CN115355775B - 一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置。包括：驱动组件，驱动组件包括：力矩电机，具有第一输出轴，其上设有第一编码器，其端部设有柔性扭矩传感器，其具有连接端；燃气舵组件，其设置在第三支架上；燃气舵组件包括：舵机和燃气舵，燃气舵的舵轴通过第一轴承组件与第三支架转动连接；第一轴承组件上设有第二编码器；舵机具有第二输出轴，其通过传动组件与舵轴传动连接；第二轴承组件，设置在第二支架上；舵轴与第一轴承组件转动连接，舵轴自由端贯穿第一轴承组件与连接端连接；舵轴上设有第三编码器，且其位于第一轴承组件内。在风洞环境或控制燃气舵在发动机的高温燃气流中做实验前，进行燃气舵力学性能实验，可有效节省实验成本。

Description

一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置

技术领域

本公开一般涉及高超音速导弹技术领域，具体涉及一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置。

背景技术

随着试验技术的发展，导弹在助推一级飞行阶段采用燃气舵进行姿态稳定和转向控制的越来越多。现有燃气舵质量较大。在高超音速领域中的导弹质量决定着飞行距离，所以各个零部件均要减轻重量，其中燃气舵也需要减重，但燃气舵一般在全弹中为关键件，比较特殊，在减重后需要大量实验数据来证明。

燃气舵质量减轻后直接在风洞环境或控制燃气舵在发动机的高温燃气流中做实验，能够验证燃气舵的力学性能，但是，实验成本高。因此，我们提出一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置用以解决上述问题。

发明内容

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种成本低，可进行多次多工况实验直至满足要求的导弹超轻燃气舵的负载模拟装置。

第一方面，本申请提供一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置，包括：

底板，所述底板上设有沿其长度方向依次设置的第一支架、第二支架和第三支架；

驱动组件，其设置在所述第一支架上；所述驱动组件包括：

力矩电机，其安装在所述第一支架上；所述力矩电机具有第一输出轴，所述第一输出轴上设有第一编码器；所述第一输出轴端部安装有柔性扭矩传感器；所述柔性扭矩传感器具有连接端；

燃气舵组件，其设置在所述第三支架上；所述燃气舵组件包括：

舵机和燃气舵，二者均安装在所述第三支架上；所述燃气舵的舵轴通过第一轴承组件与所述第三支架转动连接；所述第一轴承组件上设有第二编码器；所述舵机具有第二输出轴，所述第二输出轴通过传动组件与所述舵轴传动连接；

第二轴承组件，设置在所述第二支架上；所述舵轴与所述第二轴承组件转动连接，且所述舵轴的自由端贯穿所述第二轴承组件与所述连接端连接；所述舵轴上设有第三编码器，且其靠近所述第二轴承组件设置。

根据本申请实施例提供的技术方案，夹紧组件，套设在所述舵轴上；所述夹紧组件具有可抵在所述舵轴侧壁的顶紧面。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述夹紧组件包括：

夹紧架，套设在所述舵轴上；

多组顶紧件，沿所述舵轴周向均匀设置在所述夹紧架上；每组顶紧件包括多个顶紧部，多个所述顶紧部靠近所述舵轴的一端共同形成顶紧面。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述顶紧部包括：

球头支杆，其贯穿所述夹紧架侧壁，且与所述夹紧架侧壁转动连接；所述球头支杆靠近所述舵轴的一端形成球头连接部；

万向座，可转动地安装在所述球头连接部上；所述万向座远离所述球头连接部的一侧形成与所述舵轴侧壁接触的压紧面。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述球头支杆与所述夹紧架侧壁螺纹连接。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述第一轴承组件包括：

第一轴套，其安装在所述第三支架上；所述第一轴套的侧壁开设有滑槽；

至少两个第一角接触轴承，设置在所述第一轴套内；

两个第一压盖，其设置在所述第一轴套两端；所述第一压盖上开设有与所述第一角接触轴承同心设置的第一通孔。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述传动组件包括：

连杆，其一端与所述舵机的第二输出轴铰接；

曲柄，其位于所述第一轴套内；所述曲柄一端与所述连杆的自由端铰接，其另一端形成传动部，所述传动部与所述舵轴连接。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述连杆通过销钉与所述舵机的第二输出轴、所述曲柄铰接。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述第二轴承组件包括：

第二轴套，其设置在所述第二支架上；

至少两个第二角接触轴承，设置在所述第二轴套内；

两个第二压盖，分别设置在所述第二轴套的两端，所述第三编码器位于靠近所述第三支架的第二压盖上；所述第二压盖上开设有与所述第二角接触轴承同心设置的第二通孔。

综上所述，本申请公开了一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置的具体结构。本申请在底板上设计沿底板长度方向分布的第一支架、第二支架以及第三支架，在第一支架上设置驱动组件，驱动组件包括力矩电机，其第一输出轴上设有第一编码器，且第一输出轴端部设有柔性扭矩传感器；在第三支架上设有燃气舵组件，燃气舵组件包括舵机和燃气舵，舵机的第二输出轴通过传动组件与燃气舵的舵轴传动连接，燃气舵的舵轴通过第一轴承组件与第三支架转动连接；并且，在第二支架上设有第二轴承组件，舵轴的自由端贯穿第二轴承组件与柔性扭矩传感器的连接端连接，舵轴上设有第三编码器。

启动力矩电机和舵机，分别带动第一输出轴、燃气舵转动，通过柔性扭矩传感器检测扭转力矩，再通过第一编码器检测第一输出轴的转动力矩，第二编码器检测燃气舵舵轴靠近舵机一端的转动力矩，第三编码器检测舵轴靠近力矩电机一端的转动力矩，可多次重复上述过程，直至满足需求。本申请相较于现有技术而言，在风洞环境或控制燃气舵在发动机的高温燃气流中做实验前，进行燃气舵力学性能实验，可有效节省实验成本。

进一步地，本申请还设计了夹紧组件，其包括套设在舵轴上的夹紧架，作为基础安装部件，在其上设有多个沿燃气舵舵轴周向均匀分布的顶紧件，每组顶紧件具有多个顶紧部，且其靠近舵轴的一端可共同形成顶紧面抵在燃气舵舵轴侧壁上，由径向将舵轴锁紧，使舵轴侧壁壁面能够均匀受力。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置的俯视结构示意图。

图2为一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置的轴侧结构示意图。

图3为一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置的侧视结构示意图。

图4为顶紧部的结构示意图。

图中标号：1、底板；2、第一支架；3、第二支架；4、第三支架；5、力矩电机；6、第一编码器；7、柔性扭矩传感器；8、舵机；9、燃气舵；10、第二编码器；11、第三编码器；12、夹紧架；13、球头支杆；14、万向座；15、第一轴套；16、滑槽；17、第一角接触轴承；18、第一压盖；19、连杆；20、曲柄；21、销钉；22、第二轴套；23、第二角接触轴承；24、第二压盖。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

实施例1

请参考图1至图4所示的本申请提供的一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置的第一种实施例的结构示意图，其应用于检测导弹超轻燃气舵的力学性能，所述负载模拟装置包括：

底板1，作为基础试验基台，所述底板1上设有沿其长度方向依次设置的第一支架2、第二支架3和第三支架4，各个支架分别分别用于安装、支撑试验部件，使各轴同心设置；

驱动组件，其设置在所述第一支架2上，提供驱动力，用于模拟环境；所述驱动组件包括：

力矩电机5，其安装在所述第一支架2上；所述力矩电机5具有第一输出轴，所述第一输出轴上设有第一编码器6，用于在力矩电机5驱动第一输出轴转动时，检测第一输出轴的转动力矩；

其中，第一编码器6可为绝对型编码器，其型号，例如为BCE108T40；

所述第一输出轴端部安装有柔性扭矩传感器7；所述柔性扭矩传感器7具有连接端；柔性扭矩传感器7在第一输出轴与舵轴之间，用于检测扭转力矩；

其中，柔性扭矩传感器7可为TRD305旋转式(动态)扭矩传感器；

燃气舵组件，其设置在所述第三支架4上，用于模拟导弹超轻燃气舵飞行工况；所述燃气舵组件包括：

如图2所示，舵机8和燃气舵9，二者均安装在所述第三支架4上；所述燃气舵9的舵轴通过第一轴承组件与所述第三支架4转动连接；此处，燃气舵9的舵与轴为一体式结构；

如图1所示，所述第一轴承组件上设有第二编码器10，用于检测燃气舵9舵轴靠近舵机8一端的转动力矩；

其中，第二编码器10可为绝对型编码器，其型号，例如为BCE108T40；

所述舵机8具有第二输出轴，所述第二输出轴通过传动组件与所述舵轴传动连接，舵机8用于为舵轴的转动提供驱动力；

第二轴承组件，设置在所述第二支架3上，用于支撑舵轴转动；所述舵轴与所述第二轴承组件转动连接，且所述舵轴的自由端贯穿所述第二轴承组件与所述连接端连接；

所述舵轴上设有第三编码器11，且其靠近所述第二轴承组件设置，用于检测舵轴靠近力矩电机5一端的转动力矩；

其中，第三编码器11可为绝对型编码器，其型号，例如为BCE108T40。

如图1所示，还包括：夹紧组件，套设在所述舵轴上；所述夹紧组件具有可抵在所述舵轴侧壁的顶紧面，用于沿舵轴径向将舵轴相对锁紧，使舵轴侧壁均匀受力。

具体地，所述夹紧组件包括：

夹紧架12，套设在所述舵轴上，作为夹紧组件的基础安装部件；

多组顶紧件，沿所述舵轴周向均匀设置在所述夹紧架12上；每组顶紧件包括多个顶紧部，多个所述顶紧部靠近所述舵轴的一端共同形成顶紧面，此顶紧面抵在舵轴侧壁，组与组之间的顶紧部配合能够使舵轴侧壁壁面均匀受力。

其中，顶紧部可沿舵轴轴线均匀分布。

进一步地，如图4所示，所述顶紧部包括：

球头支杆13，其贯穿所述夹紧架12侧壁，且与所述夹紧架12侧壁转动连接；所述球头支杆13靠近所述舵轴的一端形成球头连接部，用于安装万向座14，使得万向座14具有一定的缓冲力，能够微小转动，避免球头支杆13与万向座14直接连接，万向座14受到较大力时容易将球头支杆13折断；

万向座14，可转动地安装在所述球头连接部上；所述万向座14远离所述球头连接部的一侧形成与所述舵轴侧壁接触的压紧面。

其中，所述球头支杆13与所述夹紧架12侧壁螺纹连接，使得球头支杆13可相对夹紧架12转动，以调节万向座14对舵轴侧壁的压紧力。

进一步地，如图3所示，所述第一轴承组件包括：

第一轴套15，其安装在所述第三支架4上，用于安装第一角接触轴承17；所述第一轴套15的侧壁开设有滑槽16，用于容纳曲柄20，给予曲柄转动空间；

至少两个第一角接触轴承17，设置在所述第一轴套15内，用于支撑燃气机9舵轴转动；

两个第一压盖18，其设置在所述第一轴套15两端，用于将第一轴套15的两端封住，形成第一角接触轴承17的安装与转动空间；所述第一压盖18上开设有与所述第一角接触轴承17同心设置的第一通孔，用于容纳燃气机9舵轴贯穿。

进一步地，所述传动组件包括：

连杆19，其一端与所述舵机8的第二输出轴铰接，作为舵机8的第二输出轴与曲柄20之间的连接介质；

曲柄20，其位于所述第一轴套15内；所述曲柄20一端与所述连杆19的自由端铰接，其另一端形成传动部，所述传动部与所述舵轴连接，用于带动燃气机9舵轴转动。

其中，所述连杆19通过销钉21与所述舵机8的第二输出轴、所述曲柄20铰接；第二输出轴推动连杆19向下运动，连杆19下压曲柄20的自由端，使得燃气机9舵轴能够转动，且转动范围为滑槽的弧长长度。

进一步地，所述第二轴承组件包括：

第二轴套22，其设置在所述第二支架3上，用于安装第二角接触轴承23；

至少两个第二角接触轴承23，设置在所述第二轴套22内，用于支撑燃气机9舵轴转动；

两个第二压盖24，分别设置在所述第二轴套22的两端，用于将第二轴套22的两端封住，形成第二角接触轴承23的安装与转动空间；所述第三编码器11位于靠近所述第三支架4的第二压盖24上；所述第二压盖24上开设有与所述第二角接触轴承23同心设置的第二通孔，用于容纳燃气机9舵轴贯穿。

该负载模拟装置的具体工作过程如下：

柔性扭矩传感器7、第一编码器6、第二编码器10以及第三编码器11均与工控机连接。

启动力矩电机5和舵机8，分别带动第一输出轴、燃气舵9转动，通过柔性扭矩传感器7将力矩电机5的第一输出轴与燃气舵9的舵轴连接起来，柔性扭矩传感器7检测扭转力矩，再通过第一编码器6检测第一输出轴的转动力矩，第二编码器10检测燃气舵9舵轴靠近舵机8一端的转动力矩，第三编码器11检测舵轴靠近力矩电机5一端的转动力矩，工控机接收各转动力矩与扭转力矩数据，经处理得到燃气舵的力学性能信息，并判断是否满足设定要求，若不满足设定要求则再次重复上述过程，直至满足设定要求，再进入下一实验过程，如在风洞环境或控制燃气舵在发动机的高温燃气流中实验，通过前期对燃气舵力学性能的检测，可有效节省实验成本。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。

Claims (6)

1.一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置，其特征在于，包括：

底板(1)，所述底板(1)上设有沿其长度方向依次设置的第一支架(2)、第二支架(3)和第三支架(4)；

驱动组件，其设置在所述第一支架(2)上；所述驱动组件包括：

力矩电机(5)，其安装在所述第一支架(2)上；所述力矩电机(5)具有第一输出轴，所述第一输出轴上设有第一编码器(6)；所述第一输出轴端部安装有柔性扭矩传感器(7)；所述柔性扭矩传感器(7)具有连接端；

燃气舵组件，其设置在所述第三支架(4)上；所述燃气舵组件包括：

舵机(8)和燃气舵(9)，二者均安装在所述第三支架(4)上；所述燃气舵(9)的舵轴通过第一轴承组件与所述第三支架(4)转动连接；所述第一轴承组件上设有第二编码器(10)；所述舵机(8)具有第二输出轴，所述第二输出轴通过传动组件与所述舵轴传动连接；

第二轴承组件，设置在所述第二支架(3)上；所述舵轴与所述第二轴承组件转动连接，且所述舵轴的自由端贯穿所述第二轴承组件与所述连接端连接；所述舵轴上设有第三编码器(11)，且其靠近所述第二轴承组件设置；

通过所述力矩电机(5)带动所述第一输出轴转动，以及，通过所述舵机(8)带动所述燃气舵(9)的舵轴转动，利用所述柔性扭矩传感器(7)检测扭转力矩，所述第一编码器(6)检测所述第一输出轴的转动力矩，所述第二编码器(10)检测所述舵轴靠近所述舵机(8)一端的转动力矩，以及，所述第三编码器(11)检测所述舵轴靠近所述力矩电机(5)一端的转动力矩，根据各个所述转动力矩与扭转力矩，获取燃气舵的力学性能信息；

还包括：夹紧组件，套设在所述舵轴上；所述夹紧组件具有可抵在所述舵轴侧壁的顶紧面；所述夹紧组件包括：

夹紧架(12)，套设在所述舵轴上；

多组顶紧件，沿所述舵轴周向均匀设置在所述夹紧架(12)上；每组顶紧件包括多个顶紧部，多个所述顶紧部靠近所述舵轴的一端共同形成顶紧面；

所述顶紧部包括：

球头支杆(13)，其贯穿所述夹紧架(12)侧壁，且与所述夹紧架(12)侧壁转动连接；所述球头支杆(13)靠近所述舵轴的一端形成球头连接部；

万向座(14)，可转动地安装在所述球头连接部上；所述万向座(14)远离所述球头连接部的一侧形成与所述舵轴侧壁接触的压紧面。

2.根据权利要求1所述的一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置，其特征在于，所述球头支杆(13)与所述夹紧架(12)侧壁螺纹连接。

3.根据权利要求1所述的一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置，其特征在于，所述第一轴承组件包括：

第一轴套(15)，其安装在所述第三支架(4)上；所述第一轴套(15)的侧壁开设有滑槽(16)；

至少两个第一角接触轴承(17)，设置在所述第一轴套(15)内；

两个第一压盖(18)，其设置在所述第一轴套(15)两端；所述第一压盖(18)上开设有与所述第一角接触轴承(17)同心设置的第一通孔。

4.根据权利要求3所述的一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置，其特征在于，所述传动组件包括：

连杆(19)，其一端与所述舵机(8)的第二输出轴铰接；

曲柄(20)，其位于所述第一轴套(15)内；所述曲柄(20)一端与所述连杆(19)的自由端铰接，其另一端形成传动部，所述传动部与所述舵轴连接。

5.根据权利要求4所述的一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置，其特征在于，所述连杆(19)通过销钉(21)与所述舵机(8)的第二输出轴、所述曲柄(20)铰接。

6.根据权利要求1所述的一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置，其特征在于，所述第二轴承组件包括：

第二轴套(22)，其设置在所述第二支架(3)上；

至少两个第二角接触轴承(23)，设置在所述第二轴套(22)内；

两个第二压盖(24)，分别设置在所述第二轴套(22)的两端，所述第三编码器(11)位于靠近所述第三支架(4)的第二压盖(24)上；所述第二压盖(24)上开设有与所述第二角接触轴承(23)同心设置的第二通孔。