一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统

摘要

本发明涉及大型运载火箭领域，公开了一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统，其包括试验平台、立柱、承力梁、轴向加载装置、横向往复加载装置和试验件；所述立柱竖直相对设置在所述试验平台上，所述承力梁水平设于所述立柱的顶端；所述立柱竖直相对设置在所述试验平台上，所述承力梁水平设于所述立柱的顶端；所述试验件包括试验主轴承头和试验主轴承座，所述试验主轴承头安装在施力轴的下端，所述试验主轴承座安装在所述承力梁上，所述试验主轴承头与所述试验主轴承座轴向对接，轴向加载装置横和向往复加载装置加载在试验主轴承头上。本发明能够满足大型捆绑机构摩擦试验要求，系统稳定可靠。

说明书

技术领域

本发明涉及大型运载火箭捆绑机构技术领域，特别是涉及一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统。

背景技术

在国际航天领域大力发展深空探测的背景下，为了适应不同类型航天器的发射需求，世界上航天大国积极开展大型运载火箭研究，为满足深空探测飞行任务，国内外大型运载火箭多采用捆绑助推器的结构形式。捆绑火箭以其运载能力强、结构形式可靠、通用化、产品化等优势主导着国家的航天能力。

中国的捆绑火箭已经成功应用多年，但面对航天技术发展的压力，现有运载火箭能力已经不能满足现有发展任务的需求。因此，捆绑火箭技术的改进和完善刻不容缓。大型捆绑式运载火箭应运而生，大型运载火箭中的捆绑机构是保证助推器工作及分析可靠性的关键机构，因此需要对大型运载火箭捆绑机构进行地面验证试验，确保发射任务万无一失。

大型运载火箭捆绑机构的润滑摩擦试验具有高载荷特点，同时具备较高的摩擦频率。以往试验系统无法满足试验要求。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明的目的是提供一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统，以满足大型捆绑机构摩擦试验要求，系统稳定可靠。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统，其包括试验平台、立柱、承力梁、轴向加载装置、横向往复加载装置和试验件；

所述立柱竖直相对设置在所述试验平台上，所述承力梁水平设于所述立柱的顶端；

所述轴向加载装置包括第一作动器、施力轴、加载轴、轴承以及拉杆，所述第一作动器包括竖直设置的第一作动筒和第一活塞杆，所述第一活塞杆的一端安装在所述第一作动筒内，另一端延伸出所述第一作动筒，所述第一活塞杆可沿所述第一作动筒来回移动，所述施力轴竖直设置，所述加载轴与所述施力轴垂直固定设置，所述轴承分别套设在所述加载轴的两端，所述拉杆的上端与所述轴承的下端固定连接，所述拉杆的下端通过第一测力传感器与所述第一活塞杆的伸出端连接，所述第一作动筒的底部与所述试验平台连接；

所述横向往复加载装置包括第二作动器，所述第二作动器包括水平设置的第二作动筒和第二活塞杆，所述第二活塞杆的一端安装在所述所述第二作动筒内，另一端延伸出所述第二作动筒，所述第二活塞杆可沿所述第二作动筒来回移动，所述第二作动筒通过连接座安装在所述承力梁上；

所述施力轴的径向外表面装配有球铰连接座，所述第二活塞杆的伸出端通过第二测力传感器与所述球铰连接座对接；

所述试验件包括试验主轴承头和试验主轴承座，所述试验主轴承头安装在所述施力轴的下端，所述试验主轴承座安装在所述承力梁上，所述试验主轴承头与所述试验主轴承座轴向对接。

其中，所述轴承包括内圈和外圈，所述内圈与所述加载轴的两端固定连接，所述拉杆与所述外圈的底部固定连接。

其中，所述试验主轴承头通过连接板安装在所述施力轴的下端，所述试验主轴承座通过连接板安装在所述承力梁上。

其中，所述加载轴两端的所述拉杆通过三角拉片与所述第一活塞杆连接。

其中，所述第一作动器为3500kN作动器，所述第二作动器为250kN作动器。

其中，还包括数据采集系统和加载控制系统，所述第一测力传感器、第二测力传感器分别与所述数据采集系统连接，所述第一作动器和第二作动器分别与所述加载控制系统连接。

其中，所述试验件与所述第一作动器通过定位杆实现对中。

其中，所述拉杆穿过安装板上的定位孔后与所述轴承连接。

其中，所述立柱的侧边设有支撑块。

其中，所述加载轴与所述施力轴一体设置。

(三)有益效果

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

本发明提供的一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统，通过以上技术方案，能够测出试验主轴承头和试验主轴承座之间的轴向力以及横向往复作用力，便可以计算出两者之间的摩擦系数，以满足大型捆绑机构摩擦试验要求，系统稳定可靠。

附图说明

图1为本发明试验主轴承头的结构示意图；

图2为本发明试验主轴承座的结构示意图；

图3为本发明试验加载主视示意图；

图4为图3的侧视图；

图5为本发明一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统的整体示意图；

图6为图5的侧视图；

图中：1：试验主轴承头；2：试验主轴承座；3：施力轴；4：加载轴；5：轴承；6：拉杆；7：立柱；8：承力梁；9：第一作动器；10：第二作动器；11：三角拉片；12：安装板；13：连接板；14：试验平台；15：支撑块；16：连接座。

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”、“多根”、“多组”的含义是两个或两个以上。

如图1-6所示，本发明提供了一种大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统，其包括试验平台14、立柱7、承力梁8、轴向加载装置、横向往复加载装置和试验件；

如图5和6所示，所述立柱7竖直相对设置在所述试验平台14上，试验平台14直径为3m，所述承力梁8水平设于所述立柱7的顶端，承力梁8为1000kN.m高载荷承力梁8，用于安装试验件等其他部件；

所述轴向加载装置包括第一作动器9、施力轴3、加载轴4、轴承5以及拉杆6，所述第一作动器9为3500kN作动器，所述第一作动器9包括竖直设置的第一作动筒和第一活塞杆，所述第一活塞杆的一端安装在所述第一作动筒内，另一端延伸出所述第一作动筒，所述第一活塞杆可沿所述第一作动筒来回移动，所述施力轴3竖直设置，所述加载轴4与所述施力轴3垂直固定设置，具体可以采用一体设置，以保证足够的结构强度，所述轴承5分别套设在所述加载轴4的两端，拉杆6为两根，分别与对应的轴承5连接，所述拉杆6的上端与所述轴承5的下端固定连接，所述拉杆6的下端通过第一测力传感器与所述第一活塞杆的伸出端连接，所述第一作动筒的底部与所述试验平台14连接，通过第一作动筒提供轴向力，并通过第一测力传感器测出；

所述横向往复加载装置包括第二作动器10，所述第二作动器10为250kN作动器，所述第二作动器10包括水平设置的第二作动筒和第二活塞杆，所述第二活塞杆的一端安装在所述所述第二作动筒内，另一端延伸出所述第二作动筒，所述第二活塞杆可沿所述第二作动筒来回移动，所述第二作动筒通过连接座16安装在所述承力梁8上，通过第二作动筒提供横向往复作用力；

所述施力轴3的径向外表面装配有球铰连接座，所述第二活塞杆的伸出端通过第二测力传感器与所述球铰连接座对接，具体地，第二活塞杆的伸出端与球铰连接座法兰对接；

所述试验件包括助推器的试验主轴承头1和试验主轴承座2，所述试验主轴承头1通过连接板13安装在所述施力轴3的下端，所述试验主轴承座2通过连接板13安装在所述承力梁8上，所述试验主轴承头1与所述试验主轴承座2轴向对接，如图1和2所示，试验主轴承头1设有轴向通孔，其一端设有锥台状的凸起，试验主轴承座2同样设有轴向通孔，其一端设有与所述凸起相匹配的凹槽，试验主轴承头1与试验主轴承座2轴向对接后，试验主轴承头1的凸起可绕凹槽转动。如图3和4所示，为模拟助推器飞行时的轴向载荷，通过加载轴4对试验主轴承头1施加轴向力，为模拟助推器捆绑机构转动，通过第二活塞杆推动施力轴3往复转动，以对试验主轴承头1施加横向往复作用力，根据摩擦系数等于横向往复作用力除以轴向力，从而计算出摩擦系数。本发明在现有设备基础上，设计了轴向加载装置、横向往复加载装置，针对特殊的加载要求，设计并优化了载荷曲线谱，实现了高载荷、高频率的实施要求，本发明能够满足3000kN/10Hz载荷级别的捆绑机构摩擦试验要求，试验稳定可靠。

其中，所述轴承包括内圈和外圈，所述内圈与所述加载轴4的两端固定连接，所述拉杆6与所述外圈的底部固定连接，从而在第二活塞杆推动施力轴3往复转动时，内圈跟随转动，而外圈保持不动，以确保拉杆6施力不受影响。

其中，所述加载轴4两端的所述拉杆6通过三角拉片11与所述第一活塞杆连接，所述三角拉片11的三个角处分别设有连接孔，两根拉杆6分别与其中的两个孔连接，第一活塞杆与第三个孔连接，从而合成为一个加载点。

其中，还包括数据采集系统和加载控制系统，所述第一测力传感器、第二测力传感器分别与所述数据采集系统连接，所述第一作动器9和第二作动器10分别与所述加载控制系统连接。采用热电偶测量试验主轴承头1和试验主轴承座2内外壁的温度变化及内腔的空气温度。采用高温应变片测量主轴承头内壁的应力变化。采用3500kN力传感器测量轴向载荷的大小，同时采用250kN载荷传感器跟踪测量横向往复作用力的大小，两路载荷信号通过变送器送入数据采集系统。

其中，所述试验件与所述第一作动器9通过定位杆实现对中。试验时首先施加轴向力至“0”秒状态载荷，待轴向力稳定后撤去定位杆，随后用250kN位控伺服作动筒和3000kN伺服作动筒共同施加试验载荷。

其中，所述拉杆6穿过安装板12上的定位孔后与所述轴承连接，安装板12上的定位孔可以限制加载系统在非加载方向的转动和扭动。

其中，所述立柱7的侧边设有支撑块15，为立柱7提供支撑力。

以下通过一个具体实施例来说明本发明：

本发明主要适用于大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验。由于该试验载荷大，最高为2690kN，频率最高约9.8Hz。以往的试验系统根本无法满足其试验要求。因此本发明根据试验要求，设计并建立了一套能够满足大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验的技术方法。试验证明能够满足3000kN/10Hz载荷级别的捆绑机构摩擦试验要求，方法稳定可靠。

首先，按照上述建立高载荷润滑摩擦试验承力系统：试验时首先施加轴向力至“0”秒状态载荷，待轴向力稳定后撤去定位杆，随后用250kN位控伺服作动筒和3000kN伺服作动筒共同施加试验载荷。

然后，进行试验载荷优化处理：将试验件预先安装在试验工装上，为模拟助推器飞行时的轴向载荷，在工装上施加轴向压力，为模拟助推器捆绑机构转动，在工装上施加往复作用力，使助推器主轴承头绕转轴产生转动。轴向力和横向往复作用力均为时间的变量，需要根据加载控制系统对其进行数据优化。由于试验时采用简化轴向载荷曲线的做法，以0秒状态为起点，171.5秒状态为终点，从471737.9N～1926423N直线加载，为保证试验状态的一致性，正式试验件也采用相同的方法加载。实际的载荷曲线下凹，而该方法的载荷曲线平直，对试验件的载荷状态考核将更加充分。对于横向往复运动载荷，需要根据加载控制系统对其进行离散化处理，既要满足控制系统的加载精度，同时也要防止系统发散。

而后，对于数据采集方法：采用铂电阻测量主轴承头和主轴承座内外壁的温度变化及内腔的空气温度。采用高温应变片测量主轴承头和主轴承座内外壁的应力变化。采用3500kN力传感器测量轴向载荷的大小，同时采用400kN载荷传感器跟踪测量往复作用力的大小，两路载荷信号通过变送器送入数据采集系统。采用动态数据采集系统测量温度、应力/应变和载荷数据，并按试验要求生成所需的曲线。

试验过程及结果：先进行空载试验，试验目的是调试整个加载、测量系统和加载、测量方案，使之能够满足试验要求。将加载系统作动筒与加载工装连接后将主轴承头安装在加载组合体上，使其悬空，用位控作动筒以频率5Hz、幅值6.2mm将其推动，测量系统采集推动力的变化曲线，以便留作数据后处理时应用。推动结果表明系统摩擦力和惯性力总和的峰值仅为6.2kN左右。正式试验时轴压加载按直线加载至1926423N，同时位控作动筒以频率5Hz、幅值6.2mm推动主轴承头在主轴承座内滑动，测量系统采集推动力的变化曲线，试验过程十分顺利，只听到均匀的“嚓嚓”声。观察载荷曲线，发现推动载荷在试验开始十几秒时有下降现象，随后才随正压力增加而略有上升，然后基本稳定，不再随正压力增加而成比例上升，最大力在+33kN～－47kN之间，平均推力在40kN左右，该现象说明：随推动次数增加，摩擦副的摩擦系数在不断减小。从测量数据中看出，所测得的数据中，温度最高升至204℃、166℃、75℃、81.5℃，应力最大为535MPa、520MPa、-315MPa、397MPa。

试验进行了多个状态下的测试，其中涉及的最大轴向载荷为2690kN，摩擦频率为9.8Hz。从各状态推动力～时间历程曲线和推动力/轴向力～时间历程曲线来看，在加载过程中，各试验件的曲线均较为理想，显示摩擦开始时推动力较大，但迅速下降。而在摩擦的后半段，推动力只略有上升，甚至不上升，且上升曲线十分平缓，而摩擦系数则单调下降。

由以上实施例可以看出，本发明的大型运载火箭捆绑机构高载荷润滑摩擦试验系统，能够顺利测出试验主轴承头和试验主轴承座之间的轴向力以及横向往复作用力，以满足大型捆绑机构摩擦试验要求，系统稳定可靠。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。