一种用于飞行器发射箱高速撞击开盖的试验装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种用于飞行器发射箱高速撞击开盖的试验装置，包括前易碎盖和箱体；所述前易碎盖通过转接框安装在箱体的前端，箱体的气动快速接口通过气动软管与空气压缩机连接；所述箱体的底部安装有支撑座，箱体内为发射通道；所述气动软管通过泄压阀与发射通道连通，在发射通道内装有飞行器模型工装；所述飞行器模型工装的一端通过牵引绳与箱体的后端连接，且飞行器模型工装与箱体之间设有密封垫。本发明专利技术可验证不同发射角度工况条件下飞行器顶端撞击前易碎盖后破碎情况，试验成本耗材低，操作简便快速，可用于实现在静气压作用下推动飞行器顶端高速撞击前盖目的。推动飞行器顶端高速撞击前盖目的。推动飞行器顶端高速撞击前盖目的。

【技术实现步骤摘要】
一种用于飞行器发射箱高速撞击开盖的试验装置


[0001]本专利技术涉及一种用于飞行器发射箱高速撞击开盖的试验装置，属于试验测试
，具体涉及一种用于微(小)型飞行器发射箱高速撞击开盖的试验装置。

技术介绍

[0002]随着高分子复合材料技术的不断发展，国内外学者开展了大量关于复材易碎盖的研究，并将其作为重点。
[0003]易碎盖作为飞行器发射系统中的重要组成部分，既可承受一定数值范围内的静气压，又能被特定的燃气流所产生的激光波冲破或飞行器撞击后开启。但在实际应用中，很难通过模拟真实燃气流工况或飞行器模型工装高速撞击开盖的方式验证易碎盖破碎情况，严重影响了易碎盖产品的研制与交付周期。

技术实现思路

[0004]为解决上述技术问题，本专利技术提供了一种用于飞行器发射箱高速撞击开盖的试验装置，该用于飞行器发射箱高速撞击开盖的试验装置操作便易，耗材少，可验证不同发射角度前易碎盖破碎分瓣情况，每次发射角度可验证4次，试验周期短。
[0005]本专利技术通过以下技术方案得以实现。
[0006]本专利技术提供的一种用于飞行器发射箱高速撞击开盖的试验装置，包括前易碎盖和箱体；所述前易碎盖通过转接框安装在箱体的前端，箱体的气动快速接口通过气动软管与空气压缩机连接；所述箱体的底部安装有支撑座，箱体内为发射通道；所述气动软管通过泄压阀与发射通道连通，在发射通道内装有飞行器模型工装；所述飞行器模型工装的一端通过牵引绳与箱体的后端连接，且飞行器模型工装与箱体之间设有密封垫。
[0007]所述空气压缩机为立式空气压缩机。
[0008]所述箱体的一侧设有角度定位销，在角度定位销上设有插销。
[0009]所述气动快速接口正对插销轴心。
[0010]所述前易碎盖的中心正对发射通道内飞行器模型工装的轴心。
[0011]所述箱体外还架有高速摄影机，高速摄影机正对前易碎盖侧面。
[0012]本专利技术的有益效果在于：可验证不同发射角度工况条件下飞行器顶端撞击前易碎盖后破碎情况，试验成本耗材低，操作简便快速，可用于实现在静气压作用下推动飞行器顶端高速撞击前盖目的。
附图说明
[0013]图1是本专利技术的结构示意图；
[0014]图2是图1中牵引绳的局部放大图；
[0015]图3是图1中角度定位销的局部放大图；
[0016]图4是图1中前易碎盖的转接框的局部放大图；
[0017]图中：1
‑
支撑座，2
‑
前易碎盖，3
‑
牵引绳，4
‑
气动快速接口，5
‑
角度定位销，6
‑
泄压阀，7
‑
飞行器模型工装，8
‑
箱体，9
‑
密封垫，10
‑
空气压缩机，11
‑
高速摄影机。
具体实施方式
[0018]下面进一步描述本专利技术的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
[0019]实施例1
[0020]如图1～4所示的一种用于飞行器发射箱高速撞击开盖的试验装置，包括前易碎盖2和箱体8；所述前易碎盖2通过转接框安装在箱体8的前端，箱体8的气动快速接口4通过气动软管与空气压缩机10连接；所述箱体8的底部安装有支撑座1，箱体8内为发射通道；所述气动软管通过泄压阀6与发射通道连通，在发射通道内装有飞行器模型工装7；所述飞行器模型工装7的一端通过牵引绳3与箱体8的后端连接，且飞行器模型工装7与箱体8之间设有密封垫9。
[0021]所述空气压缩机10为立式空气压缩机。
[0022]所述箱体8的一侧设有角度定位销5，在角度定位销5上设有插销。
[0023]所述气动快速接口4正对插销轴心。
[0024]所述前易碎盖2的中心正对发射通道内飞行器模型工装7的轴心。
[0025]所述箱体8外还架有高速摄影机11，高速摄影机11正对前易碎盖2侧面。
[0026]具体的，高速摄影机11正对前易碎盖2侧面，可用于观察前易碎盖2破碎后分瓣状态。
[0027]优选的，飞行器模型工装7与牵引绳3相连，经箱体8内静气压冲击，飞行器模型工装7高速冲击前易碎盖2后仍能保持运动状态向前滑行。
[0028]实施例2
[0029]基于实施例1的技术方案，并且：
[0030]通过插销与角度定位板5的连接，可实现发射通道在0
°
、20
°
、45
°
、70
°
不同工况下撞击开盖试验。
[0031]通过固定转接框轴心分别旋转前易碎盖2至90
°
、180
°
、270
°
，验证盖本体不同成型区域经飞行器模型工装7高速撞击后破碎情况，每个发射角度可验证四次，操作便易。
[0032]以发射角度20
°
为例，操作时：
[0033]a.将连通空气压缩机10的气动软管与运动通道底端气动快速接口4相连，调整支撑座1发射角至20
°
，将飞行器模型工装7与所连牵引绳3推入运动通道底部，用螺钉紧固；
[0034]b.将前易碎盖2装配成组件，安装在箱体8前端，启动空气压缩机10，旋转压力调节阀后迅速向箱体8内充气至指定静压值；
[0035]c.根据现场实际试验环境安装调试高速摄影机10，试验与记录人员做好参试准备；
[0036]d.打开空气压缩机10的气源阀，致使气管内压缩空气推动飞行器模型工装7向前运动并撞击前易碎盖2使其破碎飞出；
[0037]e.打开箱体8的泄压阀6，读取高速摄影机11前后0.3S内前易碎盖2破碎分瓣情况并保存，测量前易碎盖2四周顶角泡沫残留高度；
[0038]f.以箱体8前端转接框轴心为中心，分别旋转前易碎盖2至90
°
、180
°
、270
°
，重复步
骤b～e，共做四次试验；
[0039]g.同样的，当箱体8以不同发射角度进行试验时，按照步骤a调整相应角度，其余步骤相同。
[0040]实施例3
[0041]基于实施例1的技术方案，并且：
[0042]角度定位板5安装在箱体8侧壁面，不干涉发射通道。
[0043]优选的，为保证试验安全性，每次试验完成后应首先打开泄压阀6，通过气动软管将发射通道内余气排出。
[0044]优选的，空气压缩机10具有快速建压功能，旋转压力调节阀后可迅速向箱体8内充气至指定静压值。
[0045]综上所述，本装置中箱体、高速摄影机、支撑座等连成封闭的线路，通过角度定位销可调整支撑座至不同发射角度，利用高速摄影机可观察前易碎盖经飞行器模型工装高速撞击后破碎情况。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于飞行器发射箱高速撞击开盖的试验装置，包括前易碎盖(2)和箱体(8)，其特征在于：所述前易碎盖(2)通过转接框安装在箱体(8)的前端，箱体(8)的气动快速接口(4)通过气动软管与空气压缩机(10)连接；所述箱体(8)的底部安装有支撑座(1)，箱体(8)内为发射通道；所述气动软管通过泄压阀(6)与发射通道连通，在发射通道内装有飞行器模型工装(7)；所述飞行器模型工装(7)的一端通过牵引绳(3)与箱体(8)的后端连接，且飞行器模型工装(7)与箱体(8)之间设有密封垫(9)。2.如权利要求1所述的用于飞行器发射箱高速撞击开盖的试验装置，其特征在于：所述空气压缩机(10)为...

【专利技术属性】
技术研发人员：苏琪，税小龙，陈建平，汪鑫，饶安梅，
申请(专利权)人：贵州航天天马机电科技有限公司，
类型：发明
国别省市：