CN113959662A - 一种用于飞行器发射分离的振动试验装置 - Google Patents
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Abstract
一种用于飞行器发射分离的振动试验装置，包括地轨和振动工装，地轨上间隔布置有两个电磁式振动台，该两个电磁式振动台的两端分别设置有端头框架，该两个电磁式振动台的两侧对称设置有竖框架，振动工装设置在两个电磁式振动台上方，电磁式振动台顶部的动圈上固定安装有动圈转接工装，动圈转接工装中部顶面连接有的液压球头与振动工装连接，动圈转接工装两端对称连接的外载荷空气弹簧上连接有垂直限位工装，垂直限位与竖框架连接，端头框架上连接有两个静压轴承，该两个静压轴承上连接有水平限位工装，水平限位工装上端与振动工装底部连接。实现飞行器发射分离时施加振动环境应力，抵消发射分离瞬间较大的水平剪力，避免振动装置失稳。
Description
技术领域
本发明涉及一种振动试验装置，更具体的说涉及一种用于飞行器发射分离的振动试验装置，属于振动试验技术领域。
背景技术
飞行器发射分离试验是验证飞行器设计、考核飞行器配套发射装置设计质量、验证飞行器能否发射成功所进行的有关试验。真实发射过程一般比较复杂，常伴有宽频带高量级的随机振动，对发射装置的精度及发射的成功与否都有较大影响。要考虑振动力学对发射分离系统的影响，降低动态环境带来的发射分离技术风险；因此，需要在飞行器发射分离时进行振动试验。
目前，通用的振动环境适应性考核方式是先对发射分离装置进行振动试验；振动试验结束后，进行飞行器发射分离试验。但是，该种考核方法，无法验证飞行器发射分离过程中，振动环境对发射分离过程的影响。飞行器发射分离试验时，利用振动台施加振动力学环境，主要存在以下几个问题难点：1)飞行器全尺寸长以及质量较大，单台振动台无法满足振动试验需要的推力；2)飞行器发射分离瞬间，会产生与分离方向相反的水平剪力，超过振动台抗剪极限；3)飞行器发射分离过程中，会产生质量突减，使振动台瞬时输出量级过大，振动台动圈超过最大工作位移失稳。
发明内容
本发明的目的在于针对现有技术中存在的上述问题，提供一种用于飞行器发射分离的振动试验装置。
为实现上述目的，本发明的技术解决方案是：一种用于飞行器发射分离的振动试验装置，包括地轨和振动工装，所述的地轨上间隔布置有两个电磁式振动台，该两个电磁式振动台的两端分别设置有端头框架，该两个电磁式振动台的两侧对称设置有竖框架，所述的振动工装设置在两个电磁式振动台上方，所述电磁式振动台顶部的动圈上固定安装有动圈转接工装，所述的动圈转接工装中部顶面连接有液压球头，所述的液压球头与振动工装连接，动圈转接工装两端对称连接有外载荷空气弹簧，所述的外载荷空气弹簧上连接有垂直限位工装，所述的垂直限位与电磁式振动台两侧的竖框架连接，所述的端头框架上连接有两个静压轴承，该两个静压轴承对称排布，该两个静压轴承上连接有水平限位工装，所述的水平限位工装上端与振动工装底部连接。
所述的地轨上表面均匀布置有T型凹槽。
所述的电磁式振动台通过压板与螺栓固定在地轨上。
所述的静压轴承包括移动倒T形块和固定基座，所述的固定基座内部开有倒T形凹槽，所述的移动倒T形块主体插置在固定基座的倒T形凹槽内，所述的固定基座与端头框架连接，移动倒T形块一侧与水平限位工装连接。
所述的竖框架底部设置有连接框架，所述的连接框架通过压板与螺栓固定在地轨上。
所述的振动工装上安装有飞行器系统的安装导轨。
与现有技术相比较，本发明的有益效果是：
本发明的振动试验装置，能实现飞行器发射分离时施加振动环境应力，抵消发射分离瞬间较大的水平剪力，避免振动装置失稳；从而实现了飞行器发射分离时振动力学环境的可靠施加，达到考核振动力学环境对飞行器发射分离过程影响的目的。
附图说明
图1是本发明结构示意图。
图2是本发明中振动工装结构示意图。
图3是本发明中静压轴承结构示意图。
图4是本发明中水平限位系统系统结构示意图。
图5是本发明中垂直限位系统示意图结构示意图。
图中：地轨1，连接框架2，电磁式振动台3，动圈转接工装4，液压球头5，振动工装6，飞行器系统7，静压轴承8，水平限位工装9，外载荷空气弹簧10，垂直限位工装11，端头框架12，竖框架13，安装导轨14，移动倒T形块15，固定基座16，发射分离滑轨17。
具体实施方式
以下结合附图说明和具体实施方式对本发明作进一步的详细描述。
参见图1至图5，一种用于飞行器发射分离的振动试验装置，包括地轨1和振动工装6。所述的地轨1上间隔布置有两个电磁式振动台3，该两个电磁式振动台3的两端分别设置有端头框架12，该两个电磁式振动台3的两侧对称设置有竖框架13。所述的振动工装6设置在两个电磁式振动台3上方。
参见图1至图5，所述电磁式振动台3顶部的动圈上固定安装动圈转接工装4，使动圈与动圈转接工装4形成刚性连接；具体的，动圈转接工装4通过中部底面的内外两圈均布的螺栓与电磁式振动台3的动圈刚性连接。所述的动圈转接工装4中部顶面连接有液压球头5，即液压球头5通过动圈转接工装4与电磁式振动台3连接；所述的液压球头5通过一圈均布螺栓与振动工装6底部刚性连接。动圈转接工装4两端对称设置有通孔，动圈转接工装4两端的通孔上对称连接有外载荷空气弹簧10；可实现双振动台并激振动系统，在大负载下提高振动试验量级。所述的外载荷空气弹簧10上连接有垂直限位工装11，所述的垂直限位工装11与电磁式振动台3两侧的竖框架13刚性连接；具体的，外载荷空气弹簧10上下端面各有4个螺纹孔，外载荷空气弹簧10下端与动圈转接工装4连接，外载荷空气弹簧10上端与垂直限位工装11连接，垂直限位工装11刚性固定在竖框架13上。外载荷空气弹簧10的簧囊由氯丁橡胶膜压制而成，外载荷空气弹簧10利用自带气嘴可以调节自身高度。外载荷空气弹簧10和垂直限位工装11组成垂直限位系统，整个试验装置中外载荷空气弹簧10和垂直限位工装11各4个，均匀布置在电磁式振动台3左右两侧。空气弹簧具有非线性特性，能有效控制振动位移幅值，增加振动装置稳定性；工作时利用外载荷空气弹簧10的纵向刚度有效控制电磁式振动台3的动圈振动位移幅值，缓冲飞行器发射分离过程中振动质量突减造成的动圈过冲。
参见图1至图5，所述的端头框架12上连接有两个静压轴承8，该两个静压轴承8对称排布；具体的，静压轴承8通过螺栓与端头框架12相连接。该两个静压轴承8上连接有水平限位工装9，所述的水平限位工装9上端与振动工装6底部刚性连接。两个电磁式振动台3两端的水平限位工装9和静压轴承8对称布置，共同组成水平限位系统；该水平限位系统能够起到垂直方向导向和侧向支撑作用，增加振动装置的侧向刚度，抗倾覆距和抗偏载力矩能力强，限制飞行器发射分离时产生的剪切力。
参见图1至图5，所述的地轨1上表面均匀布置有T型凹槽。
参见图1至图5，所述的电磁式振动台3通过压板与螺栓固定在地轨1上。
参见图1至图5，所述的静压轴承8包括移动倒T形块15和固定基座16，所述的固定基座16内部开有倒T形凹槽，所述的移动倒T形块15主体插置在固定基座16的倒T形凹槽内，固定基座16的倒T形凹槽通过静压油膜与移动倒T形块15紧密配合。所述的固定基座16与端头框架12刚性连接，移动倒T形块15一侧设有4个螺栓孔与水平限位工装9连接。
参见图1至图5，所述的竖框架13底部设置有连接框架2，端头框架12、竖框架13、连接框架2均由钢构铸块组成，构成本试验装置的承力框架，形成试验承力平台。所述的连接框架2、端头框架12、竖框架13均通过压板与螺栓固定在地轨1上。
参见图1至图5，所述的振动工装6安装有飞行器系统7的安装导轨14，振动工装6材料为ZL104，铸造而成；振动工装6既是一个连接的过渡件，又是一个传力部件。具体的，振动工装6上部分布两列均布螺栓孔，飞行器系统7的安装导轨14通过螺栓与振动工装6刚性连接。所述的安装导轨14与飞行器系统7的发射分离滑轨17连接，飞行器系统7安装在发射分离滑轨17上。
参见图1至图5，本发明用于真实的考核飞行器发射分离过程，验证振动力学环境对发射分离的影响；其包括有地轨1、承力框架、电磁式振动台3、动圈转接工装4、振动工装6、液压球头5、水平限位系统、垂直限位系统，作为飞行器系统7发射分离时的振动试验装置。地轨1上表面的T型凹槽用于与电磁振动台3、连接框架2、端头框架12的装配。飞行器发射分离试验时，利用水平限位系统抵消水平方向剪力作用，利用垂直限位系统增加振动装置稳定性；满足飞行器发射分离时振动力学环境应力的施加，具备较大的承载能力，实现飞行器发射分离过程中振动环境考核的目的，增加稳定性避免系统失稳。从而解决了目前存在的飞行器全尺寸长以及质量大，单台振动试验装置承载能力不足，无法达到振动试验考核要求的问题；也解决了目前存在的飞行器发射分离瞬间产生与分离方向相反的水平剪力，超过振动台抗剪极限损坏设备的问题；同时解决了目前存在的飞行器发射分离时振动装置失稳，影响试验安全的问题。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，上述结构都应当视为属于本发明的保护范围。
Claims (6)
1.一种用于飞行器发射分离的振动试验装置，其特征在于：包括地轨(1)和振动工装(6)，所述的地轨(1)上间隔布置有两个电磁式振动台(3)，该两个电磁式振动台(3)的两端分别设置有端头框架(12)，该两个电磁式振动台(3)的两侧对称设置有竖框架(13)，所述的振动工装(6)设置在两个电磁式振动台(3)上方，所述电磁式振动台(3)顶部的动圈上固定安装有动圈转接工装(4)，所述的动圈转接工装(4)中部顶面连接有液压球头(5)，所述的液压球头(5)与振动工装(6)连接，动圈转接工装(4)两端对称连接有外载荷空气弹簧(10)，所述的外载荷空气弹簧(10)上连接有垂直限位工装(11)，所述的垂直限位(11)与电磁式振动台(3)两侧的竖框架(13)连接，所述的端头框架(12)上连接有两个静压轴承(8)，该两个静压轴承(8)对称排布，该两个静压轴承(8)上连接有水平限位工装(9)，所述的水平限位工装(9)上端与振动工装(6)底部连接。
2.根据权利要求1所述的一种用于飞行器发射分离的振动试验装置，其特征在于：所述的地轨(1)上表面均匀布置有T型凹槽。
3.根据权利要求1所述的一种用于飞行器发射分离的振动试验装置，其特征在于：所述的电磁式振动台(3)通过压板与螺栓固定在地轨(1)上。
4.根据权利要求1所述的一种用于飞行器发射分离的振动试验装置，其特征在于：所述的静压轴承(8)包括移动倒T形块(15)和固定基座(16)，所述的固定基座(16)内部开有倒T形凹槽，所述的移动倒T形块(15)主体插置在固定基座(16)的倒T形凹槽内，所述的固定基座(16)与端头框架(12)连接，移动倒T形块(15)一侧与水平限位工装(9)连接。
5.根据权利要求1所述的一种用于飞行器发射分离的振动试验装置，其特征在于：所述的竖框架(13)底部设置有连接框架(2)，所述的连接框架(2)通过压板与螺栓固定在地轨(1)上。
6.根据权利要求1所述的一种用于飞行器发射分离的振动试验装置，其特征在于：所述的振动工装(6)上安装有飞行器系统(7)的安装导轨(14)。
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