一种应用于固体火箭发动机跌落试验的释放机构的利记博彩app
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及固体火箭发动机试验技术领域，具体为一种应用于固体火箭发动机跌落试验的释放机构。
【背景技术】
[0002]跌落试验是考核固体火箭发动机跌落安全性的重要试验，试验设备包括跌落试验塔架，试验基座，提升机构，释放机构等。
[0003]跌落试验要求释放机构在跌落时能够迅速打开，且具有自锁功能，在提升过程中不会解锁。在目前的固体发动机跌落试验中，释放机构多为吊挂式结构，通过绳索连接发动机的孔槽等结构吊挂在释放机构的挂钩上，利用提升机构将发动机和释放机构一起提升至跌落高度后，释放机构解锁，发动机跌落。
[0004]由于目前吊挂式结构需要通过绳索连接发动机的孔槽，就要求固体火箭发动机必须有可以与其连接的孔、槽等结构，对于不存在可连接孔、槽的发动机的跌落试验，则试验无法开展。因此需要设计一种新的跌落释放机构来满足不存在可连接孔、槽的发动机的跌落试验要求。
【发明内容】
[0005]本实用新型旨在至少在一定程度上解决上述技术问题之一或至少提供一种有用的商业选择。为此，本实用新型的一个目的在于提供一种应用于固体火箭发动机跌落试验的释放机构，满足不存在可连接孔、槽的发动机的跌落试验要求。
[0006]本实用新型的技术方案为:
[0007]所述一种应用于固体火箭发动机跌落试验的释放机构，其特征在于:包括两块挡板；两块挡板相背的一侧边通过耳片铰接在跌落试验塔上，两块挡板相对的一侧边安装有导向小件；支撑用吊带穿过两块挡板的导向小件，且支撑用吊带两端分别通过带有爆炸螺栓的连接机构连接在跌落试验塔上，爆炸螺栓爆炸后能够将支撑用吊带与跌落试验塔分离；支撑用吊带长度和强度满足支撑两块挡板以及放置在两块挡板之间的固体火箭发动机的要求。
[0008]通过采用该释放机构，不要求固体火箭发动机具有可连接孔、槽，而是将固体火箭发动机直接放置在两个框架式的旋转挡板构成的V型结构中间，旋转挡板构成的V型结构通过支撑用吊带支撑，当引爆爆炸螺栓，将支撑用吊带与跌落试验塔分离后，挡板下端失去约束，旋转打开，释放发动机，发动机自由落体，完成发动机跌落试验。
[0009]另外，根据本实用新型的实施例，还可以具有如下附加的技术特征:
[0010]根据本实用新型的实施例，一种应用于固体火箭发动机跌落试验的释放机构，其特征在于:挡板上还安装有挂钩，两块挡板的对应挂钩之间连接有缓冲用吊带，缓冲用吊带长度以及安装位置满足爆炸螺栓爆炸后，固体火箭发动机能够从两块挡板之间自由落体的要求；且两块挡板不撞击跌落试验塔。
[0011]本实用新型的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本实用新型的实践了解到。
【附图说明】
[0012]本实用新型的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中:
[0013]图1:跌落释放装置在跌落试验塔上的安装示意图；
[0014]其中:1、跌落试验塔；2、跌落释放装置；3、固体火箭发动机；
[0015]图2:跌落释放装置俯视图；
[0016]其中:4、爆炸螺栓；5、缓冲用吊带；
[0017]图3:跌落释放装置正视图；
[0018]其中:6、支撑用吊带；7、下U型挂钩；8、上U型挂钩；9、立板；10、横梁；11、挡板；
[0019]图4:挡板不意图；
[0020]其中:12、挂钩；13、波纹板；14、方管框架；
[0021]图5:挡板侧视图；
[0022]其中:15、导向小件；16、耳片。
【具体实施方式】
[0023]下面详细描述本实用新型的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。
[0024]在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、
“顺时针”、“逆时针”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实用新型和简化描述，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实用新型的限制。
[0025]此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本实用新型的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
[0026]由于目前吊挂式结构需要通过绳索连接发动机的孔槽，要求固体火箭发动机必须有可以与其连接的孔、槽等结构，所以目前的吊挂式结构无法开展不存在可连接孔、槽的发动机的跌落试验。
[0027]本实施例中的一种应用于固体火箭发动机跌落试验的释放机构为支撑式的跌落释放机构，即跌落前释放机构保持一个支撑状态，将固体火箭发动机安装在该跌落释放机构上，试验时通过支撑结构的打开来释放固体火箭发动机完成跌落试验。
[0028]如图2和图3所示，释放机构包括两块挡板11，挡板的主体为方形钢管焊接而成的方管框架结构，框架结构不仅能满足其支撑发动机的承载力要求，同时能够减轻跌落试验机构的自身重量；在挡板上焊接波纹板13，未明显增加挡板重量的情况下，进一步提高挡板的承载力，同时能保证发动机放置在挡板后保持平稳，波纹板预留孔，保证发动机起吊至挡板后，起吊用的吊带能从中顺利取出。
[0029]两块挡板相背的一侧边焊接有耳片16，跌落试验塔横梁10的梁腹板位置焊接筋板，挡板的耳片与横梁的筋板销连接，来完成挡板与跌落试验塔的活动铰接。
[0030]两块挡板相对的一侧边焊接有导向小件15，支撑用吊带6穿过两块挡板的导向小件，减小支撑用吊带与挡板的方形钢管之间接触造成吊带的磨损。
[0031]支撑用吊带两端分别与下U型挂钩7销连接，下U型挂钩7与上U型挂钩8通过爆炸螺栓4及配套螺母连接；上U型挂钩8与跌落试验塔横梁下翼缘焊接的立板9销连接。爆炸螺栓爆炸后，下U型挂钩7与上U型挂钩8分离，支撑用吊带失去支撑约束，两块挡板下端失去约束，旋转打开来实现固体火箭发动机自由落体。支撑用吊带长度和强度满足支撑两块挡板以及放置在两块挡板之间的固体火箭发动机的要求。
[0032]通过采用该释放机构，不要求固体火箭发动机具有可连接孔、槽，而是将固体火箭发动机直接放置在两个框架式的旋转挡板构成的V型结构中间，旋转挡板构成的V型结构通过支撑用吊带支撑，当引爆爆炸螺栓，将支撑用吊带与跌落试验塔分离后，挡板下端失去约束，旋转打开，释放发动机，发动机自由落体，完成发动机跌落试验。
[0033]此外，两块挡板相对的一侧边两端还安装有挂钩12，两块挡板的对应挂钩之间连接有缓冲用吊带5，缓冲用吊带长度以及安装位置满足爆炸螺栓爆炸后，固体火箭发动机能够从两块挡板之间自由落体的要求；且两块挡板不撞击跌落试验塔。由于爆炸螺栓爆炸后，两块挡板失去支撑之后的打开动作会对跌落试验塔造成一定冲击，为安全考虑，通过一定长度的缓冲用吊带将两挡板的挂钩连接，跌落试验前缓冲用吊带处于松弛状态，当释放机构打开后，挡板旋转打开超过限定角度后，缓冲用吊带紧绷，降低挡板张开对试验架的冲击。
[0034]释放机构的具体工作方式为:将固体火箭发动机起吊静置在两块挡板形成的V型结构后，远程点火控制系统发出释放指令；爆炸螺栓起爆；上、下两个U型挂钩分离，下U型挂钩连同支撑用吊带在重力作用下落下，两挡板形成的V型结构在重力作用下向两侧旋转打开；释放发动机；发动机自由落体，完成发动机跌落试验。
[0035]尽管上面已经示出和描述了本实用新型的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本实用新型的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本实用新型的原理和宗旨的情况下在本实用新型的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
【主权项】
1.一种应用于固体火箭发动机跌落试验的释放机构，其特征在于:包括两块挡板；两块挡板相背的一侧边通过耳片铰接在跌落试验塔上，两块挡板相对的一侧边安装有导向小件；支撑用吊带穿过两块挡板的导向小件，且支撑用吊带两端分别通过带有爆炸螺栓的连接机构连接在跌落试验塔上，爆炸螺栓爆炸后能够将支撑用吊带与跌落试验塔分离；支撑用吊带长度和强度满足支撑两块挡板以及放置在两块挡板之间的固体火箭发动机的要求。2.根据权利要求1所述一种应用于固体火箭发动机跌落试验的释放机构，其特征在于:挡板上还安装有挂钩，两块挡板的对应挂钩之间连接有缓冲用吊带，缓冲用吊带长度以及安装位置满足爆炸螺栓爆炸后，固体火箭发动机能够从两块挡板之间自由落体的要求；且两块挡板不撞击跌落试验塔。
【专利摘要】本实用新型提出一种应用于固体火箭发动机跌落试验的释放机构，包括两块挡板；两块挡板相背的一侧边通过耳片铰接在跌落试验塔上，两块挡板相对的一侧边安装有导向小件；支撑用吊带穿过两块挡板的导向小件，且支撑用吊带两端分别通过带有爆炸螺栓的连接机构连接在跌落试验塔上。通过采用该释放机构，不要求固体火箭发动机具有可连接孔、槽，而是将固体火箭发动机直接放置在两个框架式的旋转挡板构成的V型结构中间，旋转挡板构成的V型结构通过支撑用吊带支撑，当引爆爆炸螺栓，将支撑用吊带与跌落试验塔分离后，挡板下端失去约束，旋转打开，释放发动机，发动机自由落体，完成发动机跌落试验。
【IPC分类】G01M7/08
【公开号】CN204807293
【申请号】CN201520453628
【发明人】左红星, 李广武, 陈萌, 兰宝刚, 赵继伟, 杨晓慧, 霍菲, 张玉霞, 段兴会, 汪玲, 罗卫华
【申请人】西安航天动力测控技术研究所
【公开日】2015年11月25日
【申请日】2015年6月29日