用于检测导弹发射架开锁力的加载试验装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术提供了一种用于检测导弹发射架开锁力的加载试验装置，解决了现有加载试验装置检测导弹发射架的开锁力值偏差较大，且导弹发射架滑轨易变形的问题。用于检测导弹发射架开锁力的加载试验装置包括试验台和设置在试验台上的加载装置，加载装置包括依次连接的导弹模拟开锁滑块、拉压力传感器以及加载缸；加载缸的两端设置有固定支座，用于将加载缸固定在试验台上；拉压力传感器和加载缸的连接处设置有第一支座；加载装置还包括直线导轨组件；直线导轨组件包括滑块和轨道；轨道位于第一支座的下方，并沿施加加载力的方向设置在试验台上；第一支座通过滑块与轨道连接；试验台上设置有多个挂架，用于将待测导弹发射架固定在加载装置的上方。

【技术实现步骤摘要】
用于检测导弹发射架开锁力的加载试验装置
本技术属于导弹发射装置测试设备领域，具体涉及一种用于检测导弹发射架开锁力的加载试验装置。
技术介绍
为了在发射前固定所搭载的导弹，导弹发射架通常采用锁制器来固定导弹。导弹发射时，导弹动力装置产生推力超过导弹发射架的牵制力，导弹就会冲开锁制器的固定，与导弹发射架进行分离。其中，锁制器开锁力大小是保证导弹发射安全分离的重要指标。开锁力应设计为大于导弹在载机上挂载的过载力，同时又小于导弹动力装置的平均推力，开锁力在这个范围内才能保证在摇摆、转弯等情况下锁制器将导弹固定在导弹发射架上，同时也能够保证导弹顺利启动克服牵制力而离开导弹发射架，而且导弹启动离架造成的激震也能在可接受的范围内。准确检测导弹发射架的开锁力值可以有效保证弹架分离的安全性和可靠性。检测导弹发射架开锁力的加载装置被应用在导弹发射架机械性能试验台上。现有的加载装置结构及原理参见图1-图3，待测导弹发射架02放置在试验台01的垫块03上，并使待测导弹发射架滑轨021面向上，将导弹模拟开锁滑块04安装于锁制器的前爪011和后爪012之间，拉压力传感器05安装在加载缸07和导弹模拟开锁滑块04之间，三者为刚性连接，为了便于安装，拉压力传感器05与加载缸07之间设有交接点010，并在交接点010靠近拉压力传感器05的一侧设置压板06，以缓解交接点010处的弓起现象。加载缸07通过加载缸位置锁定件(导弹模拟壳体09)安装在待测导弹发射架02上；导弹模拟壳体09上还设置有导弹模拟连接滑块08，导弹模拟连接滑块08滑入待测导弹发射架滑轨021，并与待测导弹发射架02连接，同时，待测导弹发射架滑轨021还为导弹模拟开锁滑块04提供导向。上述整个加载试验装置是为了模拟导弹本身的开锁机能而设计的，但由于加载缸07的外形，导弹模拟连接滑块和导弹模拟壳体09的安装空间受限，拉压力传感器05中心与待测导弹发射架02受力点之间的高度差为57.5mm，无法缩小。在上述加载和连接形式下，弓起现象不可避免，交接点010由于自由度较大，是整个弓起的最高点(见图2、图3中弓起现象)，同时弓起力使待测导弹发射架滑轨021受到压力，增加了导弹模拟开锁滑块04的摩擦力，该摩擦力被强加到开锁力上，使开锁力显示值不够准确，总是偏大；并且在做最大力试验时容易导致待测导弹发射架滑轨021变形(见图3中滑轨变形)。
技术实现思路
本技术的目的在于解决现有加载试验装置检测导弹发射架的开锁力值偏差大，且待测导弹发射架滑轨易变形的问题，而提供了一种用于检测导弹发射架开锁力的加载试验装置。为实现上述目的，本技术所提供的技术解决方案是：用于检测导弹发射架开锁力的加载试验装置，包括试验台和设置在试验台上的加载装置，所述加载装置包括依次连接的导弹模拟开锁滑块、拉压力传感器以及加载缸；其特殊之处在于：还包括直线导轨组件；直线导轨组件包括滑块和轨道；所述加载缸的两端设置有固定支座，用于将加载缸固定在试验台上；所述拉压力传感器和加载缸的交接点处设置有第一支座；所述轨道位于第一支座的下方，并沿施加加载力的方向设置在试验台上；所述第一支座通过滑块与轨道连接；所述试验台上设置有多个挂架，用于将待测导弹发射架固定在所述加载装置的上方。进一步地，为了将导弹模拟开锁滑块安装在拉压力传感器的端部，所述拉压力传感器与导弹模拟开锁滑块相连的一端设置有机械手，所述机械手用于将导弹模拟开锁滑块安装在待测导弹发射架锁制器的前爪与后爪之间。进一步地，所述机械手包括U型手臂、竖直销和水平销；导弹模拟滑块上设有与竖直销相适配的通孔，U型手臂的两个侧壁上开设有竖直销通孔，竖直销依次穿过U型手臂的下侧壁和上侧壁后伸入上述通孔中与导弹模拟开锁滑块连接；位于U型手臂内的竖直销身部设有水平销通孔；水平销穿过水平销通孔后将竖直销固定在U型手臂上，且水平销与U型手臂的下侧壁接触。进一步地，为了使加载试验装置整体结构美观，且同样能将导弹发射架固定，所述挂架为两个，两个挂架错位安装在加载装置的两侧。进一步地，为了便于将试验所需装置集中收纳，所述试验台的中部设置有储物箱。进一步地，所述试验台的底部设置有高度可调的支腿。进一步地，所述试验台的底部设置有行走轮。本技术的优点：本技术中的加载试验装置不同于现有的加载试验装置，使用该加载试验检测开锁力时，将待测导弹发射架通过试验台上的挂架固定，且待测导弹发射架滑轨面向下设置，加载装置位于导弹发射架的下方。本技术中加载装置省去了导弹模拟连接滑块，增加了直线导轨组件、加载缸的固定支座以及位于拉压力传感器和加载缸交接点处的第一支座；直线导轨组件的轨道和加载缸均固定安装在试验台上，第一支座通过滑块与轨道相连，在拉压力传感器处于受压状态时，整个侧向力被直线导轨组件承受，在直线导轨组件的分压和导向下，只有导弹模拟开锁滑块与待测导弹发射架锁制器的前爪和后爪之间存在受力点，加载装置的其他组件与待测导弹发射架之间再无接触部分，避免了弓起现象的发生，从而也提高了开锁力检测值的准确度，避免了待测导弹发射架滑轨在最大力试验时发生变形，同时缩小了拉压力传感器中心与待测导弹发射架受力点之间的高度差(该试验装置为45.8mm)，使整体结构更加紧凑。附图说明图1为现有加载试验装置的结构示意图；图2为现有加载试验装置的原理图；图3为现有加载试验装置中弓起现象及待测导弹发射架滑轨变形的简化原理图；图1-图3中附图标记：01-试验台；02-待测导弹发射架；021-待测导弹发射架滑轨；03-垫块；04-导弹模拟开锁滑块；05-拉压力传感器；06-压板；07-加载缸；08-导弹模拟连接滑块；09-导弹模拟壳体；010-交接点；011-前爪；012-后爪。图4为本技术加载试验装置的结构示意图；图5为本技术加载试验装置的原理图；图6为本技术加载试验装置中机械手的结构示意图；图4-图6中附图标记:1-试验台；2-待测导弹发射架；21-待测导弹发射架滑轨；3-导弹模拟开锁滑块；4-机械手；41-U型手臂；42-水平销；43-竖直销；5-拉压力传感器；6-挂架；7-第一支座；8-直线导轨组件；9-加载缸；10-固定支座；11-交接点；12-前爪；13-后爪；14-支腿；15-行走轮。具体实施方式以下结合附图和具体实施例对本技术的内容作进一步的详细描述：仅仅出于方便的原因，在以下的说明中，使用了特定的方向术语，是以对应的附图为参照的，并不能认为是对本技术的限制，当图面的定义方向发生改变时，这些词语表示的方向应当解释为相应的不同方向。如图4-图6所示，用于检测导弹发射架开锁力的加载试验装置包括试验台1和设置在试验台1上的加载装置。加载装置包括依次连接的导弹模拟开锁滑块3、拉压力传感器5以及加载缸9；还包括直线导轨组件8，直线导轨组件8包括滑块和轨道。加载缸9通过其两端的固定支座10固定在试验台1上；拉压力传感器5和加载缸9的交接点11处设置有第一支座7；轨道位于第一支座7的下方，并沿加载缸9施加压力的方向设置在试验台1上；第一支座7通过滑块与轨道连接。试验台1上设置有两个挂架6，两个挂架6错位安装在加载装置的两侧，用于将待测导弹发射架2固定在加载装置的上方。导弹模拟开锁滑块3通过机械本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.用于检测导弹发射架开锁力的加载试验装置，包括试验台(1)和设置在试验台(1)上的加载装置，所述加载装置包括依次连接的导弹模拟开锁滑块(3)、拉压力传感器(5)以及加载缸(9)；其特征在于：还包括直线导轨组件(8)；直线导轨组件(8)包括滑块和轨道；所述加载缸(9)的两端设置有固定支座(10)，用于将加载缸(9)固定在试验台(1)上；所述拉压力传感器(5)和加载缸(9)的交接点(11)处设置有第一支座(7)；所述轨道位于第一支座(7)的下方，并沿施加加载力的方向设置在试验台(1)上；所述第一支座(7)通过滑块与轨道连接；所述试验台(1)上设置有多个挂架(6)，用于将待测导弹发射架(2)固定在所述加载装置的上方。

【技术特征摘要】
1.用于检测导弹发射架开锁力的加载试验装置，包括试验台(1)和设置在试验台(1)上的加载装置，所述加载装置包括依次连接的导弹模拟开锁滑块(3)、拉压力传感器(5)以及加载缸(9)；其特征在于：还包括直线导轨组件(8)；直线导轨组件(8)包括滑块和轨道；所述加载缸(9)的两端设置有固定支座(10)，用于将加载缸(9)固定在试验台(1)上；所述拉压力传感器(5)和加载缸(9)的交接点(11)处设置有第一支座(7)；所述轨道位于第一支座(7)的下方，并沿施加加载力的方向设置在试验台(1)上；所述第一支座(7)通过滑块与轨道连接；所述试验台(1)上设置有多个挂架(6)，用于将待测导弹发射架(2)固定在所述加载装置的上方。2.根据权利要求1所述的加载试验装置，其特征在于：所述拉压力传感器(5)与导弹模拟开锁滑块(3)相连的一端设置有机械手(4),所述机械手(4)用于将导弹模拟开锁滑块(3)安装在待测导弹发射架(2)锁制器的前爪(12)与后爪(...

【专利技术属性】
技术研发人员：董新利，易宗琴，胡继全，丁登科，
申请(专利权)人：西安庆安航空试验设备有限责任公司，
类型：新型
国别省市：陕西,61