一种固体火箭发动机微推力测量装置的制作方法

本技术涉及推力测量，尤其是涉及一种固体火箭发动机微推力测量装置。

背景技术：

1、火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂贮箱或运载工具内的反应物(推进剂)变成高速射流，由于牛顿第三运动定律而产生推力。火箭发动机可用于航天器推进，也可用于导弹等在大气层内飞行，为了保障火箭的稳定运行发射，需要对火箭发动机进行推力测量；

2、现有的测量装置在测量过程中，存在火箭发动机瞬时冲击过载超过传感器测量极限而损坏传感器的问题；

3、现有专利(公告号：cn115307917a)一种用于火箭发动机推力的测试装置，首先将火箭发动机固定安装在固定架上。然后根据火箭发动机规格(推力大小)选择相匹配的第一弹簧，然后将第一弹簧的两端分别插装至传力轴和传力座上，然后滑动动架，使得第一弹簧处于自然长度，且第一弹簧的两端分别与传力轴和传力座相抵。从而使得火箭发动机与推力传感器之间无间隙，且恰好通过传力座、第一弹簧和传力轴与推力传感器传动。最后启动火箭发动机，然后火箭发动机带动动架及传力座朝向定架的方向移动，在移动过程中，第一弹簧压缩，推力通过第一弹簧传动至推力传感器，从而测量出火箭发动机的推力。

4、针对于上述问题，现有专利给出了解决方案，但该测试装置在使用时，在测量时火箭发动机带动动架及传力座朝向定架的方向移动，动架沿靠近或者远离定架的方向滑动连接在平台上，使得该测试装置在测试时，因为动架和平台之间摩擦会造成推力测量误差，降低了该测试装置测试的精度。

5、为此，提出一种固体火箭发动机微推力测量装置。

技术实现思路

1、本实用新型的目的在于，提供一种固体火箭发动机微推力测量装置，能够解决因为动架和平台之间摩擦造成推力测量误差的问题。

2、为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种固体火箭发动机微推力测量装置，包括u形支撑架，所述u形支撑架的内表面两侧设置有定位机构，所述定位机构包括于u形支撑架的内表面一侧上端转动连接的右旋螺纹杆，所述右旋螺纹杆的一端固定连接有连接块，所述连接块的一端固定连接有左旋螺纹杆，所述左旋螺纹杆与u形支撑架的内表面另一侧转动连接，所述右旋螺纹杆的另一端贯穿u形支撑架设置有转动旋钮；

3、所述右旋螺纹杆和左旋螺纹杆的外圆面均设置有一号安装板，且两个一号安装板的外表面均开设有贯穿一号安装板的螺纹孔，且两个螺纹孔分别与右旋螺纹杆和左旋螺纹杆螺纹连接，两个所述一号安装板的外表面相对的两侧设置有半圆形定位夹板。

4、优选地，所述一号安装板和半圆形定位夹板之间设置有拆卸机构，所述拆卸机构包括与一号安装板下表面设置的二号安装板，所述二号安装板的上表面两侧固定连接有连接杆，两个所述连接杆的一端贯穿一号安装板固定连接有压板，所述一号安装板的内部滑动连接有连接板，且连接板的一端与半圆形定位夹板固定连接，所述二号安装板的上表面两个连接杆之间固定连接有三个均匀分布的固定杆，且三个固定杆贯穿一号安装板和连接板。

5、优选地，两个所述连接杆的外圆面均设置有二号弹簧，且二号弹簧位于一号安装板上表面和压板的下表面之间。

6、优选地，所述u形支撑架的内表面两侧上端远离右旋螺纹杆的位置固定连接有定位杆，且定位杆与两个一号安装板滑动连接。

7、优选地，所述右旋螺纹杆的另一端贯穿u形支撑架固定连接有方形滑杆，所述方形滑杆的外表面滑动连接有圆形滑杆，所述圆形滑杆的一端固定连接有转动旋钮，所述u形支撑架的外表面一侧圆形滑杆的位置固定连接有套筒，所述套筒的内圆面靠近u形支撑架的一侧固定连接有内卡齿，所述圆形滑杆的外圆面靠近u形支撑架的一侧固定连接有外卡齿，所述圆形滑杆的外圆面外卡齿的一侧套筒内部设置有一号弹簧。

8、优选地，所述半圆形定位夹板的内圆面转动连接有数个均匀分布的滚珠。

9、优选地，所述u形支撑架的内表面下侧中心位置固定连接有推力传感器，所述推力传感器的上表面固定连接有放置平台，所述放置平台的下表面放置有发动机。

10、优选地，所述定位机构有两组，且两组均在放置平台的上方均匀分布。

11、与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：

12、1.本申请通过设置的定位机构，通过转动旋钮带动圆形滑杆转动，然后通过方形滑杆带动右旋螺纹杆、左旋螺纹杆和连接块转动，然后通过螺纹孔带动两个一号安装板相对或相离移动，然后带动两个半圆形定位夹板相对或相离移动，使得两个半圆形定位夹板对发动机进行定位固定，可以使得发动机保持竖直状态防止发动机倾斜，通过发动机的竖直放置，可以降低动架和平台之间摩擦造成推力测量误差，提高了该测量装置的准确性；

13、2.本申请通过设置的拆卸机构，通过按压压板带动连接杆向下移动，然后通过二号安装板带动固定杆向下移动，使得固定杆与一号安装板和连接板分离，然后通过连接板与一号安装板的滑动连接，可以根据发动机的大小更换合适大小的半圆形定位夹板对发动机进行定位固定，提高了该测量装置的适用性。

技术特征：

1.一种固体火箭发动机微推力测量装置，包括u形支撑架(1)，其特征在于：所述u形支撑架(1)的内表面两侧设置有定位机构(4)，所述定位机构(4)包括于u形支撑架(1)的内表面一侧上端转动连接的右旋螺纹杆(41)，所述右旋螺纹杆(41)的一端固定连接有连接块(42)，所述连接块(42)的一端固定连接有左旋螺纹杆(43)，所述左旋螺纹杆(43)与u形支撑架(1)的内表面另一侧转动连接，所述右旋螺纹杆(41)的另一端贯穿u形支撑架(1)设置有转动旋钮(46)；

2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于：所述一号安装板(47)和半圆形定位夹板(49)之间设置有拆卸机构(5)，所述拆卸机构(5)包括与一号安装板(47)下表面设置的二号安装板(51)，所述二号安装板(51)的上表面两侧固定连接有连接杆(54)，两个所述连接杆(54)的一端贯穿一号安装板(47)固定连接有压板(56)，所述一号安装板(47)的内部滑动连接有连接板(53)，且连接板(53)的一端与半圆形定位夹板(49)固定连接，所述二号安装板(51)的上表面两个连接杆(54)之间固定连接有三个均匀分布的固定杆(52)，且三个固定杆(52)贯穿一号安装板(47)和连接板(53)。

3.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于：两个所述连接杆(54)的外圆面均设置有二号弹簧(55)，且二号弹簧(55)位于一号安装板(47)上表面和压板(56)的下表面之间。

4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于：所述u形支撑架(1)的内表面两侧上端远离右旋螺纹杆(41)的位置固定连接有定位杆(414)，且定位杆(414)与两个一号安装板(47)滑动连接。

5.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于：所述右旋螺纹杆(41)的另一端贯穿u形支撑架(1)固定连接有方形滑杆(44)，所述方形滑杆(44)的外表面滑动连接有圆形滑杆(45)，所述圆形滑杆(45)的一端固定连接有转动旋钮(46)，所述u形支撑架(1)的外表面一侧圆形滑杆(45)的位置固定连接有套筒(410)，所述套筒(410)的内圆面靠近u形支撑架(1)的一侧固定连接有内卡齿(411)，所述圆形滑杆(45)的外圆面靠近u形支撑架(1)的一侧固定连接有外卡齿(412)，所述圆形滑杆(45)的外圆面外卡齿(412)的一侧套筒(410)内部设置有一号弹簧(413)。

6.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于：所述半圆形定位夹板(49)的内圆面转动连接有数个均匀分布的滚珠(415)。

7.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于：所述u形支撑架(1)的内表面下侧中心位置固定连接有推力传感器(2)，所述推力传感器(2)的上表面固定连接有放置平台(3)，所述放置平台(3)的下表面放置有发动机(6)。

8.根据权利要求7所述的一种固体火箭发动机微推力测量装置，其特征在于：所述定位机构(4)有两组，且两组均在放置平台(3)的上方均匀分布。

技术总结本技术公开了一种固体火箭发动机微推力测量装置，包括显示屏主体，所述显示屏主体的后端外表面设置有固定件，且固定件的下端外表面固定连接有固定杆，所述固定杆的下端设置有转动机构，且转动机构的下端设置有缓冲机构。该装置通过设置的定位机构，通过转动旋钮带动圆形滑杆转动，然后通过方形滑杆带动右旋螺纹杆、左旋螺纹杆和连接块转动，然后通过螺纹孔带动两个一号安装板相对或相离移动，然后带动两个半圆形定位夹板相对或相离移动，使半圆形定位夹板对发动机进行定位固定，可以使得发动机保持竖直状态防止发动机倾斜，通过发动机的竖直放置，可以减少因动架和平台之间摩擦造成的推力测量误差，提高了该测量装置的准确性。技术研发人员：刘畅,戈金辉,赵阳,乔栋,常智强,黄威,李忠星,刘好杰,王安吉受保护的技术使用者：中国人民解放军火箭军士官学校技术研发日：20230915技术公布日：2024/6/26