CN101545830B - 高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置 - Google Patents
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Abstract
本发明为一种高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其包括：一双向限位固定连接拉杆，其第一端与拉伸动力机构输出端相固接；一单向限位活动连接拉杆，其第一端与加载连接环相固接；一载荷过渡框架，其上下两侧分别设置有一连接孔，双向限位固定连接拉杆的第二端穿过载荷过渡框架上侧连接孔，并在双向限位固定连接拉杆的第二端位于上侧连接孔的上下侧分别进行限位；单向限位活动连接拉杆的第二端穿过载荷过渡框架下侧连接孔，并在单向限位活动连接拉杆第二端位于下侧连接孔的上部设置限位件，使载荷过渡框架与单向限位固定连接拉杆仅能向单一方向相对移动，为导弹等高速飞行器薄壁壳结构热强度校核试验的安全性提供了可靠保证。
Description
技术领域
本发明涉及的是一种专用防过载装置，特别涉及的是一种应用在导弹等高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验过程当中，防止过载的保护装置。
背景技术
导弹与运载火箭结构强度试验，需要通过地面试验再现载荷、位移等边界条件，实测弹(箭)结构零部件的应力、强度和刚度等关键结构参数。该项工作对验证结构形式的合理性与正确性，改进结构设计，减少结构重量以及提高弹(箭)结构的可靠性与安全性具有重大意义。
为突破敌方的导弹防御系统，需要具有超强机动性的高超音速导弹战斗部，并使其在飞行过程中沿着复杂蛇形轨迹运动，造成对方导弹无法瞄准、拦截。因此，在飞行过程中导弹头部受到高速动态变化的侧弯力和剪力。对于模拟与弹头前进方向垂直的剪力或侧弯力试验，采用拉伸加载或压缩加载方式均可，但由于长杆压缩加载方式具有非稳定性特征，因此不适于对高速飞行器薄壁壳结构进行强度加载试验；但是拉伸加载方式具有稳定性好，易调整的特点，试验中往往采用稳定性好的拉伸加载方式模拟弹头、弹体等高速飞行器薄壁壳结构试件的侧弯和剪力。
为了提高导弹的作战效能，以摧毁敌方雷达和指挥系统为目的的反辐射导弹要跟踪敌方雷达波的方向，导弹头部必须使用能够“透波”的非金属材料，如陶瓷或耐高温复合材料基体。为了提高电子束的“透波”性能，内部安装有跟踪雷达的导弹前部整流罩往往做得很薄，一般只有几个毫米厚，有的甚至仅有2毫米厚。在对其进行拉伸试验时，其采用的设备请参阅图1所示，其包括：一拉伸动力机构，所述的拉伸动作机构包括：一作动器9，其用以产生拉伸动力；所述的作动器9的输出端连接有作动器移动加力轴8，其通过一拉力传感器7与一拉伸杆2相连接，所述的拉力传感器7感测拉伸力，其与所述的作动器9分别通过数据线12与所述的计算机13相连接；用以获得拉伸数据，并分析出被检测的高速飞行器薄壁壳结构10的强度；所述的被检测的高速飞行器薄壁壳结构10上套设有一加载连接套11，所述的加载连接套11与所述的拉伸杆2相固接。
根据载荷模拟需要，在加载过程中所述的作动器9须快速回零，但是由于所述的作动器加力杆轴8的高速惯性运动和整个测试系统的固连方式，极易产生瞬时压力过载，造成薄壁壳弹头弹体的破坏性事故。且陶瓷或复合材料薄壁弹头价格非常昂贵，试验中必须极力避免由加载系统的微小误动作而引起的试件破坏，以及由此造成的试验失败与巨大经济损失。因此，需要开发高速飞行器结构强度拉伸试验中薄壁试验部件防压缩过载专用安全保护装置，以保证地面载荷模拟试验的可靠性。
鉴于上述缺陷，本发明创作者经过长时间的研究和试验终于获得本创作一专用保护装置。
发明内容
本发明的目的在于，提供一种高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，用以克服上述缺陷。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案在于，提供一种高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其设置于一拉伸动力机构和一被检测的高速飞行器薄壁壳结构之间，其包括：
一双向限位固定连接拉杆，其第一端与所述的拉伸动力机构的一输出端相固接；
一单向限位活动连接拉杆，其第一端与套设在所述的被检测的高速飞行器薄壁壳上的加载连接环相固接；
一载荷过渡框架，其上下两侧分别设置有一连接孔，所述的双向限位固定连接拉杆的第二端穿过所述载荷过渡框架上侧连接孔，并在所述双向限位固定连接拉杆的第二端位于所述上侧连接孔的上下侧分别进行限位，使所述的载荷过渡框架与双向限位固定连接拉杆不能相对移动；
所述的单向限位活动连接拉杆的第二端穿过所述载荷过渡框架下侧连接孔，并在所述的单向限位活动连接拉杆第二端在位于所述下侧连接孔的上部设置限位件，使所述的载荷过渡框架与单向限位固定连接拉杆仅能向单一方向相对移动；
较佳的，所述的下侧连接孔内设有增滑铜套，所述的单向限位活动连接拉杆与所述的增滑铜套之间滑动配合；
较佳的，所述的单向限位活动连接拉杆与所述的增滑铜套之间的接触面涂有润滑油脂；
较佳的，所述双向限位固定连接拉杆的第二端在位于所述上侧连接孔的上下侧分别通过焊接实现限位作用；
较佳的，所述双向限位固定连接拉杆的第二端在位于所述上侧连接孔的上下侧分别设置有紧固锁定螺帽，用以进行限位作用；
较佳的，所述的单向限位活动连接拉杆第二端在位于所述下侧连接孔的上部设置有一紧固锁定螺帽，用以进行限位作用；
较佳的，所述的单向限位活动连接拉杆第二端在位于所述下侧连接孔的上部设置有一紧固头，其横截面的直径大于所述的下侧连接孔的直径，所述的紧固头与所述的向限位活动连接拉杆一体成型；
较佳的，所述的载荷过渡框架内部具有一过渡空间，用以提供所述的单向限位活动连接拉杆第二端在所述的载荷过渡框架内单向相对运动的空间；
较佳的，所述的过渡的空间的长度应大于所述的拉伸动力机构输出端的最大行程量；
较佳的，所述的单向限位活动连接拉杆第二端相对于所述载荷过渡框架滑动的最大长度应大于所述的拉伸动力机构输出端的最大行程量。
与现有技术比较本发明的有益效果在于，一方面，作为专用设备，其将传统的双向固连加载方式改为单向(仅在拉伸方向)固连加载方式，避免了昂贵的导弹弹头、弹体等高速飞行器薄壁壳试件因压缩过载造成的意外损坏和试验失败。
另一方面，本发明结构简单，安装使用方便，为导弹等高速飞行器薄壁壳结构热强度校核试验的安全性提供了可靠保证。
附图说明
图1为现有技术对高速飞行器薄壁壳结构进行拉伸试验系统的结构示意图；
图2为运用了本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例一后的拉伸试验系统的结构示意图；
图3为本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例一的安装结构示意图；
图4为本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例一的载荷过渡框架立体结构示意图；
图5为运用了本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例二后的拉伸试验系统的结构示意图；
图6为本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例二的安装结构示意图；
图7为本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例二的载荷过渡框架立体结构示意图。
具体实施方式
本发明的主要思路是将双向固连方式改为单向(仅在拉伸方向)固连加载方式，设计安装了载荷过渡框架。在加载过程中当作动器加力轴快速下冲回零，由于惯性力作动器加力轴向下超越零位时，单向限位活动连接拉杆可在载荷过渡框架内自如地向上滑动，从而使所述的作动器加力轴的惯性压缩载荷加不到导弹薄壁壳试件上，避免了昂贵的导弹弹头、弹体等高速飞行器薄壁壳试件因压缩过载造成的意外损坏和试验失败。
以下结合附图，对本发明上述的和另外的技术特征和优点作更详细的说明。
请参阅图2所示，其为运用了本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例一后的拉伸试验系统的结构示意图；所述的本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置设置在所述的拉伸动力机构和一被检测的高速飞行器薄壁壳结构10之间，所述的拉伸动作机构包括：一作动器9，其用以产生拉伸动力；所述的作动器9的输出端连接有作动器移动加力轴8，其通过一拉力传感器7与一拉伸杆3相连接，所述的拉力传感器7感测拉伸力，其与所述的作动器9分别通过数据线12与所述的计算机13相连接；所述的拉伸杆3的一端与所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置相连接，所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置通过一加载连接套11与所述的被检测的高速飞行器薄壁壳结构10相连接；
请参阅图3、图4所示，其分别为本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例一的安装结构示意图，以及本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例一的载荷过渡框架立体结构示意图；所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置包括：一双向限位固定连接拉杆3，其第一端与所述的拉伸动力机构的一输出端(拉伸杆，这里所述的拉伸杆为双向限位固定连接拉杆的一部分)相固接；一单向限位活动连接拉杆2，其第一端与套设在所述的被检测的高速飞行器薄壁壳10上的加载连接环11相固接；一载荷过渡框架1，其上下两侧分别设置有一连接孔41、42，所述的双向限位固定连接拉杆3的第二端穿过所述载荷过渡框架上侧连接孔41，并在所述双向限位固定连接拉杆3的第二端位于所述上侧连接孔41的上下侧分别进行限位，使所述的载荷过渡框架1与双向限位固定连接拉杆3之间不能相对移动；其中，这里所述双向限位固定连接拉杆3的第二端位于所述上侧连接孔41的上下侧分别设置有紧固锁定螺帽61、62，用以实现上述的限位作用；当然也可以令所述双向限位固定连接拉杆3的第二端位于所述上侧连接孔41的上下侧分别通过焊接实现限位作用，这仅是本发明的另一种结合方式，但是这样带来的问题在于，对于本装置仅能采用破坏性拆除，而不能进行灵活的调整；
所述的单向限位活动连接拉杆2的第二端穿过所述载荷过渡框架1下侧连接孔42，并在所述的单向限位活动连接拉杆2第二端位于所述下侧连接孔42的上部设置限位件，使所述的载荷过渡框架1与单向限位固定连接拉杆2仅能向单一方向相对移动；其中，这里所述的单向限位活动连接拉杆2第二端位于所述下侧连接孔42的上部设置有一紧固锁定螺帽63，用以实现这种限位作用；所述的下侧连接孔4内设有增滑铜套5，所述的单向限位活动连接拉杆2与所述的增滑铜套5之间滑动配合；所述的单向限位活动连接拉杆2与所述的增滑铜套5之间的接触面涂有润滑油脂，用以减少两者之间的摩擦力。
请参阅图5所示，其为运用了本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例二后的拉伸试验系统的结构示意图；其与实施例一的差别在于，所述的单向限位活动连接拉杆2第二端位于所述下侧连接孔42的上部设置有一紧固头21，其横截面的直径大于所述的下侧连接孔42的直径，所述的紧固头21与所述的单向限位活动连接拉杆2一体成型。
请结合所述的图6和图7所示，其分别为本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例二的安装结构示意图；以及本发明高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置实施例二的载荷过渡框架立体结构示意图；其中，所述的载荷过渡框架的下侧连接孔42为锥形孔，用以与所述的单向限位活动连接拉杆2第二端紧固头21的斜度相一致，从而使其相结合更紧密。
需要强调的是上述两个实施例可以清楚的得到，所述的载荷过渡框架1内部具有一过渡的空间，用以提供所述的单向限位活动连接拉杆2第二端在所述的载荷过渡框架1内单向相对运动的空间；其中，所述的过渡空间的长度应大于所述的拉伸动力机构输出端的最大行程量；所述的单向限位活动连接拉杆2第二端相对于所述载荷过渡框架1滑动的最大长度应大于所述的拉伸动力机构输出端的最大行程量。只有这样才能在任何正常的操作情况下，不至于发生由于所述的过渡空间的长度以及所述的单向限位活动连接拉杆2第二端相对于所述载荷过渡框架滑动的最大长度，在小于所述的拉伸动力机构输出端的最大行程量时，使所述的单向限位活动连接拉杆2第二端的顶端，顶抵在所述的载荷过渡框架1的上侧的情况，从而也不会产生瞬时压力过载，造成薄壁壳弹头弹体的破坏性事故。
其整个测试系统的拉伸试验过程如下：
试验时通过所述的计算机13发出控制指令使所述的作动器移动加力轴8处于位移起始零点，然后安装所述的单向限位活动连接拉杆2上端的紧固锁定罗帽63，并仔细调节所述的紧固锁定罗帽63的松紧程度，使所述的拉力传感器7在所述的计算机13上的显示载荷数据为零。
在试验过程中，所述的作动器移动加力轴8会按照导弹飞行中所受载荷的状况向上对薄壁壳试件10施加高速非线性动态拉伸载荷，然后快速回零，所述的作动器移动加力轴8将会产生高速惯性下冲，因为所述的单向限位活动连接拉杆2上端为单向锁定，过零后所述的单向限位活动连接拉杆2可在所述的载荷过渡框架1内向上自由滑动，因此，一旦过零后，高速惯性下冲产生的压缩载荷无法施加到薄壁壳试件10上，避免了昂贵的导弹弹头、弹体等高速飞行器薄壁壳试件10因压缩过载造成的意外坏损。
因此，在安装使用了弹体薄壁结构强度拉伸试验防过载安全保护装置之后，还从未发生过弹体损坏的情况，有效地保证了昂贵的导弹等高速飞行器薄壁壳拉伸强度试验的安全性和可靠性。
为保证载荷过渡框架1能安全传递拉伸载荷，载荷过渡框架1的强度设计要求为：
所述的载荷过渡框架材料采用强度好且易于加工的45号钢。
若试验最大拉伸载荷为P(kg)，载荷过渡框架1的两条竖直承载面的截面积w×b(mm)(请参阅图3、图4、图6以及图7上的标示)满足以下条件就可保证拉伸载荷的安全传递：w×b≥(P÷25)×1.2)。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，对本发明而言仅仅是说明性的，而非限制性的。本专业技术人员理解，在本发明权利要求所限定的精神和范围内可对其进行许多改变，修改，甚至等效，但都将落入本发明的保护范围内。
Claims (10)
1.一种高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其设置于一拉伸动力机构和一被检测的高速飞行器薄壁壳结构之间，其特征在于，其包括：
一双向限位固定连接拉杆，其第一端与所述的拉伸动力机构的一输出端相固接；
一单向限位活动连接拉杆，其第一端与套设在所述的被检测的高速飞行器薄壁壳上的加载连接环相固接；
一载荷过渡框架，其上下两侧分别设置有一连接孔，所述的双向限位固定连接拉杆的第二端穿过所述载荷过渡框架上侧连接孔，并在所述双向限位固定连接拉杆的第二端位于所述上侧连接孔的上下侧分别进行限位，使所述的载荷过渡框架与双向限位固定连接拉杆不能相对移动；
所述的单向限位活动连接拉杆的第二端穿过所述载荷过渡框架下侧连接孔，并在所述的单向限位活动连接拉杆第二端位于所述下侧连接孔的上部设置限位件，使所述的载荷过渡框架与单向限位固定连接拉杆仅能向单一方向相对移动。
2.根据权利要求1所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其特征在于，所述的下侧连接孔内设有增滑铜套，所述的单向限位活动连接拉杆与所述的增滑铜套之间滑动配合。
3.根据权利要求2所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其特征在于，所述的单向限位活动连接拉杆与所述的增滑铜套之间的接触面涂有润滑油脂。
4.根据权利要求3所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其特征在于，所述双向限位固定连接拉杆的第二端在位于所述上侧连接孔的上下侧分别通过焊接实现限位作用。
5.根据权利要求3所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其特征在于，所述双向限位固定连接拉杆的第二端位于所述上侧连接孔的上下侧分别设置有紧固锁定螺帽，用以进行限位作用。
6.根据权利要求3所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其特征在于，所述的单向限位活动连接拉杆第二端在位于所述下侧连接孔的上部设置有一紧固锁定螺帽，用以进行限位作用。
7.根据权利要求3所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其特征在于，所述的单向限位活动连接拉杆第二端在位于所述下侧连接孔的上部设置有一紧固头，其横截面的直径大于所述的下侧连接孔的直径，所述的紧固头与所述的向限位活动连接拉杆一体成型。
8.根据权利要求3所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其特征在于，所述的载荷过渡框架内部具有一过渡空间，用以提供所述的单向限位活动连接拉杆第二端在所述的载荷过渡框架内单向相对运动的空间。
9.根据权利要求8所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其特征在于，所述的过渡空间的长度大于所述的拉伸动力机构输出端的最大行程量。
10.根据权利要求9所述的高速飞行器薄壁壳结构强度拉伸试验防过载保护装置，其特征在于，所述的单向限位活动连接拉杆第二端相对于所述载荷过渡框架滑动的最大长度，大于所述的拉伸动力机构输出端的最大行程量。
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Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1936525A (zh) * | 2006-10-17 | 2007-03-28 | 北京航空航天大学 | 碳纤维复合材料高速飞行器整流罩表面瞬态温度测量装置 |
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| CN201025458Y (zh) * | 2007-02-15 | 2008-02-20 | 北京航空航天大学 | 高速飞行器高温气动热模拟试验热电偶测温保护装置 |
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| ASS | Succession or assignment of patent right |
Owner name: BEIJING AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS UNIV. Free format text: FORMER OWNER: WU DAFANG Effective date: 20101027 |
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| COR | Change of bibliographic data |
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Effective date of registration: 20101027 Address after: 100083 Haidian District, Xueyuan Road, No. 37, Patentee after: Beihang University Address before: 100083 No. 207 house 406, Beihang University, Beijing Patentee before: Wu Dafang |
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