CN109765059B - 一种发射箱前辅助支撑脱开时序测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种发射箱前辅助支撑脱开时序测量方法，包括时序测量装置电路设计、时序测量装置结构设计、时序测量装置功能设计、时序结构装置强度分析和实验实施效果测量，本发明科学合理，使用安全方便，使用该测量装置获取发射箱前辅助支撑的脱开时序，测试数据完整，数据品质良好，采用该方法可以成功的获取导弹发射过程前辅助支撑脱开时序，对提升恶劣发射环境下测量技术能力作出了有效地尝试，该方法测量稳定性好，安全性较高，已经在飞行试验中多次应用，数据测量效果良好，有效地节约试验成本，经济效益显著。

Description

一种发射箱前辅助支撑脱开时序测量方法

技术领域

本发明涉及发动机地面测量技术领域，具体为一种发射箱前辅助支撑脱开时序测量方法。

背景技术

导弹发射箱方案设计中，箱内左右侧壁上设置了两个前辅助支撑机构，用来限制导弹在箱内的侧向运动，导弹装箱后，需要把两个前辅助支撑机构紧压在导弹表面，保证导弹的安全，导弹点火后，发动机尾焰喷流压力直接作用在箱体后盖，后盖破裂的同时，压力波沿箱体轴向从弹体尾部向弹体头部传播，到达箱体前盖处达到前盖的破盖压力，导致箱盖破裂飞出，同时，导弹沿发射箱轴向运动，并靠摩擦力带动前辅助支撑脱离导弹表面，最终脱离滑轨出箱。

飞行试验后，检查发现发射箱内前辅助支撑处于发射前的压紧状态，而在发射中无法使用高速摄像来记录发射箱内前辅助支撑的运动过程，因而无法判断前辅助支撑机构是否顺利脱开，如果前辅助支撑在弹体尚未开始运动就已经脱离弹体表面，就失去了对弹体的限位保护功能，相反，如果前辅助支撑在整个发射过程中没有脱离弹体表面，就会对导弹的出箱产生阻碍，甚至会影响导弹发射的安全性。

由于导弹发射过程，箱体内壁需承受高温强气流的冲刷，同时箱内还会有大量浓烟产生，发射箱内环境相当恶劣，再加上弹体与箱壁之间空间相对狭小，在箱内进行相关参数测量极具挑战性，针对前辅助支撑的脱开时序，限于发射安全的考虑，现有型号和资料均无任何经验可以借鉴，所以，人们急需一种新型发射箱前辅助支撑脱开时序测量方法来解决上述问题。

发明内容

本发明提供一种发射箱前辅助支撑脱开时序测量方法，可以有效解决上述背景技术中提出的在箱内进行相关参数测量极具挑战性，针对前辅助支撑的脱开时序，限于发射安全的考虑，现有型号和资料均无任何经验可以借鉴的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种测量前辅助支撑脱开时序的装置，包括箱壁，所述箱壁上方一端安装有支撑杆，所述支撑杆上方通过转轴转动安装有前辅助支撑，所述前辅助支撑一侧中部安装有止动销，所述止动销上方一端安装有弹簧片，所述弹簧片一侧安装有安装铝片，所述安装铝片底端一侧安装有胶木块。

优选的，所述胶木块与箱壁之间通过双组份环氧胶固定连接。

优选的，所述弹簧片与止动销之间通过高温胶带固定连接。

一种发射箱前辅助支撑脱开时序测量方法，包括如下步骤：

S1、时序测量装置电路设计；

S2、时序测量装置结构设计；

S3、时序测量装置功能设计；

S4、时序结构装置强度分析；

S5、试验实施效果测量。

根据上述技术方案，所述步骤S1中，所述电源的输出端与电阻的输入端电性连接，所述电源的输入端和电阻的输出端分别为A端口和B端口，所述电阻的输入端和输出端分别为C端口和D端口，所述电路中A端口和B端口接通和断开时，电路中电阻两端的电压，即C端口和D端口的电压将发生瞬时变化，所述A端口和B端口作为输入控制端接入电路，所述C端口和D端口作为输出信号接入采集设备中；

所述A端口和B端口接通时，C端口和D端口两端的电压为：

所述A端口和B端口断开时，C端口和D端口两端的电压为：

U_DC＝0。

根据上述技术方案，所述步骤S2中，所述时序测量装置包括静止结构和运动结构，所述静止结构是指加工规格为130mm*10mm*1.5mm的安装铝片，所述安装铝片与胶木块之间通过螺接连接，保持安装铝片处于直立状态，所述运动结构是指利用前辅助支撑一侧的止动销，所述止动销上表面安装的弹簧片规格为70mm*8mm*0.2mm，所述弹簧片一端与止动销之间通过高温胶带固定连接，所述弹簧片另一端弯曲后紧靠在安装铝片一侧。

根据上述技术方案，所述步骤S3中，所述时序测量装置静止结构和运动结构分别接上测试电缆，组成测量电路，所述电路中直流供电电源为1.5V干电池，所述发动机点火前，所述弹簧片与铝片之间处于接通状态，所述D端口和C端口的电压输出为1.5V，所述发动机点火后，导弹运动出箱，所述前辅助支撑开始绕转轴运动倾斜，所述前辅助支撑倾斜角度大于5°后，所述弹簧片与铝片完全脱开，所述C端口和D端口的电压输出为0V，记录信号，读出电压发生瞬变的时刻，即可作为前辅助支撑的脱开时序。

根据上述技术方案，所述步骤S4中，所述强度分析包括以下步骤：

(1)计算在设计内压下形成的气流载荷；

(2)对该气流荷载下支架的变形情况和底部粘接固定面的剪切力进行分析；

(3)判断在试验过程中是否会发生变形和底部粘接面开裂的情况。

根据上述技术方案，所述步骤S5中，所述该方法试验的过程中，对火箭发射过程中的试验名称、测点位置和脱开时刻进行记录和测量，完成对发射箱前辅助支撑脱开时序的测量。

本发明的有益效果：本发明科学合理，使用安全方便，使用该测量装置获取了发射箱前辅助支撑的脱开时序，测试数据完整，数据品质良好，采用该方法成功获取了火箭发射过程前辅助支撑脱开时序，对提升恶劣发射环境下测量技术能力作出了有效地尝试，该方法测量稳定性好，安全性较高，已经在飞行试验中多次应用，数据测量效果良好，有效地节约试验成本，经济效益显著。

附图说明

附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。

在附图中：

图1是本发明测量装置的结构示意图；

图2是本发明测量方法的流程图；

图3是本发明的测量电路原理图；

图4是本发明的安装支架变形云图；

图5是本发明的安装支架Mises应力云图；

图6是本发明的安装支架底部粘接面的正应力分布云图；

图7是本发明的安装支架底部粘接面的剪应力分布云图；

图8是本发明的前辅助支撑脱开时序时间历程示意图；

图中标号：1、箱壁；2、支撑杆；3、前辅助支撑；4、转轴；5、止动销；6、弹簧片；7、安装铝片；8、胶木块。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。

实施例1：如图1所示，本发明提供一种技术方案，一种测量前辅助支撑脱开时序的装置，包括箱壁1，箱壁1上方一端安装有支撑杆2，支撑杆2上方通过转轴4转动安装有前辅助支撑3，前辅助支撑3一侧中部安装有止动销5，止动销5上方一端安装有弹簧片6，为了使得弹簧片6与止动销5之间连接的更加紧密，不会由于火箭发射时的高温导致弹簧片6与止动销5之间出现分离，弹簧片6与止动销5之间通过高温胶带固定连接，弹簧片6一侧安装有安装铝片7，安装铝片7底端一侧安装有胶木块8，为了使得胶木块8与箱壁1之间连接的更加紧密，在测量的过程中不会出现脱落现象，胶木块8与箱壁1之间通过双组份环氧胶固定连接。

实施例2：如图2所示，一种发射箱前辅助支撑脱开时序测量方法，包括如下步骤：

S1、时序测量装置电路设计；

S2、时序测量装置结构设计；

S3、时序测量装置功能设计；

S4、时序结构装置强度分析；

S5、试验实施效果测量。

根据上述技术方案，步骤S1中，电源的输出端与电阻的输入端电性连接，电源的输入端和电阻的输出端分别为A端口和B端口，电阻的输入端和输出端分别为C端口和D端口，电路中A端口和B端口接通和断开时，电路中电阻两端的电压，即C端口和D端口的电压将发生瞬时变化，A端口和B端口作为输入控制端接入电路，C端口和D端口作为输出信号接入采集设备中；

A端口和B端口接通时，C端口和D端口两端的电压为：

A端口和B端口断开时，C端口和D端口两端的电压为：

U_DC＝0。

根据上述技术方案，步骤S2中，时序测量装置包括静止结构和运动结构，静止结构是指加工规格为130mm*10mm*1.5mm的安装铝片，安装铝片与胶木块之间通过螺接连接，保持安装铝片处于直立状态，运动结构是指利用前辅助支撑一侧的止动销，止动销上表面安装的弹簧片规格为70mm*8mm*0.2mm，弹簧片一端与止动销之间通过高温胶带固定连接，弹簧片另一端弯曲后紧靠在安装铝片一侧。

根据上述技术方案，步骤S3中，时序测量装置静止结构和运动结构分别接上测试电缆，组成测量电路，电路中直流供电电源为1.5V干电池，发动机点火前，弹簧片与铝片之间处于接通状态，D端口和C端口的电压输出为1.5V，发动机点火后，导弹运动出箱，前辅助支撑开始绕转轴运动倾斜，前辅助支撑倾斜角度大于5°后，弹簧片与铝片完全脱开，C端口和D端口的电压输出为0V，记录信号，读出电压发生瞬变的时刻，即可作为前辅助支撑的脱开时序。

根据上述技术方案，步骤S4中，强度分析包括以下步骤：

(1)计算在设计内压下形成的气流载荷；

(2)对该气流荷载下支架的变形情况和底部粘接固定面的剪切力进行分析；

(3)判断在试验过程中是否会发生变形和底部粘接面开裂的情况。

根据上述技术方案，步骤S5中，该方法试验的过程中，对火箭发射过程中的试验名称、测点位置和脱开时刻进行记录和测量，完成对发射箱前辅助支撑脱开时序的测量。

实施例3：如图2所示，一种发射箱前辅助支撑脱开时序测量方法，包括如下步骤：

S1、时序测量装置电路设计；

S2、时序测量装置结构设计；

S3、时序测量装置功能设计；

S4、时序结构装置强度分析；

S5、试验实施效果测量。

根据上述技术方案，步骤S1中，电源的输出端与电阻的输入端电性连接，电源的输入端和电阻的输出端分别为A端口和B端口，电阻的输入端和输出端分别为C端口和D端口，电路中A端口和B端口接通和断开时，电路中电阻两端的电压，即C端口和D端口的电压将发生瞬时变化，A端口和B端口作为输入控制端接入电路，C端口和D端口作为输出信号接入采集设备中；

A端口和B端口接通时，C端口和D端口两端的电压为：

A端口和B端口断开时，C端口和D端口两端的电压为：

U_DC＝0。

根据上述技术方案，步骤S2中，时序测量装置包括静止结构和运动结构，静止结构是指加工规格为130mm*10mm*1.5mm的安装铝片，安装铝片与胶木块之间通过螺接连接，保持安装铝片处于直立状态，运动结构是指利用前辅助支撑一侧的止动销，止动销上表面安装的弹簧片规格为70mm*8mm*0.2mm，弹簧片一端与止动销之间通过高温胶带固定连接，弹簧片另一端弯曲后紧靠在安装铝片一侧，为了保证胶木块粘接牢固，避免点火后气流对铝片冲击造成胶木块脱落，对发射的安全性产生影响，设计使用了胶木块粘接固定，严格按照粘接工艺进行操作，以保证粘接的强度。

根据上述技术方案，步骤S3中，安装铝片接线处和弹簧片接线处均要使用高温胶带来做防热防气流冲击处理，线缆转轴走线到箱壁上，再紧贴箱壁走线到发射箱的空调进气口，线缆均需要用多层玻璃丝带进行防护，并在箱壁上使用双组份环氧胶粘接固定，防止气流的热冲刷，弹簧片的实际使用长度需要根据现场安装后的试验要求来进行修改，保证两部分的脱开时序是在前辅助支撑运动到倾斜角度大于5°的位置，这个需要对测量装置安装后现场验证来确定，时序测量装置静止结构和运动结构分别接上测试电缆，组成测量电路，电路中直流供电电源为1.5V干电池，发动机点火前，弹簧片与铝片之间处于接通状态，D端口和C端口的电压输出为1.5V，发动机点火后，导弹运动出箱，前辅助支撑开始绕转轴运动倾斜，前辅助支撑倾斜角度大于5°后，弹簧片与铝片完全脱开，C端口和D端口的电压输出为0V，记录信号，读出电压发生瞬变的时刻，即可作为前辅助支撑的脱开时序。

根据上述技术方案，步骤S4中，强度分析包括以下步骤：

(1)计算在设计内压下形成的气流载荷；

(2)对该气流荷载下支架的变形情况和底部粘接固定面的剪切力进行分析；

(3)判断在试验过程中是否会发生变形和底部粘接面开裂的情况；

为了对安装支架进行强度分析，需要计算在设计内压0.1MPa下形成的气流载荷，以及该载荷作用下支架的变形以及底部粘接固定面的剪切力，从而判断在试验过程中是否会发生大变形和底部粘接面开裂，安装支架最大位移为0.16mm，最大Mises应力为37.7Mpa，接近发生塑性变形的临界点，该变形量为小变形，不影响正式试验过程中的测量，正应力中最大拉应力为0.96Mpa，最大压应力为1.4Mpa，剪应力中最大值为0.27Mpa，按照使用说明，环氧树脂AB胶固化后的剪切和拉伸强度在17.5MPa，所以，试验测量过程中不会发生底部粘接面开裂问题。

根据上述技术方案，步骤S5中，该方法试验的过程中，对火箭发射过程中的试验名称、测点位置和脱开时刻进行记录和测量，完成对发射箱前辅助支撑脱开时序的测量。

各次试验前辅助支撑脱开时序列于表1：

表1发射箱前辅助支撑脱开时间

基于上述，本发明的优点在于：本发明科学合理，使用安全方便，使用该测量装置获取了发射箱前辅助支撑的脱开时序，测试数据完整，数据品质良好，采用该方法成功获取了火箭发射过程前辅助支撑脱开时序，对提升恶劣发射环境下测量技术能力作出了有效地尝试，该方法测量稳定性好，安全性较高，已经在飞行试验中多次应用，数据测量效果良好，有效地节约试验成本，经济效益显著。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种测量前辅助支撑脱开时序的装置，包括箱壁（1），其特征在于：所述箱壁（1）上方一端安装有支撑杆（2），所述支撑杆（2）上方通过转轴（4）转动安装有前辅助支撑（3），所述前辅助支撑（3）一侧中部安装有止动销（5），所述止动销（5）上方一端安装有弹簧片（6），所述弹簧片（6）一侧安装有安装铝片（7），所述安装铝片（7）底端一侧安装有胶木块（8）；

采用所述装置的测量方法具体包括如下步骤：

S1、所述装置的电路设计；电源的输出端与电阻的输入端电性连接，所述电源的输入端和电阻的输出端分别为A端口和B端口，所述电阻的输入端和输出端分别为C端口和D端口，所述电路中A端口和B端口接通和断开时，电路中电阻两端的电压，即C端口和D端口的电压将发生瞬时变化，所述A端口和B端口作为输入控制端接入电路，所述C端口和D端口作为输出信号接入采集设备中；

所述A端口和B端口接通时，C端口和D端口两端的电压为：

所述A端口和B端口断开时，C端口和D端口两端的电压为：

；

S2、所述装置的结构设计；所述装置包括静止结构和运动结构，所述静止结构是指加工规格为130mm*10mm*1.5mm的安装铝片，所述安装铝片与胶木块之间通过螺接连接，保持安装铝片处于直立状态，所述运动结构是指利用前辅助支撑一侧的止动销，所述止动销上表面安装的弹簧片规格为70mm*8mm*0.2mm，所述弹簧片一端与止动销之间通过高温胶带固定连接，所述弹簧片另一端弯曲后紧靠在安装铝片一侧；

S3、所述装置的功能设计；所述装置的静止结构和运动结构分别接上测试电缆，组成测量电路，所述电路中直流供电电源为1.5V干电池，发动机点火前，所述弹簧片与铝片之间处于接通状态，所述C端口和D端口的电压输出为1.5V，所述发动机点火后，导弹运动出箱，所述前辅助支撑开始绕转轴运动倾斜，所述前辅助支撑倾斜角度大于5°后，所述弹簧片与铝片完全脱开，所述C端口和D端口的电压输出为0V，记录信号，读出电压发生瞬变的时刻，即可作为前辅助支撑的脱开时序；

S4、所述装置的强度分析；包括以下步骤：

（1）计算在设计内压下形成的气流载荷；

（2）对该气流载荷下支架的变形情况和底部粘接固定面的剪切力进行分析；

（3）判断在试验过程中是否会发生变形和底部粘接面开裂的情况；

S5、试验实施效果测量。

2.根据权利要求1所述的一种测量前辅助支撑脱开时序的装置，其特征在于：所述胶木块（8）与箱壁（1）之间通过双组份环氧胶固定连接。

3.根据权利要求1所述的一种测量前辅助支撑脱开时序的装置，其特征在于：所述步骤S5中，该方法试验的过程中，对火箭发射过程中的实验名称、测点位置和脱开时刻进行记录和测量，完成对发射箱前辅助支撑脱开时序的测量。

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