明大长径比火箭发动机试车架中滚动元件支撑机构， 可以用于不同直径的 大长径比固液混合火箭发动机和固体火箭发动机的试车， 而不用更换活动支架、 活动支架 座、 支座和对应的紧固件 ； 0012 3、 本发明大长径比火箭发动机试车架中发动机支撑机构， 可调节活动支架和活动 支架座的竖直位置。
12、关系， 间接调节支架上卡箍和支架下卡箍的高度， 进而调节水平放置的 火箭发动机的高度 ； 0013 4、 本发明大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构， 简化了常规试车架的 动架结构， 减小了发动机 - 动架组合体的质量 ； 且整个支撑结构各部件间均为刚性连接， 可 保证发动机 - 动架组合体具有尽可能高的固有频率， 有利于动态力的测量。 附图说明 0014 图 1 为本发明大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构整体结构示意图 ； 0015 图 2 为本发明大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构整体结构正视示 意图 ； 0016 图 3 为本发明大长径比火箭发动机试车架中的发动机支。
13、撑机构整体结构侧视剖 视示意图。 0017 图中 ： 0018 1- 发动机卡箍 2- 活动支架 3- 活动支架座 4- 支座 0019 5- 螺栓组件 101- 上卡箍 102- 下卡箍 103- 滚动件 0020 104- 凸耳 201- 滑槽 401- 固定槽 501- 螺栓 0021 502- 螺母 具体实施方式 0022 下面结合附图对本发明进一步说明。 0023 本发明大长径比火箭发动机试车架中的发动机支撑机构包括发动机卡箍 1、 活动 支架 2、 活动支架座 3、 支座 4 与螺栓组件 5， 如图 1、 图 2、 图 3 所示 ； 0024 其中， 发送机卡箍 1 包括上卡箍 1。
14、01、 下卡箍 102 与滚动件 103 ； 其中， 上卡箍 101 与下卡箍 102 内侧面均为半圆弧面， 且半圆弧面上沿周向上开有凹槽。上卡箍 101 与下卡 箍 102 两端均具有凸耳 104， 由此通过螺栓将上卡箍 101 与下卡箍 102 两端的凸耳 104 固 定连接， 使上卡箍 101 与下卡箍 102 内侧面间形成带环形槽的圆环面。在环形槽内周向上 连续设置有滚动件 103， 滚动件 103 设置在环形槽内， 滚动件滚动的方向主要为环形槽的轴 向， 同时也可沿环形槽周向滚动。通过上述结构， 由上卡箍 101 与下卡箍 102 固定后可将发 动机固定在上卡箍 101 与下卡箍 1。
15、02 之间， 使滚动件 103 与发动机外壁贴合。由此， 在发动 机工作时， 通过滚动件 103 实现发动机的轴向运动， 可有效消除发动机的轴向延伸影响。 说 明 书 CN 102943720 A 4 3/3 页 5 0025 本发明中滚动件 103 采用滚珠， 滚珠可连续贴合设置在环形槽内， 且滚珠的直径 小于环形槽的宽度。在滚珠以及发动机安装过程中， 上卡箍 101 与下卡箍 102 内的滚珠可 通过高粘性润滑剂 （如润滑脂等） 设置在凹槽内， 与凹槽间通过高粘性润滑剂粘结， 实现滚 珠与上卡箍 101、 下卡箍 102 间的定位 ； 随后将上卡箍 101 与下卡箍 102 相互固定在发动。
16、机 外侧， 由此即可实现全部滚珠与发动机间的定位。通过采用滚珠使发动机与发动机卡箍 1 间实现高效传动， 且滚珠安装方便， 便于更换。 0026 上述发动机卡箍 1 通过活动支架 2 安装在活动支架座 3 上， 并通过支座 4 对实现 对本发明支撑机构整体以及发动机的支撑。 所述活动支架2、 活动支架座3以及支座4均为 板状结构 ； 其中， 支座 4 上横向开有条形固定槽 401， 通过穿过固定槽 401 的螺栓或箍等连 接件将支座 4 固定到地面或地基上。采用条形固定槽是为了方便选取螺栓的固定位置， 使 螺栓可在槽内各个位置都可以将本发明支撑机构拧紧固定 ； 比如若当支座 4 固定在两条平 。
17、行导轨上时， 则螺栓的位置需要避开导轨。支座 4 上表面通过螺栓固定活动支架座 3， 而活 动支架 2 通过由螺栓 501 与螺母 502 构成的螺栓组件 5 与活动支架座 3 连接定位。 0027 上述活动支架 2 与活动支架座 3 间的连接方式具体如下 ： 0028 活动支架 2 上沿竖直方向开有两条滑槽 201 ； 活动支架座 3 上在竖直方向上开有 两列通孔， 且每列至少具有 1 个通孔， 两列通孔间的水平距离与活动支架 2 上两条滑槽 201 间的水平距离相同。 由此螺栓501依次穿过通孔与滑槽201后， 螺纹连接直径大于滑槽201 宽度的螺母502， 通过拧紧螺母502， 使活动支。
18、架2与活动支架座3间贴合固定 ； 且松开螺母 502 后， 通过改变活动支架座 3 上螺栓 501 在活动支架 2 上滑槽 201 内的位置， 可调节活动 支架 2 和活动支架座 3 的竖直位置关系。本发明中为了使活动支架 2 与活动支架座 3 间固 定牢固， 在每列上开有两个通孔， 两列上的通孔位置相互对称， 且每列上两个通孔间的竖直 距离小于滑槽 201 的长度。 0029 活动支架 2 顶面通过连接螺栓与发送机卡箍 1 中的下卡箍 102 底面固连， 由此通 过调节活动支架 2 和活动支架座 3 的竖直位置关系， 可间接调节上卡箍 101 和下卡箍 102 的高度， 实现水平放置的火箭发。
19、动机的高度调整。 0030 对于不同外直径的固液火箭发动机， 可以通过加工不同环形面直径和对应环形槽 直径的发动机卡箍 1， 并调整滚珠的直径来达到固定发动机的目的， 而不用更换活动支架 2、 活动支架座 3、 支座 4 和螺栓组件 5 以及各连接螺栓。 0031 上述结构的大长径比火箭发动机试车架中发动机支撑机构， 可用于不同直径的大 长径比固液混合火箭发动机和固体火箭发动机的试车， 通过同时设置多个发动机支撑机构 可实现火箭发动机的分段支撑 ； 通过发动机卡箍 1 中上卡箍 101 与下卡箍 102 间设置的滚 动件 103， 可有效消除火箭发动机工作时轴向延伸影响 ； 同时通过调节活动支。
20、架 2 和活动支 架座3间的竖直位置关系， 间接调节发动机卡箍1的高度， 进而调节水平放置的火箭发动机 的高度 ； 且本发明发动机支撑机构可省略常规试车架的动架结构， 由此减小了发动机 - 动 架组合体的质量 ； 整个支撑机构全部为刚性连接， 可保证发动机 - 动架组合体具有尽可能 高的固有频率， 有利于动态力的测量。 说 明 书 CN 102943720 A 5 1/3 页 6 图 1 说 明 书 附 图 CN 102943720 A 6 2/3 页 7 图 2 说 明 书 附 图 CN 102943720 A 7 3/3 页 8 图 3 说 明 书 附 图 CN 102943720 A 8 。