一种火箭飞行姿态测试装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术公开的火箭飞行姿态测试装置包括测试箱（11）以及设置在其上的第一传感器（3）、第二传感器（8）、第三传感器（10）、主控芯片（12）及主测试杆（2），第一传感器固定在测试箱内的底板上、第二传感器固定在测试箱内的前或后侧板上、第三传感器固定在测试箱内的左或右侧板上，这些传感器均与主控芯片连接；主测试杆的下端与第一传感器接触连接；在所述主测试杆上设置有复合轴承，该复合轴承（6）位于测试箱内的主测试杆上，其前后左右均连接有推杆（7），其中的两个推杆分别与第三传感器、第二传感器接触连接，另外的两个推杆分别与测试箱内侧板上的连接套插接连接。通过对火箭飞行姿态的测试，可为火箭的设计提供科学的实验数据。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭飞行姿态测试装置
本技术属于火箭推进实验装置
，主要涉及的是一种火箭飞行姿态测试装置。
技术介绍
现有的小型火箭推进实验装置，尤其是学生实验用的火箭推进实验装置，大多只能对火箭推进剂的主要参数进行检测。而无法对火箭的飞行姿态的参数进行检测。由于火箭是弹性体，在发射和飞行中会遇到许多复杂的动力学问题，因此，需要在模拟条件下对火箭整体结构动力特性进行试验，利用试验来验证，或者由试验直接为火箭设计提供依据。虽然目前有很多行之有效的检测方法，但是，对于学生来说，这些检测方法过为繁琐、且成本较高，不适宜学生使用。
技术实现思路
本技术的目的由此产生，提出一种火箭飞行姿态测试装置。通过对火箭飞行姿态的测试，可为火箭的设计提供科学的实验数据。具有设计简易，使用方便、成本低廉、测试数据可靠的特性。本技术实现上述目的采取的技术方案是：一种火箭飞行姿态测试装置，包括测试箱以及设置在其上的第一传感器、第二传感器、第三传感器、主控芯片及主测试杆，所述的第一传感器固定在测试箱内的底板上、所述的第二传感器固定在测试箱内的前或后侧板上、所述的第三传感器固定在测试箱内的左或右侧板上，这些传感器均与主控芯片连接；在所述测试箱的上端中心设有孔，所述主测试杆的下端穿过该孔与第一传感器接触连接；在所述主测试杆上设置有两个复合轴承，其中第一复合轴承位于主测试杆与测试箱连接孔部位，第二复合轴承位于测试箱内的主测试杆上，在第二复合轴承的前后左右均连接有推杆，其中左右两侧的推杆，一侧与第三传感器接触连接、另一侧与设置在测试箱内侧板上的连接套插接连接；前后两侧的推杆，一侧与第二传感器接触连接、另一侧与设置在测试箱内侧板上的连接套插接连接。本技术在主测试杆的底端连接有万向轮。本技术在所述的主控芯片连接有显示屏本技术在所述的主控芯片连接有按键。本技术通过在测试箱内设置三个传感器，该三个传感器分别与主测试杆连接，在发射火箭过程中，可对火箭发射时的推力和左右偏转力以及火箭的重量等飞行姿态进行测试，并将信号传送给主控芯片，经主控芯片处理后的数据，通过数据转换即可直接在显示屏显示出火箭的运行轨迹。解决了现有的小型火箭推进实验装置不能对火箭飞行姿态进行测试的问题。可通过对试验数据的回放，总结经验，修正数据，为火箭的设计提供科学的实验数据。具有设计简易，使用方便、成本低廉、测试数据可靠的特性。附图说明图1是本技术的结构示意图。图2是本技术测试箱的结构示意图。图中：1、试验火箭，2、主测试杆，3、第一传感器，4、万向轮，5、第一复合轴承，6、第二复合轴承，7、推杆，8、第二传感器，9、前后推杆，10、第三传感器，11、测试箱，12、主控芯片。具体实施方式结合附图，对本技术进一步详细说明如图1结合图2所示：本实施例所述的火箭飞行姿态测试装置包括测试箱11以及设置在其上的第一传感器3、第二传感器8、第三传感器10、主控芯片12及主测试杆2，所述的测试箱11为箱体结构，所述的第一传感器3固定在测试箱11内的底板上、所述的第二传感器8固定在测试箱11内的前或后侧板上、所述的第三传感器10固定在测试箱11内的左或右侧板上，所述的第一传感器3、第二传感器8及第三传感器10采用的均是常规的压力传感器，这些传感器均与主控芯片12连接。在所述测试箱11的上端中心设有孔，所述主测试杆2的下端穿过该孔与第一传感器3接触连接，为了提高试验的准确性，在主测试杆2的底端连接有万向轮4，使主测试杆2可以在第一传感器3灵活移动。为了确保测试数据的准确性，在主测试杆2上设置有两个复合轴承，其中第一复合轴承5位于主测试杆2与测试箱11连接孔部位，第二复合轴承6位于测试箱11内的主测试杆2上，在第二复合轴承6的前后左右均连接有推杆7，其中左右两侧的推杆，一侧与第三传感器10接触连接、另一侧与设置在与其对应侧板上的连接套插接连接；前后两侧的推杆，一侧与第二传感器8接触连接、另一侧与设置在与其对应侧板上的连接套插接连接。本实施例所述的主控芯片12采用的是STM32F103系列芯片，它是整个系统的核心部件。其上连接有三个HX711模块24位AD转换芯片，三个HX711模块上分别连接着三个重力感应模块（即第一传感器3、第二传感器8和第三传感器10），重力感应模块能够检测到压力的大小，再输出相应的模拟量，再通过HX711模块把模拟量装换为数字量，再由主控芯片读取到数字量，做出相应的数据处理。主控芯片上面还连接2.4寸TFT液晶显示屏，其作用是把采集到的数据处理后，显示在屏幕上。在主控芯片STM32上面还连接着一个按键，按键的一端连接在主控芯片上，另一端连接在GND，接地，为低电平触发，他的作用是：给本装置上电后，火箭装好后，然后给火箭点火的同时按下按键，代表开始测试，等火箭发射完后，再按下按键代表整个实验结束。本实施例使用时，将试验火箭1夹持在主测试杆2的上端，启动主控芯片上面的按键，给系统上电后，stm32主控芯片给2.4寸TFT液晶显示屏初始化，HX711模块初始化（并且校准内部的重力数据），往里面的寄存器写入相应的初始化数据，大约在上电1秒后，整个系统启动完毕。火箭发射时的推力和左右偏转力以及火箭的重量分别由第一传感器3、第二传感器8及第三传感器10进行测试，并将信号传送给主控芯片，经主控芯片处理后的数据，通过数据转换即可直接在显示屏显示出火箭的运行轨迹，火箭发射完成后，再次按下按钮，结束此次实验，通过对试验数据的修正，为火箭的设计提供科学的实验数据。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种火箭飞行姿态测试装置，其特征是：包括测试箱（11）以及设置在其上的第一传感器（3）、第二传感器（8）、第三传感器（10）、主控芯片（12）及主测试杆（2），所述的第一传感器固定在测试箱内的底板上、所述的第二传感器固定在测试箱内的前或后侧板上、所述的第三传感器固定在测试箱内的左或右侧板上，这些传感器均与主控芯片连接；在所述测试箱的上端中心设有孔，所述主测试杆的下端穿过该孔与第一传感器接触连接；在所述主测试杆上设置有两个复合轴承，其中第一复合轴承（5）位于主测试杆与测试箱连接孔部位，第二复合轴承（6）位于测试箱内的主测试杆上，在第二复合轴承的前后左右均连接有推杆（7），其中左右两侧的推杆，一侧与第三传感器接触连接、另一侧与设置在测试箱内侧板上的连接套插接连接；前后两侧的推杆，一侧与第二传感器接触连接、另一侧与设置在测试箱内侧板上的连接套插接连接。

【技术特征摘要】
1.一种火箭飞行姿态测试装置，其特征是：包括测试箱（11）以及设置在其上的第一传感器（3）、第二传感器（8）、第三传感器（10）、主控芯片（12）及主测试杆（2），所述的第一传感器固定在测试箱内的底板上、所述的第二传感器固定在测试箱内的前或后侧板上、所述的第三传感器固定在测试箱内的左或右侧板上，这些传感器均与主控芯片连接；在所述测试箱的上端中心设有孔，所述主测试杆的下端穿过该孔与第一传感器接触连接；在所述主测试杆上设置有两个复合轴承，其中第一复合轴承（5）位于主测试杆与测试箱连接孔部位，第二复合轴承（6）位于测试箱...

【专利技术属性】
技术研发人员：陶海威，李杰，林时锴，林时锟，陈悦颀，陈巧慧，张金龙，张鸣秋，张天原，
申请(专利权)人：田东昊润新材料科技有限公司，
类型：新型
国别省市：广西,45