一種穩定裝置飛行狀態靈活性檢測裝置的制作方法

本發明涉及一種穩定裝置飛行狀態靈活性檢測裝置，屬于民用火箭彈領域。

背景技術：
為了提高對民用火箭彈俯仰、滾轉和偏航進行精確控制，通常要求彈體在彈道飛行的過程中不發生旋轉，這就要求全彈穩定裝置在提供彈體穩定飛行所需的穩定力矩時能夠相對于彈體自由旋轉，為此，在工程實踐應用時，一般采用在發動機噴管上安裝軸承組再把穩定裝置安裝在軸承組上的技術方案來實現解旋穩定裝置和彈體的目的。目前，在上述解旋方案工程應用領域，還缺少一種通用的能夠比較真實反映在實際的彈道飛行過程中穩定裝置相對于彈體轉動靈活性的模擬和檢測裝置。

技術實現要素：
本發明的目的是為了解決現有技術無法測試在飛行過程中穩定裝置相對于彈體轉動的靈活性，提出一種可旋轉穩定裝置轉動靈活性檢測裝置。本發明的目的是通過以下技術方案實現的：本發明的一種穩定裝置飛行狀態靈活性檢測裝置，包括固定在底座上表面的彈尾支架、軸向力加載裝置、徑向力加載裝置和力矩測試件；彈尾支架為左右分布的兩組上下開合的夾緊件，夾緊件的內腔與穩定裝置的外形相匹配；軸向力加載裝置包括軸向支座、頂盤、內筒、外筒、軸向加載桿；頂盤包括左端的圓形支撐盤和右端與圓形支撐盤垂直固定的連接桿，圓形支撐盤左端外沿向左延伸出環形壓臺，該環形壓臺的外形與彈尾噴管右端端面外形相匹配；內筒和外筒均為左端開口的圓筒形結構，且外筒的內徑與內筒的外徑相匹配，內筒的右端端面軸向開有螺紋孔，外筒的右端端面開有軸連接孔；頂盤右端的連接桿插入內筒的左端內腔并固定，外筒套接在內筒外使二者滾動連接；軸向加載桿的左端穿過外筒右端端面的軸連接孔、與內筒右端端面螺紋連接，軸向加載桿與外筒右端端面的軸連接孔處軸承連接，軸向加載桿的右端固定手柄；外筒的下端通過軸向支座固定的底座上表面彈尾支架的右端；徑向力加載裝置包括徑向支座、滑板、滾輪、軸承座、徑向加載桿；滑板通過前后延伸的導軌滑動連接在徑向支座的上表面，滑板前端的兩側分別向前延伸出一個連接支耳，每個連接支耳分別通過轉軸連接滾輪，兩個滾輪之間的距離與彈尾噴管兩端連接臺外沿間距相匹配；滑板的后端端面水平開有連接螺孔；徑向支座上表面的后端固定軸承座，徑向加載桿的前端與滑板的后端端面螺紋連接，徑向加載桿的后端與軸承座軸承連接，徑向加載桿的后端固定手柄；力矩測試件的右端加工有與彈尾噴管左端帶外螺紋連接臺相匹配的內螺紋連接環，力矩測試件的左端延伸出帶扳手孔的連接桿，力矩測試件右端的內螺紋連接環螺紋連接在彈尾噴管左端。待測彈尾通過彈尾支架的夾緊固定，旋轉與軸向加載桿固定的手柄，使內筒推動頂盤向彈尾噴管右端端面加載軸向力；旋轉與徑向加載桿固定的手柄，使滑板前端的滾輪向彈尾噴管兩端連接臺加載徑向力；模擬實際飛行狀態；此時，通過力矩扳手轉動力矩測試件測量在預定軸向和徑向載荷作用下噴管轉動起始力矩和噴管轉動起來后維持其勻速轉動所需力矩的大小，根據測量結果評判自解旋穩定裝置轉動靈活性是否能滿足要求。有益效果本發明的自解旋穩定裝置轉動靈活性檢測裝置能夠比較逼真的演示、驗證和量化檢測利用軸承組解旋穩定裝置和彈體技術方案的實際效果，從而為該種解旋技術方案的完善和優化提供直觀量化的工程實踐手段，以進一步提高穩定裝置的技術性能。附圖說明圖1為本發明穩定裝置轉動靈活性檢測裝置正視圖；圖2為本發明穩定裝置轉動靈活性檢測裝置左視圖；圖3本發明穩定裝置轉動靈活性檢測裝置俯視圖；1-彈尾支架；2-底座；3-軸向力加載裝置；4-頂盤；5-軸向支座；6-徑向力加載裝置；7-內筒；8-力矩測試件；9-滾輪；10-轉軸；11-導軌；12-徑向支座；13-徑向加載桿；14-外筒；15-軸承座；16滑板；17-軸向加載桿。具體實施方式下面結合附圖和實施例對本發明的內容作進一步的描述。實施例本發明的一種穩定裝置飛行狀態靈活性檢測裝置，如圖1、2、3所示，包括固定在底座2上表面的彈尾支架1、軸向力加載裝置3、徑向力加載裝置6和力矩測試件8；彈尾支架1為左右分布的兩組上下開合的夾緊件，夾緊件的內腔與穩定裝置的外形相匹配；軸向力加載裝置3包括軸向支座5、頂盤4、內筒7、外筒14、軸向加載桿17；頂盤4包括左端的圓形支撐盤和右端與圓形支撐盤垂直固定的連接桿，圓形支撐盤左端外沿向左延伸出環形壓臺，該環形壓臺的外形與彈尾噴管右端端面外形相匹配；內筒7和外筒14均為左端開口的圓筒形結構，且外筒14的內徑與內筒7的外徑相匹配，內筒7的右端端面軸向開有螺紋孔，外筒14的右端端面開有軸連接孔；頂盤4右端的連接桿插入內筒7的左端內腔并固定，外筒14套接在內筒7外使二者滾動連接；軸向加載桿17的左端穿過外筒14右端端面的軸連接孔、與內筒7右端端面螺紋連接，軸向加載桿17與外筒14右端端面的軸連接孔處軸承連接，軸向加載桿17的右端固定手柄；外筒14的下端通過軸向支座5固定的底座2上表面彈尾支架1的右端；徑向力加載裝置6包括徑向支座12、滑板16、滾輪9、軸承座15、徑向加載桿13；滑板16通過前后延伸的導軌11滑動連接在徑向支座12的上表面，滑板16前端的兩側分別向前延伸出一個連接支耳，每個連接支耳分別通過轉軸10連接滾輪9，兩個滾輪之間的距離與彈尾噴管兩端連接臺外沿間距相匹配；滑板16的后端端面水平開有連接螺孔；徑向支座12上表面的后端固定軸承座15，徑向加載桿13的前端與滑板16的后端端面螺紋連接，徑向加載桿13的后端與軸承座15軸承連接，徑向加載桿13的后端固定手柄；力矩測試件8的右端加工有與彈尾噴管右端帶外螺紋連接臺相匹配的內螺紋連接臺，力矩測試件8的左端延伸出帶扳手孔的連接桿，力矩測試件8右端的內螺紋連接環螺紋連接在彈尾噴管左端。待測彈尾通過彈尾支架1的夾緊固定，旋轉與軸向加載桿17固定的手柄，使內筒7推動頂盤4向彈尾噴管右端端面加載軸向力；旋轉與徑向加載桿13固定的手柄，使滑板16前端的滾輪9向彈尾噴管兩端連接臺加載徑向力；模擬實際飛行狀態；此時，通過力矩扳手轉動力矩測試件8測量在預定軸向和徑向載荷作用下噴管轉動起始力矩和噴管轉動起來后維持其勻速轉動所需力矩的大小，根據測量結果評判自解旋穩定裝置轉動靈活性是否能滿足要求。