一种用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置，包括机架（1），与机架连接的下支撑环（2），与下支撑环连接的下轴承座（3），与下轴承座连接的传动轴（5），与传动轴连接的上轴承座（7），与上轴承座连接的中支撑环（8），与中支撑环连接的上支撑环（10），与上支撑环连接的翼片固定座（11），与传动轴（5）连接的第一齿轮（12），与下支撑环（2）连接的步进电机（13），与步进电机（13）连接的第二齿轮（14），与所述中支撑环（8）、下支撑环（2）连接的力矩传感器（15），与下支撑环（2）连接的传感器（16），与传动轴（5）连接的转接盘（18），与步进电机（13）、力矩传感器（15）和传感器（16）电连接的控制系统。（15）和传感器（16）电连接的控制系统。（15）和传感器（16）电连接的控制系统。
【技术实现步骤摘要】
一种用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置
[0001]本专利技术涉及导弹测试
，尤其涉及一种用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置。
技术介绍
[0002]导弹测试是导弹研制、生产、使用过程中的重要工作项目，用于检查、验证导弹系统的功能和主要技术性能，进行故障定位，在必要的情况下调整不合格的参数或更换有故障的部件，以保证导弹技术性能符合要求、导弹能处于良好的备战状态。
[0003]导弹测试包括设计阶段、生产阶段和使用阶段测试，导弹的测试工作包括弹上各分系统与设备的单元测试及全弹综合测试。生产阶段的测试具有验收性质，各项测试均应满足功能及参数要求，出现功能不正常或参数超差时要进行分析并使故障定位，经测试合格方可出厂。
[0004]旋转式尾翼是鸭式布局导弹常见的一种结构形式，一般以套接形式安装在发动机后端，通过尾翼自身绕弹体纵轴的自由旋转从而抑制弹翼上的滚动力矩传递给弹体，尾翼转动的阻力矩大小将直接影响导弹的飞行品质、振动环境和制导精度。尾翼转动阻力矩的产生主要来自于尾翼内轴承自身的摩擦力矩，双轴承旋转结构的同轴度，以及翼面转动时受到的空气风阻。由于尾翼的加工装配存在误差，其误差是否满足导弹设计要求对导弹的性能显得尤为重要，因此，设计开发能对导弹尾翼加工装配精度进行测试的装置具有重要意义。
技术实现思路
[0005]为了克服现有技术的不足，本专利技术所要解决的技术问题是如何提供一种能实现快速检测导弹尾翼加工装配精度的测试装置。通过测试弹上尾翼内外圈之间阻力矩，来判断旋转式尾翼的加工装配精度是否满足导弹的设计要求。
[0006]为了解决上述技术问题，本专利技术提供一种用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置，它包括机架，与所述机架连接的下支撑环，与所述下支撑环连接的下轴承座，第一端通过下轴承与所述下轴承座连接的传动轴，与所述传动轴的另一端连接的上轴承，与所述上轴承连接的上轴承座，与所述上轴承座连接的中支撑环，通过若干连接杆与所述中支撑环连接的上支撑环，若干与所述上支撑环连接的翼片固定座，与所述传动轴的第一端连接的第一齿轮，与所述下支撑环连接的步进电机，与所述步进电机传动连接且与所述第一齿轮啮合连接的第二齿轮，测量端与所述中支撑环连接、固定端与所述下支撑环连接的力矩传感器，与所述下支撑环连接用于检测所述传动轴旋转速度的传感器，与所述传动轴的另一端连接、用于与旋转式尾翼连接的转接盘，与所述步进电机、力矩传感器和传感器电连接的控制系统。
[0007]作为本专利技术的进一步改进方案，本专利技术提供的用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置，所述转接盘具有与所述旋转式尾翼的内圈相配合连接的卡环，所述卡环具有豁
口，还具有一端与所述旋转式尾翼的内圈连接、另一端卡入所述豁口内的档杆，通过档杆阻止旋转式尾翼的内圈与转接盘之间产生相对转动。
[0008]作为本专利技术的进一步改进方案，本专利技术提供的用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置，所述翼片固定座包括与所述上支撑环连接的固定座座体，设置在所述固定座座体上的尾翼卡槽，位于所述尾翼卡槽一侧的通孔，位于所述通孔内近尾翼卡槽端的钢球，与所述通孔远离近尾翼卡槽端螺纹连接的紧定螺钉，位于所述钢球与紧定螺钉之间的压簧。
[0009]在上述改进方案的基础上，作为本专利技术的进一步改进方案，本专利技术提供的用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置，所述通孔近尾翼卡槽端具有台阶，所述台阶能卡住钢球使其不能从通孔中掉入尾翼卡槽内，且使钢球的球面能嵌入尾翼卡槽内。
[0010]作为本专利技术的进一步改进方案，本专利技术提供的用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置，所述传感器为霍尔传感器，霍尔传感器的磁铁设置在所述第一齿轮上。
[0011]作为本专利技术的进一步改进方案，本专利技术提供的用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置，所述控制系统包括微控制单元，与所述微控制单元和步进电机电连接的电机驱动器，与所述微控制单元电连接的触摸屏控制器；所述力矩传感器和传感器均与所述微控制单元电连接。
[0012]在不冲突的情况下，前述改进方案可单独或组合实施。
[0013]本专利技术提供的技术方案，能模拟旋转式尾翼的外圈与内圈的相对转动过程，并检测出旋转式尾翼的外圈与内圈在相对转动时产生的阻力矩，通过阻力矩的大小来判断分析旋转式尾翼的加工装配精度是否满足导弹的设计要求。
附图说明
[0014]附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：图1为实施例用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置的立体结构示意图；图2为实施例用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置的主视结构示意图；图3为实施例用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置的仰视结构示意图；图4为实施例用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置的剖视结构示意图；图5为实施例用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置的翼片固定座的剖视结构示意图；图6为实施例用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置的转接盘的立体结构示意图；图7为实施例用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置的转接盘与旋转式尾翼连接示意图；图8为实施例用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置的控制系统的控制原理图。
具体实施方式
[0015]下面结合附图对本专利技术作进一步说明。
[0016]旋转式尾翼17为一个装配部件，由内圈和外圈组成，内外圈之间通过轴承连接可
相对自由转动，内圈与发动机尾端壳体套接成整弹，外圈装有均布的4个翼片可随外圈同步转动。如图1至图5所示的用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置，包括机架1，与机架1连接的下支撑环2，与下支撑环2连接的下轴承座3，第一端通过下轴承4与下轴承座3连接的传动轴5，与传动轴5的另一端连接的上轴承6，与上轴承6连接的上轴承座7，与上轴承座7连接的中支撑环8，通过四根连接杆9与中支撑环8连接的上支撑环10，四个与上支撑环10连接的翼片固定座11，与传动轴5的第一端连接的第一齿轮12，与下支撑环2连接的步进电机13，与步进电机13的转轴连接且与第一齿轮12啮合连接的第二齿轮14，测量端与中支撑环8连接、固定端与下支撑环2连接的力矩传感器15，与下支撑环2连接用于检测传动轴5旋转速度的传感器16，与所述传动轴5的另一端连接、用于与旋转式尾翼17连接的转接盘18，与步进电机13、力矩传感器15和传感器16电连接的控制系统。实施例中，旋转式尾翼17的内圈一端套接在转接盘18内孔内，旋转式尾翼17内圈能与转接盘18一起转动。转接盘18与传动轴5的上端通过卡槽与螺钉紧固，能保证同轴度；传动轴5下端与第一齿轮12内孔通过键槽配合连接保证同轴度，传动轴5上端轴肩与上轴承座7内孔定位，上轴承座7外壳与中支撑环8通过螺钉紧固，传动轴5下端轴肩与下轴承座3内孔定位，下轴承座3外壳与下支撑环2通过螺钉紧固；上支撑环10上均布四个翼片固定座11，旋转式尾翼17的四个翼片分别卡在四个翼片固定座11卡槽内；上支撑环10通过四根连接杆9与中支撑环8连接一起，中支本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置，其特征在于，包括机架（1），与所述机架（1）连接的下支撑环（2），与所述下支撑环（2）连接的下轴承座（3），第一端通过下轴承（4）与所述下轴承座（3）连接的传动轴（5），与所述传动轴（5）的另一端连接的上轴承（6），与所述上轴承（6）连接的上轴承座（7），与所述上轴承座（7）连接的中支撑环（8），通过若干连接杆（9）与所述中支撑环（8）连接的上支撑环（10），若干与所述上支撑环（10）连接的翼片固定座（11），与所述传动轴（5）的第一端连接的第一齿轮（12），与所述下支撑环（2）连接的步进电机（13），与所述步进电机（13）传动连接且与所述第一齿轮（12）啮合连接的第二齿轮（14），测量端与所述中支撑环（8）连接、固定端与所述下支撑环（2）连接的力矩传感器（15），与所述下支撑环（2）连接用于检测所述传动轴（5）旋转速度的传感器（16），与所述传动轴（5）的另一端连接、用于与旋转式尾翼（17）连接的转接盘（18），与所述步进电机（13）、力矩传感器（15）和传感器（16）电连接的控制系统。2.根据权利要求1所述的用于检测弹上尾翼内外圈之间阻力矩的装置，其特征在于，所述转接盘（18）具有与所述旋转式尾翼（17）的内圈相配合连接的卡环（27），所述卡环（27）具有豁口（28），还具有一端与所述旋转式尾翼（17）的内圈连接、另一端卡入所述豁口（28）内...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨志维，胡俊伟，刘春，付森，
申请(专利权)人：湖南航天有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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