【技术实现步骤摘要】
本申请涉及火箭试验，具体涉及一种小型火箭通用模态试验装置。
技术介绍
1、火箭是火箭发动机喷射工质产生的反作用力向前推进的飞行器，为了确保火箭的结构稳定，会进行多项火箭结构相关的试验，其中包括抖振模型风洞试验、结构热弹性试验、全箭及其部件的振动特性试验等等。
2、现有技术中对两端开口的火箭箭体进行固有频率的测试时，通常采用多根弹簧吊带吊装火箭箭体，并在火箭箭体上周向、轴向间隔设置多个传感器，然后利用工具多部位(通常为上、下、左、右、前、后等六个方向，上下左右为箭体的径向，前后为箭体轴向)敲击箭体，箭体发生微量移动，通过传感器得到位移量，从而完成火箭箭体固有频率的测试。但此试验装置在箭体径向上只设有上下左右四处施加撞击的工具，工具的撞击点位固定，不便于模拟多位置撞击的试验。
技术实现思路
1、鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，本申请旨在提供一种小型火箭通用模态试验装置，包括：
2、测试平台，所述测试平台上具有安装面；
3、悬吊机构，所述悬吊机构设于所述安装面上，用于吊装火箭箭体，所述火箭箭体的轴线为第一轴线，所述第一轴线的延伸方向为第一方向；
4、测试机构，所述测试机构设于所述安装面，具有可以所述第一轴线为中心在所述火箭箭体外周向移动的撞击端；
5、驱动机构，所述驱动机构用于驱动所述撞击端撞击所述火箭箭体。
6、根据本申请实施例提供的技术方案，所述测试机构包括设于安装面上的环绕组件，所述环绕组件包括套设于所述火箭箭
7、根据本申请实施例提供的技术方案，所述环绕组件还包括设于所述圆弧导轨远离所述滑座端的外齿圈，所述滑座远离所述圆弧导轨的侧面设有驱动电机，所述驱动电机的输出轴传动连接有驱动齿轮，所述驱动齿轮与所述外齿圈啮合。
8、根据本申请实施例提供的技术方案，所述圆弧导轨由两个沿第二方向分布于所述火箭箭体两侧的半圆导轨组成，所述外齿圈由两个沿所述第二方向分布于所述火箭箭体两侧的半圆齿圈组成，所述第二方向与所述第一方向垂直。
9、根据本申请实施例提供的技术方案，所述测试机构还包括两个分别设于所述半圆齿圈远离所述半圆导轨侧的支架组件，所述支架组件一端与所述测试平台可拆卸连接，且所述支架组件可带动所述半圆齿圈和所述半圆导轨沿第三方向移动；所述第三方向与第一方向和第二方向垂直。
10、根据本申请实施例提供的技术方案，所述测试平台上与各所述支架组件相对应处设有第一立柱，所述第一立柱的延伸方向为所述第三方向；各所述支架组件均包括套设于所述第一立柱外、且与所述半圆齿圈连接的套筒，所述套筒可沿所述第一立柱升降。
11、根据本申请实施例提供的技术方案，所述测试机构靠近所述火箭箭体端设有对中组件，所述对中组件用于保证所述火箭箭体与所述圆形导轨同轴设置。
12、根据本申请实施例提供的技术方案，所述悬吊机构包括多个沿所述第一方向分布设于所述测试平台上的梁架组件，各所述梁架组件包括两个沿所述第二方向分布设于所述火箭箭体两侧的第二立柱、跨接两个所述第二立柱顶部的横梁、以及设于所述横梁底部的两根悬吊绳，两根所述悬吊绳远离所述横梁端与所述火箭箭体沿第二方向的两端连接。
13、根据本申请实施例提供的技术方案，所述所述悬吊机构还包括设于所述安装面上的定位组件，所述定位组件用于各所述梁架组件的两个所述第二立柱的定位。
14、根据本申请实施例提供的技术方案，所述定位组件包括多个设于所述安装面上沿所述第二方向分布排列的t型槽，各所述t型槽的开口朝向所述火箭箭体、且延伸方向为所述第一方向，所述t型槽内设有可沿所述第一方向滑动的t型螺母，各所述第二立柱与所述t型螺母螺纹连接。
15、根据本申请实施例提供的技术方案，所述火箭箭体上设有振动传感器，当所述火箭箭体受到撞击时，所述振动传感器可获取所述火箭箭体的固有频率。
16、综上所述，本申请提出一种小型火箭通用模态试验装置，设有吊装火箭箭体的悬吊机构，和具有撞击端的测试机构，其中撞击端可环绕第一轴线撞击所述火箭箭体，还设有驱动撞击端撞击火箭箭体的驱动机构，以及用于悬吊机构和测试机构安装的测试平台，使用时，令撞击端以第一轴线为中心环绕火箭箭体转动，在合适位置停止，此时通过驱动机构驱动撞击端撞击火箭箭体，相较于现有技术中仅包括左右和上下四处撞击点，可环绕火箭箭体的撞击端具有更多的撞击位置，调节更加灵活，便于模拟多位置撞击的试验。
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1.一种小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述测试机构(4)包括设于安装面上的环绕组件，所述环绕组件包括套设于所述火箭箭体(2)外且与所述火箭箭体(2)同轴设置的圆弧导轨，所述圆弧导轨上设有与其相配的滑座(42)，所述滑座(42)可沿所述圆弧导轨以所述第一轴线为中心周向运动，所述滑座(42)远离所述圆弧导轨端设有撞击组件，所述撞击组件靠近所述火箭箭体(2)端为所述撞击端。
3.根据权利要求2所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述环绕组件还包括设于所述圆弧导轨远离所述滑座(42)端的外齿圈，所述滑座(42)远离所述圆弧导轨的侧面设有驱动电机(48)，所述驱动电机(48)的输出轴传动连接有驱动齿轮(49)，所述驱动齿轮(49)与所述外齿圈与啮合。
4.根据权利要求3所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述圆弧导轨由两个沿第二方向分布于所述火箭箭体(2)两侧的半圆导轨(41)组成，所述外齿圈由两个沿所述第二方向分布于所述火箭箭体(2)两侧的半圆齿圈(46)组成
5.根据权利要求4所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述测试机构(4)还包括两个分别设于所述半圆齿圈(46)远离所述半圆导轨(41)侧的支架组件，所述支架组件一端与所述测试平台(1)可拆卸连接，且所述支架组件可带动所述半圆齿圈(46)和所述半圆导轨(41)沿第三方向移动；所述第三方向与第一方向和第二方向垂直。
6.根据权利要求5所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述测试平台(1)上与各所述支架组件相对应处设有第一立柱(412)，所述第一立柱(412)的延伸方向为所述第三方向；各所述支架组件均包括套设于所述第一立柱(412)外、且与所述半圆齿圈(46)连接的套筒(411)，所述套筒(411)可沿所述第一立柱(412)升降。
7.根据权利要求1所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述悬吊机构(3)包括多个沿所述第一方向分布设于所述测试平台(1)上的梁架组件，各所述梁架组件包括两个沿所述第二方向分布设于所述火箭箭体(2)两侧的第二立柱(31)、跨接两个所述第二立柱(31)顶部的横梁(32)、以及设于所述横梁(32)底部的两根悬吊绳(33)，两根所述悬吊绳(33)远离所述横梁(32)端与所述火箭箭体(2)沿第二方向的两端连接。
8.根据权利要求7所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述所述悬吊机构(3)还包括设于所述安装面上的定位组件，所述定位组件用于各所述梁架组件的两个所述第二立柱(31)的定位。
9.根据权利要求8所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述定位组件包括多个设于所述安装面上沿所述第二方向分布排列的T型槽(35)，各所述T型槽(35)的开口朝向所述火箭箭体(2)、且延伸方向为所述第一方向，所述T型槽(35)内设有可沿所述第一方向滑动的T型螺母(36)，各所述第二立柱(31)与所述T型螺母(36)螺纹连接。
10.根据权利要求2所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述测试机构靠近所述火箭箭体(2)端设有对中组件，所述对中组件用于保证所述火箭箭体(2)与所述圆弧导轨同轴设置。
11.根据权利要求1所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述火箭箭体(2)上设有振动传感器(21)，当所述火箭箭体(2)受到撞击时，所述振动传感器(21)可获取所述火箭箭体(2)的固有频率。
...【技术特征摘要】
1.一种小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述测试机构(4)包括设于安装面上的环绕组件，所述环绕组件包括套设于所述火箭箭体(2)外且与所述火箭箭体(2)同轴设置的圆弧导轨，所述圆弧导轨上设有与其相配的滑座(42)，所述滑座(42)可沿所述圆弧导轨以所述第一轴线为中心周向运动，所述滑座(42)远离所述圆弧导轨端设有撞击组件，所述撞击组件靠近所述火箭箭体(2)端为所述撞击端。
3.根据权利要求2所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述环绕组件还包括设于所述圆弧导轨远离所述滑座(42)端的外齿圈，所述滑座(42)远离所述圆弧导轨的侧面设有驱动电机(48)，所述驱动电机(48)的输出轴传动连接有驱动齿轮(49)，所述驱动齿轮(49)与所述外齿圈与啮合。
4.根据权利要求3所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述圆弧导轨由两个沿第二方向分布于所述火箭箭体(2)两侧的半圆导轨(41)组成，所述外齿圈由两个沿所述第二方向分布于所述火箭箭体(2)两侧的半圆齿圈(46)组成，所述第二方向与所述第一方向垂直。
5.根据权利要求4所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述测试机构(4)还包括两个分别设于所述半圆齿圈(46)远离所述半圆导轨(41)侧的支架组件，所述支架组件一端与所述测试平台(1)可拆卸连接，且所述支架组件可带动所述半圆齿圈(46)和所述半圆导轨(41)沿第三方向移动；所述第三方向与第一方向和第二方向垂直。
6.根据权利要求5所述的小型火箭通用模态试验装置，其特征在于，所述测试平台(1)上与各所述支架组件相对应处设有第一立柱(412)，所述第一立柱(412)的延伸方...
【专利技术属性】
技术研发人员：栾家富，
申请(专利权)人：北京凌空天行科技有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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