火箭弹动不平衡测试方法技术

本发明专利技术涉及火箭弹动不平衡测试方法，其包括步骤一，在火箭弹体上安装工艺齿轮，使得内锥度花键孔与尾翼部咬合；步骤二，上料机械手将火箭弹体安装在动平衡主体上；首先，在上料工位，将第一支撑部的分度卡口与第二支撑部的分度卡口分别对应安装前支撑部与后尾端；然后，径向螺杆件驱动导向滑块与后导向块向分度卡口根部移动，使得前铰接臂与后铰接臂折叠，从而阻挡火箭弹体从分度卡口滑出；步骤三，在试验工位，通过试验装置顶接火箭弹体两端并驱动火箭弹体旋转测试。

【技术实现步骤摘要】
火箭弹动不平衡测试方法
本专利技术涉及火箭弹动不平衡测试装置及方法。
技术介绍
动不平衡，指作旋转运动的零、部件，由于形状误差(比方说内外圆不同轴，圆柱不圆、母线不直，端面与轴线不垂直等)、内部组织不均匀等原因造成在机器、机构旋转时产生振动，产生不良影响的现象。动不平衡是围绕旋转轴的质量不均匀分布。当质心(惯性轴)与旋转中心(几何轴)不对齐时，旋转质量块或转子被称为不平衡体。不平衡导致转子给旋转结构振动的摆动运动特性。勤务状态下，火箭弹通过固弹片与发射筒连接固定，在发射过程火箭弹在发动机火药气体作用下克服固弹结构的强度，解脱固弹片的束缚，飞出筒外，在此过程中需消耗能量，产生动不平衡。对于单兵武器，火箭弹在发射过程中产生的动不平衡直接作用在射手肩部，影响射手的安全性。因此，火箭弹设计过程中将动不平衡冲量值作为一个重要性能指标。在设计和批量试制过程中需进行动不平衡冲量试验。随着弹药技术的发展，单兵系列产品逐渐增多，动不平衡冲量试验数量也随之增大。原先使用的固定式动不平衡冲量装置受产品种类、试验场地限制，出现无法满足多品种弹药、移动和周转劳动强度大等问题，为了解决该问题，需设计一种火箭弹动不平衡测试装置及方法，满足不同单兵武器的试验要求。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题总的来说是提供一种火箭弹动不平衡测试装置及方法。为解决上述问题，本专利技术所采取的技术方案是：一种火箭弹动不平衡测试方法，该方法步骤如下，步骤一，在火箭弹体上安装工艺齿轮，使得内锥度花键孔与尾翼部咬合；步骤二，上料机械手将火箭弹体安装在动平衡主体上；首先，在上料工位，将第一支撑部的分度卡口与第二支撑部的分度卡口分别对应安装前支撑部与后尾端；然后，径向螺杆件驱动导向滑块与后导向块向分度卡口根部移动，使得前铰接臂与后铰接臂折叠，从而阻挡火箭弹体从分度卡口滑出；步骤三，在试验工位，通过试验装置顶接火箭弹体两端并驱动火箭弹体旋转测试；首先，根据火箭弹体调整试验支架的位置，通过支架顶尖抵接后锥度孔，通过调整支架纵向滑块，使得支架前内锥套顶接前端尖部；然后，支架升降尾座与支架升降头座带动火箭弹体与分度卡口侧壁分离，试验驱动齿轮轴通过斜齿轮带动火箭弹体旋转，通过；再次，通过测试表头或动不平衡冲量测试器对于火箭弹体测试动不平衡参数；步骤四，在标记工位，打标机在火箭弹体标记测试参数；步骤五，在输出工位，首先，输出内六方套筒机械臂旋拧位于输出工位处的径向螺杆件端头，通过外顶弹簧使得前铰接臂与后铰接臂由折合状态变为展开状态，从而分度卡口开口变大；然后，输出导向板承接从分度卡口滚出的火箭弹体。本专利技术适用于对单兵火箭弹的动不平衡冲量参数进行测试。使用时推动斜筋利用脚轮组的滚动实现摆架的移动；到达试验场地后,调整地脚组件的螺杆使地脚组件与地面接触，脚轮组上升悬空，保证摆架平稳固定；在该摆架上端安装具体产品结构的摆杆、固弹架等装置，即可进行不同产品的动不平衡冲量参数测试。本专利技术使用角铁、槽钢等常用材料组合焊接成下框、上框，利用斜筋、斜梁等将其连接组焊在一起，作为基本框架，配以不同的摆杆、固弹架等装置，可以满足不同产品的试验要求。本专利技术的优点具有结构简单、操作方便，适用野外作业或者车辆无法进入场地情况下冲量摆架的移动、周转。在框架下端安装脚轮组，实现了冲量摆架的方便移动、周转。在框架下端安装地脚组件，通过螺杆进行升降，运输过程中升至脚轮上方离开地面，到达试验场地后降至脚轮下方与地面接触，实现了冲量摆框架使用过程的可靠固定。本专利技术设计合理、成本低廉、结实耐用、安全可靠、操作简单、省时省力、节约资金、结构紧凑且使用方便。附图说明图1是本专利技术冲量摆框架的使用结构示意图。图2是本专利技术下框的结构示意图。图3是本专利技术脚轮组件的结构示意图。图4是本专利技术地脚组件的结构示意图。图5是本专利技术火箭弹的使用结构示意图。图6是本专利技术的支撑部结构示意图。图7是本专利技术的分度旋转盘结构示意图。图8是本专利技术的测试整体使用结构示意图。图9是本专利技术的测试部件结构示意图。其中：1、下框；2、脚轮组件；3、斜筋；4、斜梁；5、上框；6、地脚组件；7、支撑板；8、脚轮连接板；9、活动脚轮；10、固定脚轮；11、焊接柱；12、底盘；13、调整螺杆；14、螺栓；15、螺母；16、火箭弹体；17、尾翼部；18、后尾端；19、前支撑部；20、后锥度孔；21、前端尖部；22、工艺齿轮；23、内锥度花键孔；24、第一支撑部；25、第二支撑部；26、中间可调连接部；27、中心旋转轴；28、分度旋转盘；29、分度卡口；30、卡口侧壁；31、工艺端面；32、侧壁T型槽；33、工艺支架；34、径向螺杆件；35、导向滑块；36、外顶弹簧；37、前铰接臂；38、后铰接臂；39、后导向块；40、动平衡主体；41、上料装置；42、试验装置；43、打标机；44、输出装置；45、上料机械手；46、试验支架；47、支架升降尾座；48、支架顶尖；49、支架尾部弹簧；50、支架纵向滑块；51、支架升降头座；52、支架前内锥套；53、试验驱动齿轮轴；54、输出内六方套筒机械臂；55、输出导向板。具体实施方式如图1-9所示，本实施例的火箭弹动不平衡测试装置，包括机架总成及设置在机架总成上的动平衡主体40；在动平衡主体40外侧分别对应有上料装置41、打标机43及输出装置44；动平衡主体40，用于测试的火箭弹体16的动不平衡冲量参数；上料装置41，包括上料机械手45，用于将火箭弹体16放置到动平衡主体40上；试验装置42，作为动平衡主体40的一部分，用于顶接火箭弹体16两端并驱动火箭弹体16旋转测试；打标机43，用于在火箭弹体16上打标及记录动不平衡冲量参数；输出装置44，用于将火箭弹体16从试验装置42上输出。动平衡主体40还包括动平衡主体包括对称且同轴设置的第一支撑部24与第二支撑部25；第一支撑部24与第二支撑部25通过中间可调连接部26实现传动连接；第一支撑部24包括旋转在机架上的中心旋转轴27；在中心旋转轴27上键连接有分度旋转盘28，在分度旋转盘28上分布有若干分度卡口29；第一支撑部24的分度卡口29与第二支撑部25的分度卡口29分别对应安装前支撑部19与后尾端18；在分度旋转盘28上依次具有上料工位、测试工位、标记工位及输出工位；测试工位位于分度旋转盘28正上方；上料装置41位于上料工位，试验装置42位于测试工位，打标机43位于标记工位，输出装置44位于输出工位；输出工位位于分度旋转盘28轴心线下方；在火箭弹体16上从头到尾依次分布有前端尖部21、前支撑部19、尾翼部17、后尾端18及后锥度孔20；在尾翼部17上安装有工艺齿轮22；工艺齿轮22为斜齿轮，在工艺齿轮22上设置有内锥度花键孔23，其与尾翼部17咬合，从而旋转的时候，对尾翼部17产生轴向力，将工艺齿轮22沿轴向推向尾部；<本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种火箭弹动不平衡测试方法，其特征在于：该方法步骤如下，/n步骤一，在火箭弹体(16)上安装工艺齿轮(22)，使得内锥度花键孔(23)与尾翼部(17)咬合；/n步骤二，上料机械手(45)将火箭弹体(16)安装在动平衡主体(40)上；首先，在上料工位，将第一支撑部(24)的分度卡口(29)与第二支撑部(25)的分度卡口(29)分别对应安装前支撑部(19)与后尾端(18)；然后，径向螺杆件(34)驱动导向滑块(35)与后导向块(39)向分度卡口(29)根部移动，使得前铰接臂(37)与后铰接臂(38)折叠，从而阻挡火箭弹体(16)从分度卡口(29)滑出；/n步骤三，在试验工位，通过试验装置(42)顶接火箭弹体(16)两端并驱动火箭弹体(16)旋转测试；首先，根据火箭弹体(16)调整试验支架(46)的位置，通过支架顶尖(48)抵接后锥度孔(20)，通过调整支架纵向滑块(50)，使得支架前内锥套(52)顶接前端尖部(21)；然后，支架升降尾座(47)与支架升降头座(51)带动火箭弹体(16)与分度卡口(29)侧壁分离，试验驱动齿轮轴(53)通过斜齿轮带动火箭弹体(16)旋转，通过；再次，通过测试表头或动不平衡冲量测试器对于火箭弹体(16)测试动不平衡参数。/n...

【技术特征摘要】
1.一种火箭弹动不平衡测试方法，其特征在于：该方法步骤如下，
步骤一，在火箭弹体(16)上安装工艺齿轮(22)，使得内锥度花键孔(23)与尾翼部(17)咬合；
步骤二，上料机械手(45)将火箭弹体(16)安装在动平衡主体(40)上；首先，在上料工位，将第一支撑部(24)的分度卡口(29)与第二支撑部(25)的分度卡口(29)分别对应安装前支撑部(19)与后尾端(18)；然后，径向螺杆件(34)驱动导向滑块(35)与后导向块(39)向分度卡口(29)根部移动，使得前铰接臂(37)与后铰接臂(38)折叠，从而阻挡火箭弹体(16)从分度卡口(29)滑出；
步骤三，在试验工位，通过试验装置(42)顶接火箭弹体(16)两端并驱动火箭弹体(16)旋转测试；首先，根据火箭弹体(16)调整试验支架(46)的位置，通过支架顶尖(48)抵接后锥度孔(20)，通过调整支架纵向滑块(50)，使得支架前内锥套(52)顶接前端尖部(21)；然后，支架升降尾座(47)与支架升降头座(51)带动火箭弹体(16)与分度卡口(29)侧壁分离，试验驱动齿轮轴(53)通过斜齿轮带动火箭弹体(16)旋转，通过；再次，通过测试表头或动不平衡冲量测试器对于火箭弹体(16)测试动不平衡参数。


2.根据...

【专利技术属性】
技术研发人员：王韶光，胡艳华，张洋洋，宋桂飞，姜志保，宋志强，王维娜，程春梅，尹会进，
申请(专利权)人：中国人民解放军三二一八一部队，
类型：发明
国别省市：河北;13