CN109341924B - 一体式导弹发射架解锁力测试装置 - Google Patents

Abstract

一体式导弹发射架解锁力测试装置，包括测力装置主体和手持显示控制组件。测力装置主体通过一体式锁紧机构的快速开合紧固，实现了本数显电动测力装置的快速安装、拆卸。本装置还通过电动推杆组件与拉压力传感器直连，对电动推杆组件输出的可控力值进行精确测量，可实时显示导弹发射的解锁力值。本装置集成了多种组件，可实现快速定位安装、自动测量、数字显示，避免了人工测量的各种弊端，具有携带方便、操作简单、测量准确等优点。

Description

一体式导弹发射架解锁力测试装置

技术领域

本发明涉及导弹发射架解锁力测量领域，具体为一种一体式导弹发射架解锁力测试装置。

背景技术

导弹发射架用于悬挂空空、空地等各种类型导弹，导弹和发射架之间一般通过吊挂连接，吊挂一般为T型结构，发射架内部滑轨一般为T型槽结构，从而限制吊挂只能沿发射架轴线前后移动。导弹在发射前，通过在发射架轴线方向设置的锁紧机构实现完全固定，发射时，锁紧机构打开，但仍要施加一定的解锁力。这个解锁力对于导弹发射很重要：不能太小，保证导弹在点火前不脱落；也不能太大，要保证导弹点火产生推力后能可靠地脱离。

为了保证导弹能够正常发射，在挂载导弹前，必须要进行发射架解锁力测量，以确定解锁力是否在正常范围内。因此，需要有专用的解锁力测量装置。现有的解锁力测量装置在安装固定的形式上一般为分体式，包括基板和定位块。安装时，需要从发射架一端先将基座滑进发射架T型槽，再将定位块从发射架安装槽处安装，再用快卸销和基座固定，从而实现基座在发射架上完全固定。这种分体式安装固定方式存在分体件多，安装、拆卸不便捷，操作费时费力等问题。

另外，现有的解锁力测量装置，一般为涡轮蜗杆结构，手动测量。测量时，飞机驾驶舱内首先给出解锁信号，发射架解锁机构打开，测试人员要迅速进行手动测量操作，由于飞机驾驶舱距离发射架有一定距离，且解锁信号维持时间有限（在一定时间内不开锁，锁紧装置会自动锁紧）、解锁力较大，操作、测力要同步进行，很难在有效时间内完成解锁力测量。手动加力会造成加力大小因人而异，加力大小不同，造成测量结果不同，测量的散差大。

因此，采用现有的解锁力测量装置存在以下问题：

（1) 安装固定方式存在分体件多，安装、拆卸不便捷，操作费时费力；

（2)操作费时费力、难度大，很难在有效时间内完成解锁力测量；

（3）手动测量易造成测量结果因人而异，且散差大。

发明内容

为了克服背景技术中的不足，本发明公开了一种一体式导弹发射架解锁力测试装置，本装置可在接收解锁信号后，自动进行解锁力测力，以解决背景技术中所述问题。

为实现上述发明目的，本发明采用如下技术方案：

一体式导弹发射架解锁力测试装置，包括基板和手持显示控制组件；基板为一端带凸台的长板状结构，凸台内沿板长方向设置有两个相同的纵向剖面为十字形的窄通槽和宽通槽，两个窄通槽中间部位设置有释放按钮孔，在凸台的背面，两个宽通槽的中间，设置有工字型凸块； 在两窄通槽内对称安装有一对板状锁紧梁，两锁紧梁中部朝向工字型凸块安装有对称的定位滑块，定位滑块呈T型结构，定位滑块与锁紧梁连接处的T型底面设置有一槽型回钩，且钩尖朝向压簧方向，定位滑块还在侧面设置两个拉簧安装孔；左右对称的定位滑块位于两宽通槽内，且在工字型凸块两侧，并通过左右四根拉簧与基板连接；在基板的释放按钮孔中安装有释放按钮；释放按钮为圆杆状，在释放按钮上端连接有锁块；锁块呈十字形，左右两臂对称设置有向下、向内的楔形回钩，左右楔形回钩的楔形斜面向外，且表面光滑；在锁块背向释放按钮的方向设置有圆柱状凸起，在圆柱状凸起外圆面安装有压簧，压簧另一端与基板连接；在基板的凸块上方安装有电动推杆组件，电动推杆组件的推杆前端连接转接件，转接件通过快卸销与滑块组件连接，电动推杆组件的推杆后端连接传感器组件；基板上还安装有锂电池组件和控制板，控制板通过线路与手持显示控制组件连接。

所述传感器组件由拉压力传感器以及传感器固定座组成，传感器固定座安装在基板上，拉压力传感器和电动推杆组件的推杆后端连接。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1）由于本装置集成了快速安装机构、实现了解锁力测量时的快速安装、拆卸；

2）本装置还设计有多个组件可实现解锁力值自动测量，数字显示测量结果，实现了解锁力值的快速测量；

3）由于采取电动推杆提供可控推力、拉压力传感器与电动推杆直接连接测量等技术措施，排出了人为因素，因此测量准确，散差小。

附图说明

图1为本发明的正面轴侧视图；

图2为本发明的安装面轴侧视图；

图3为发射架T型槽结构示意图；

图4为基板局部结构示意图；

图5为一体式锁紧机构锁紧状态示意图；

图6为图5的A-A剖视图；

图7为图5的B-B剖视图；

图8为图5的C-C剖视图；

图9为定位滑块轴侧视图；

图10为一体式锁紧机构打开状态示意图。

图中：1、基板；1.1、窄通槽；1.2宽通槽；1.3、工字型凸块；1.4、释放按钮孔；2、锁紧梁；3、拉簧；4、释放按钮；5、定位滑块；5.1、槽型回钩；5.2、槽型回钩内槽面；5.3、槽型回钩棱边；5.4、拉簧安装孔；6、锁块；6.1、楔形回钩；7、压簧；9、发射架T型槽；9.1、安装槽方形缺口；9.2、锁紧槽；9.3、解锁挡块；11、手持显示控制组件；12、电动推杆组件；13、转接件；14、滑块组件；15、传感器组件；151、拉压力传感器；152、传感器固定座；16、控制板；17、锂电池组件；18、快卸销。

具体实施方式

通过下面的实施例，结合附图可以详细的解释本发明，公开本发明的目的旨在保护本发明范围内的一切技术改进。

一种一体式导弹发射架解锁力测试装置，包括基板1和手持显示控制组件11；基板1为一端带凸台的长板状结构，凸台内沿板长方向设置有两个相同的纵向剖面为十字形的窄通槽1.1和宽通槽1.2，两个窄通槽1.1中间部位设置有释放按钮孔1.4，在凸台的背面，两个宽通槽1.2的中间，设置有工字型凸块1.3； 在两窄通槽1.1内对称安装有一对板状锁紧梁2，两锁紧梁2中部朝向工字型凸块1.3安装有对称的定位滑块5，定位滑块5呈T型结构，定位滑块5与锁紧梁2连接处的T型底面设置有一槽型回钩5.1，且钩尖朝向压簧7方向，定位滑块5还在侧面设置两个拉簧安装孔5.4；左右对称的定位滑块5位于两宽通槽1.2内，且在工字型凸块1.3两侧，并通过左右四根拉簧3与基板1连接；在基板1的释放按钮孔1.4中安装有释放按钮4；释放按钮4为圆杆状，在释放按钮4上端连接有锁块6；锁块6呈十字形，左右两臂对称设置有向下、向内的楔形回钩6.1，左右楔形回钩6.1的楔形斜面向外，且表面光滑；在锁块6背向释放按钮4的方向设置有圆柱状凸起，在圆柱状凸起外圆面安装有压簧7，压簧7另一端与基板1连接；在基板1的凸块上方安装有电动推杆组件12，电动推杆组件12的推杆前端连接转接件13，转接件13通过快卸销18与滑块组件14连接，电动推杆组件12的推杆后端连接传感器组件15；基板1上还安装有锂电池组件17和控制板16，控制板16通过线路与手持显示控制组件11连接。

测力开始前，先将滑块组件14滑入发射架T型槽的锁紧槽9.2中，并在飞机驾驶舱内控制相关系统将其锁死。然后，捏合两个锁紧梁2可带动左右两个定位滑块5向中间滑动，两个定位滑块5上的槽型回钩棱边5.3接触到锁块6上两楔形回钩6.1的斜面后，推动锁块6向上运动，直至两个定位滑块5上的槽型回钩内槽面5.2滑入锁块6的两楔形回钩6.1内侧，锁块6在压簧7弹力的作用下向下运动，锁块6的两楔形回钩6.1内侧面卡住两个定位滑块5上的槽型回钩内槽面5.2，从而锁紧两个定位滑块5。此时，两个定位滑块5在工字型凸块1.3正上方，可对准发射架T型槽9的安装槽方形缺口9.1放入本机构。这时，基板1上的工字型凸块1.3卡入安装槽方形缺口9.1内，承受测力时的反作用力。随后，通过推动释放按钮4，使锁块6向压簧7端运动，两个定位滑块5上的槽型回钩5.1脱离锁块6楔形回钩6.1的钳制，在两侧拉簧3的拉动下，带动左右两个定位滑块5向两侧分开，滑入发射架T型槽9内，起到悬挂防脱落作用。此时，用快卸销18将转接件13与滑块组件14连成一体，完成测力装置的快速安装。

测力时，飞机驾驶舱内给出解锁信号，发射架解锁机构打开，滑块组件14内部安装有感应触头，接收到解锁信号后向控制板16发出信号，控制板16启动电动推杆组件12工作。电动推杆组件12启动后向转接件13以及滑块组件14施加推力，电动推杆组件12的推杆后端与传感器组件15上的拉压力传感器151相连，可实时对该施加力进行测量。手持显示控制组件11通过线路和基板1上的控制板16连接，可对电动推杆组件12施加的推力进行控制，当滑块组件14在电动推杆组件12施加的推力下发生移动，并触动发射架T型槽9内的解锁挡块9.3时，解锁挡块9.3向控制板16发出信号，电动推杆组件12停止工作，此时，手持显示控制组件11将数字显示解锁过程中最大的解锁力值。

测量完成后，拔出快卸销18，通过再次捏合两个锁紧梁2带动左右两个定位滑块5向中间滑动，锁块6再次卡住两个定位滑块5，使两个定位滑块5处于安装槽方形缺口9.1内，取下本装置，完成测量操作，所述锂电池组件17为本装置提供电能。

本发明未详述部分为现有技术。

Claims (6)

1.一种一体式导弹发射架解锁力测试装置，其特征在于：包括具有凸台的基板（1）；在凸台内、沿板长方向设置有两对呈十字交叉的窄通槽（1.1）和宽通槽（1.2），在两个窄通槽（1.1）的中间部位安装有释放按钮（4）；在基板远离凸台的一侧、两个宽通槽（1.2）的中间部位设置有工字型凸块（1.3）；在两个窄通槽（1.1）内对称安装有一对锁紧梁（2），在锁紧梁（2）上安装有定位滑块（5），两个定位滑块（5）分别位于两个宽通槽（1.2）内，且分别通过拉簧与基板（1）连接；在两个定位滑块（5）的底面，对称地设有槽型回钩（5.1）；在释放按钮（4）的上端连接有锁块（6）和压簧（7），锁块（6）呈十字形，其左右两臂对称地设置有一对楔形回钩（6.1），楔形回钩（6.1）具有与槽型回钩（5.1）相对应的楔形斜面；

在基板（1）上安装电动推杆组件（12），电动推杆组件（12）通过转接件（13）与滑块组件（14）连接；

测试前，将滑块组件（14）锁死在发射架T型槽（9）的锁紧槽（9.2）内，然后捏合两个锁紧梁（2）带动两个定位滑块（5）向中间滑动，使一对槽型回钩（5.1）分别与锁块（6）上的一对楔形斜面接触，推动锁块（6）上移；然后在压簧（7）的作用下，锁块（6）下移，使一对楔形回钩（6.1）分别卡住两个定位滑块（5）上的槽型回钩（5.1），锁紧两个定位滑块（5）；此时，基板（1）上的工字型凸块（1.3）卡入发射架T型槽（9）的安装槽方形缺口（9.1）内；最后，推动释放按钮（4）使锁块（6）向压簧（7）端运动，此时两个定位滑块（5）上的槽型回钩（5.1）脱离锁块（6）楔形回钩（6.1）的钳制，在拉簧（3）的拉动下，两个定位滑块（5）向两侧分开，并滑入发射架T型槽（9）内，实现解锁力测试装置在发射架T型槽（9）上的安装；

测试时，电动推杆组件（12）启动后向转接件（13）以及滑块组件（14）施加推力，电动推杆组件（12）的推杆后端与传感器组件（15）上的拉压力传感器（151）相连，可实时对该施加力进行测量；

测试完成后，再次捏合两个锁紧梁（2）带动左右两个定位滑块（5）向中间滑动，使锁块（6）再次卡住两个定位滑块（5），此时，解锁力测试装置可从发射架T型槽（9）的安装槽方形缺口（9.1）内脱出。

2.如权利要求1所述的一体式导弹发射架解锁力测试装置，其特征在于：所述定位滑块（5）呈T型结构，在定位滑块（5）侧面设有拉簧安装孔。

3.如权利要求1所述的一体式导弹发射架解锁力测试装置，其特征在于：在锁块（6）背向释放按钮（4）的方向设有圆柱状凸起，所述压簧（7）安装在圆柱状凸起外圆面。

4.如权利要求1所述的一体式导弹发射架解锁力测试装置，其特征在于：所述转接件（13）通过快卸销（18）与滑块组件（14）连接，在电动推杆组件（12）的后端连接有传感器组件（15）。

5.如权利要求4所述的一体式导弹发射架解锁力测试装置，其特征在于：所述传感器组件（15）由拉压力传感器（151）以及传感器固定座（152）组成，传感器固定座（152）安装在基板（1）上，拉压力传感器（151）连接在电动推杆组件（12）的后端。

6.如权利要求1所述的一体式导弹发射架解锁力测试装置，其特征在于：在基板（1）上还安装有锂电池组件（17）和控制板（16），控制板（16）通过线路与手持显示控制组件（11）连接。