一种火箭发动机地面动态点火试验装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术公开了一种火箭发动机地面动态点火试验装置，装置包括控制单元、安装架、激振单元、推力台架、设备基础和动力单元；火箭发动机地面动态点火试验方法包括功能解耦方法和时变补偿控制方法；功能解耦方法包括运动解耦方法和力解耦方法，既实现了振动环境适应性试验与火箭试车点火试验的复合效应，又避免了振动对推力测试的干扰；时变补偿控制方法，提出了一种变增益系数的时变系统伺服补偿方法和一种变质量传递函数辨识法的时变系统振动补偿控制方法，补偿了发动机点火时间历程中被试件状态变化对激振系统控制精度的影响，提高振动试验的载荷控制精度；本申请满足了同时开展火箭发动机振动环境适应性试验和试车点火功能试验的研究和考核需求。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭发动机地面动态点火试验装置
本技术属于装备环境工程
，具体涉及一种火箭发动机地面动态点火试验装置。
技术介绍
大型火箭、各类高速导弹等高速飞行器从发射到飞行，要经受十分复杂的动力学环境，例如：发射时要经受发动机强劲气流的喷气噪声，高速飞行时要经受附面层气流压力脉动引起的空气动力噪声，潜射飞行器还要承受飞行器出水时空泡溃灭引起的载荷等，这些振动载荷对火箭发动机的结构和功能系统可能造成峰值破坏或疲劳损伤，可能导致单次飞行任务失败或不易暴露的设计缺陷。因此，火箭发动机研制过程中开展结构和功能系统对飞行剖面振动载荷适应性的研究及评估工作，对保证火箭高质量完成发射使命具有重要意义。由于试验加载技术手段的制约，当前火箭发动机的环境适应性试验和试车点火试验一般都独立或序贯进行，如先开展公路运输、铁路运输、飞行振动等振动环境适应性试验，再进行试车点火试验。现有的试验方法和手段能够暴露大部分的设计、制造和装配问题，但这种独立或序贯的试验方法，难以评估振动对发动机工作过程的影响如：推进剂燃速、燃烧室压力、熔渣滞留、壳体过热等，在某些情况下会导致缺陷难以暴露。因此，深入认识振动环境下火箭发动机工作影响及影响程度十分有必要。由于飞行振动边界条件复杂，准确建立理论计算模型较为困难，特别需要开展振动条件下的发动机点火试验研究，了解其对发动机性能的影响。因此急需研发出一种火箭发动机地面动态点火试验装置来解决以上问题。
技术实现思路
为解决上述
技术介绍
中提出的问题。本技术提供了一种火箭发动机地面动态点火试验装置。为实现上述目的，本技术提供如下技术方案：一种火箭发动机地面动态点火试验装置，包括：用于实现多作动器伺服控制和双向振动谱形控制的控制单元；控制单元包括用于火箭发动机点火和振动加载协同控制的总控模块、双向振动谱形控制的振动控制模块、用于实现作动单元同步闭环控制和双向运动协调控制的伺服控制模块、用于测试反馈的传感模块；用于安装支撑火箭发动机并向其传递双向振动载荷的安装架；安装架包括用于安装火箭发动机和传递力的加载台架、用于防止加载台架被火箭发动机推离激振位置的约束模块、用于连接加载台架和火箭发动机的轴承模块、用于连接加载台架和激振单元的解耦模块；用于提供激振力和传导作用力的激振单元；激振单元包括用于向提供水平激振力的X向作动器模块、用于向提供竖向激振力的Z向作动器模块；用于抵消和测试火箭发动机点火过程动态推力的推力台架；推力台架包括用于抵消火箭发动机点火过程动态推力、防止火箭发动机飞出的反力墙、用于测试火箭发动机点火过程动态推力的六分力测试模块；用于提供作动器模块安装基础和反作用力的设备基础；用于提供高压液压油的动力单元；X向作动器模块、Z向作动器模块安装在设备基础上；X向作动器模块的作用端和Z向作动器模块的作用端分别通过解耦模块与加载台架连接，火箭发动机通过多个轴承模块安装在加载台架上；反力墙安装在设备基础上，六分力测试模块安装在反力墙上，六分力测试模块与火箭发动机连接；试验启动信号从总控模块的输入端引入，总控模块的信号输出端分别与振动控制模块的信号输入端和火箭发动机的信号输入端连接，振动控制模块的信号输出端与伺服控制模块的信号输入端连接，伺服控制模块的信号输出端与激振单元的信号输入端连接，传感模块的信号输入端与激振单元的信号输出端连接，传感模块的信号输出端与振动控制模块的信号输入端、伺服控制模块的信号输入端连接。与现有技术相比，本技术的有益效果是：本申请可在地面同时实现火箭发动机的正弦扫频、随机振动和时间历程波形的加载和火箭发动机试车点火，解决了火箭发动机研制过程中地面试验无法同时开展振动环境适应性和试车点火功能试验的问题，所述模拟装置基于闭环控制方式，具有模拟精度高和重复性好等特点。附图说明图1是本技术的结构示意图；图2是本技术的结构框图；图3是本技术中的火箭发动机地面动态点火试验装置工作流程图。图中：1.控制单元，11.总控模块，12.振动控制模块，13.伺服控制模块，14.传感模块，2.安装架，21.加载台架，22.约束模块，23.轴承模块，24.解耦模块，3.激振单元，31.X向作动器模块，32.Z向作动器模块，4.推力台架，41.反力墙，42.六分力测试模块，5.设备基础，6.动力单元。具体实施方式下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。本技术提供以下技术方案：如图1和图2所示，一种火箭发动机地面动态点火试验装置，包括：用于实现多作动器伺服控制和双向振动谱形控制的控制单元1；控制单元1包括用于火箭发动机点火和振动加载协同控制的总控模块11、双向振动谱形控制的振动控制模块12、用于实现作动单元同步闭环控制和双向运动协调控制的伺服控制模块13、用于测试反馈的传感模块14；用于安装支撑火箭发动机并向其传递双向振动载荷的安装架2；安装架2包括用于安装火箭发动机和传递力的加载台架21、用于防止加载台架21被火箭发动机推离激振位置的约束模块22、用于连接加载台架21和火箭发动机的轴承模块23、用于连接加载台架21和激振单元3的解耦模块24；用于提供激振力和传导作用力的激振单元3；激振单元3包括用于向提供水平激振力的X向作动器模块31、用于向提供竖向激振力的Z向作动器模块32；用于抵消和测试火箭发动机点火过程动态推力的推力台架4；推力台架4包括用于抵消火箭发动机点火过程动态推力、防止火箭发动机飞出的反力墙41、用于测试火箭发动机点火过程动态推力的六分力测试模块42；用于提供作动器模块安装基础和反作用力的设备基础5；用于提供高压液压油的动力单元6；X向作动器模块31、Z向作动器模块32安装在设备基础5上；X向作动器模块31的作用端和Z向作动器模块32的作用端分别通过解耦模块24与加载台架21连接，火箭发动机通过多个轴承模块安装在加载台架21上；反力墙41安装在设备基础5上，六分力测试模块42安装在反力墙41上，六分力测试模块42与火箭发动机连接；试验启动信号从总控模块11的输入端引入，总控模块11的信号输出端分别与振动控制模块12的信号输入端和火箭发动机的信号输入端连接，振动控制模块12的信号输出端与伺服控制模块13的信号输入端连接，伺服控制模块13的信号输出端与激振单元3的信号输入端连接，传感模块14的信号输入端与激振单元3的信号输出端连接，传感模块14的信号输出端与振动控制模块12的信号输入端、伺服控制模块13的信号输入端连接。在本实施例中，安装架2的加载台架21根据火箭发动机不同分为“台面+夹具”型和“夹具本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种火箭发动机地面动态点火试验装置，其特征在于，包括：/n用于实现多作动器伺服控制和双向振动谱形控制的控制单元(1)；控制单元(1)包括用于火箭发动机点火和振动加载协同控制的总控模块(11)、双向振动谱形控制的振动控制模块(12)、用于实现作动单元同步闭环控制和双向运动协调控制的伺服控制模块(13)、用于测试反馈的传感模块(14)；/n用于安装支撑火箭发动机并向其传递双向振动载荷的安装架(2)；安装架(2)包括用于安装火箭发动机和传递力的加载台架(21)、用于防止加载台架(21)被火箭发动机推离激振位置的约束模块(22)、用于连接加载台架(21)和火箭发动机的轴承模块(23)、用于连接加载台架(21)和激振单元(3)的解耦模块(24)；/n用于提供激振力和传导作用力的激振单元(3)；激振单元(3)包括用于向提供水平激振力的X向作动器模块(31)、用于向提供竖向激振力的Z向作动器模块(32)；/n用于抵消和测试火箭发动机点火过程动态推力的推力台架(4)；推力台架(4)包括用于抵消火箭发动机点火过程动态推力、防止火箭发动机飞出的反力墙(41)、用于测试火箭发动机点火过程动态推力的六分力测试模块(42)；/n用于提供作动器模块安装基础和反作用力的设备基础(5)；/n用于提供高压液压油的动力单元(6)；/nX向作动器模块(31)、Z向作动器模块(32)安装在设备基础(5)上；X向作动器模块(31)的作用端和Z向作动器模块(32)的作用端分别通过解耦模块(24)与加载台架(21)连接，火箭发动机通过多个轴承模块安装在加载台架(21)上；反力墙(41)安装在设备基础(5)上，六分力测试模块(42)安装在反力墙(41)上，六分力测试模块(42)与火箭发动机连接；/n试验启动信号从总控模块(11)的输入端引入，总控模块(11)的信号输出端分别与振动控制模块(12)的信号输入端和火箭发动机的信号输入端连接，振动控制模块(12)的信号输出端与伺服控制模块(13)的信号输入端连接，伺服控制模块(13)的信号输出端与激振单元(3)的信号输入端连接，传感模块(14)的信号输入端与激振单元(3)的信号输出端连接，传感模块(14)的信号输出端与振动控制模块(12)的信号输入端、伺服控制模块(13)的信号输入端连接。/n...

【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机地面动态点火试验装置，其特征在于，包括：
用于实现多作动器伺服控制和双向振动谱形控制的控制单元(1)；控制单元(1)包括用于火箭发动机点火和振动加载协同控制的总控模块(11)、双向振动谱形控制的振动控制模块(12)、用于实现作动单元同步闭环控制和双向运动协调控制的伺服控制模块(13)、用于测试反馈的传感模块(14)；
用于安装支撑火箭发动机并向其传递双向振动载荷的安装架(2)；安装架(2)包括用于安装火箭发动机和传递力的加载台架(21)、用于防止加载台架(21)被火箭发动机推离激振位置的约束模块(22)、用于连接加载台架(21)和火箭发动机的轴承模块(23)、用于连接加载台架(21)和激振单元(3)的解耦模块(24)；
用于提供激振力和传导作用力的激振单元(3)；激振单元(3)包括用于向提供水平激振力的X向作动器模块(31)、用于向提供竖向激振力的Z向作动器模块(32)；
用于抵消和测试火箭发动机点火过程动态推力的推力台架(4)；推力台架(4)包括用于抵消火箭发动机点火过程动态推力、防止火箭发动机飞出的反力墙(41)、用于测试火箭发动机点火过程动态推力的六分力测试模块(42)；
用于提供作动器模块安装基础和反作用力的设备基础(5)；
用于提供高压液压油的动力单元(6)；
X向作动器模块(31)、Z向作动器模块(32)安装在设备基础(5)上；X向作动器模块(31)的作用端和Z向作动器模块(32)的作用端分别通过解耦模块(24)与加载台架(21)连接，火箭发动机通过多个轴承模块安装在加载台架(21)上；反力墙(41)安装在设备基础(5)上，六分力测试模块(42)安装在反力墙(41)上，六分力测试模块(42)与火箭发动机连接；
试验启动信号从总控模块(11)的输入端引入，总控模块(11)的信号输出端分别与振动控制模块(12)的信号输入端和火箭发动机的信号输入端连接，振动控制模块(12)的信号输出端与伺服控制...

【专利技术属性】
技术研发人员：王珏，李晓琳，毛勇建，张平，李思忠，刘伟，胡绍全，胡勇，严侠，刘谦，
申请(专利权)人：中国工程物理研究院总体工程研究所，
类型：新型
国别省市：四川;51