【摘要】 本发明属于一种火箭发动机试验装置，具体涉及一种火箭点火姿态模拟试验装置。其优点是，发动机点火启动后，火箭在棘齿滑轨型弹道模拟机构沿直线运动；火箭俯仰角液控型机构则按火箭俯仰角变化规律控制弹体在发射面内旋转角度；火箭偏航角及滚转角控制机构则带动棘齿滑轨型弹道模拟机构、火箭俯仰角液控型机构沿垂直水平面的轴线转动，转动加速度、速度、角度由火箭偏航角及滚转角控制机构中的转动飞轮控制。由于三个机构在立体空间中沿三个方向控制机构运动，则三个机构同时工作条件下，可以按设计要求模拟火箭任意点火姿态；只有两个机构工作条件下，则模拟相应组合条件下的火箭点火姿态。 【专利类型】发明申请 【申请人】北京航天发射技术研究所 【申请人类型】科研单位 【申请人地址】100076 北京9200信箱71分箱 【申请人地区】中国 【申请人城市】北京市 【申请人区县】丰台区 【申请号】CN200810182983.X 【申请日】2008-12-15 【申请年份】2008 【公开公告号】CN101750214A 【公开公告日】2010-06-23 【公开公告年份】2010 【授权公告号】CN101750214B 【授权公告日】2011-03-02 【授权公告年份】2011.0 【IPC分类号】G01M15/00 【发明人】陈劲松 【主权项内容】火箭点火姿态模拟试验装置，它包括棘齿滑轨型弹道模拟机构、偏航角及滚转角控制机构、火箭俯仰角液控型机构和模拟火箭(15)，其特征在于：棘齿滑轨型弹道模拟机构包括圆筒状的带棘齿滑轨的外套筒(6)和与之配合的带棘齿滑轨的内套筒(14)，外套筒(6)相对固定，内套筒(14)可沿外套筒(6)向上滑行，外套筒(6)顶端固定有上顶盖(8)，内套筒(14)的顶部设有下顶盖(13)，下顶盖(13)的中间下部设有关节轴承座(65)，关节轴承座(65)内还设有关节轴承(38)，关节轴承(38)下设有模拟火箭(15)；偏航角及滚转角控制机构包括啮合齿轮组、上下转环、上下托盘、支撑杆，上转环(1)、下转环(24)均通过滚珠(4)分别与上托盘(5)、下托盘(25)紧扣在一起，上转环(1)放于上托盘(5)之上，下转环(24)放于下托盘(25)之下，上转环(1)、下转环(24)利用支撑杆(3)联接在一起，支撑杆(3)中部托起啮合齿轮组中的从动齿轮(16)，啮合齿轮组中的主动齿轮(22)及其驱动飞轮(20)通过设在主动齿轮(22)上下两端的驱动飞轮安装架(21)和驱动飞轮下安装架(23)固定在固定壁(19)上，上托盘(5)、下托盘(25)分别利用上托盘固定架(18)和下托盘固定架(26)固定于固定壁(19)上；火箭俯仰角液控型机构包括安装在上顶盖(8)顶部的内铰支(9)，内铰支(9)与多级伸缩油缸(11)的一端连接，多级伸缩油缸(11)的另一端与设在上转环(1)边缘的外铰支(17)连接，下转环(24)上设有回转轴套(27)，回转轴固定底座(29)设在外套筒(6)上，回转轴(28)穿过回转轴套(27)插入回转轴固定底座(29)的轴孔内。 【当前权利人】北京航天发射技术研究所 【当前专利权人地址】北京9200信箱71分箱 【被引证次数】22 【被自引次数】2.0 【被他引次数】20.0 【家族引证次数】4.0 【家族被引证次数】22
