CN117387894B - 一种弹射起飞和拦阻冲击试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于冲击试验技术领域，具体涉及一种弹射起飞和拦阻冲击试验装置，包括支撑台架、支撑台架上方的辅助支撑导向装置、支撑台架下方的安装座、伺服作动器、油路系统和控制与测量系统，所述油路系统包括油源、低压蓄能器组、高压蓄能器组、进油阀块、回油阀块、伺服阀阀块、油源低压回油管、油源高压出油管以及各组件之间必要的管路，所述控制与测量系统包括振动与冲击加载上位机、振动冲击控制仪、静力加载上位机、液压伺服控制器、伺服阀和加速度传感器，所述伺服作动器内置位移传感器。本发明可广泛用于各类悬挂发射装置吊挂安装状态下的常规振动、冲击试验和复合波形下的拦阻冲击试验。

Description

一种弹射起飞和拦阻冲击试验装置

技术领域

本发明属于冲击试验技术领域，具体涉及一种弹射起飞和拦阻冲击试验装置。

背景技术

航空母舰是一种以舰载战斗机为主要作战武器的大型水面舰艇，可以提供舰载战斗机的起飞和降落。作为远洋打击的核心主力战舰，其搭载的舰载战斗机拥有强大的攻击能力。随着我国把海洋强国建设作为国家重大战略任务，航空母舰和舰载战斗机迎来了空前规模的大发展。悬挂发射装置是飞机用来挂装导弹的装置，可将导弹固定在飞机上随飞机一起执行任务。当飞机要发射导弹时，悬挂发射装置需及时投放导弹，使导弹处于自由状态，攻击目标。

拦阻冲击试验是为了验证舰载机及其配套产品对着陆航空母舰和弹射起飞时受到的冲击环境适应性，考核试验件在冲击环境下功能的可靠性和结构的完好性，对舰载机在服役过程中的飞行安全具有重要的意义。虽然与这种环境相关的脉冲幅值较低，但是它的作用周期长、出现次数多，对设计不合理的装备有可能造成明显的动态/低周疲劳损伤。一架飞机每年一般出动200架次，其中67%以上会经受弹射起飞和拦阻着陆，在实验室试验时，通过在多个轴上模拟多次的弹射起飞和着陆过程，就能确保发现多数重大缺陷并加以修正。随着我国航空母舰及舰载机的研制，机载产品进行拦阻冲击试验的需求越来越大，其中悬挂发射装置、空空导弹、空地导弹、机翼传感器等必须进行拦阻冲击试验。目前，针对舰载机配套单机的考核要求，主要有三种考核模式：一种为通过实测数据进行复杂时域波形复现进行考核；一种为半正弦波经典冲击试验（幅值一般≤12g，脉宽一般为140ms或200ms）；一种为阻尼正弦波冲击试验。由于拦阻冲击的真实环境具有复杂瞬态正负衰减的特点，在没有相应实测试验数据的情况下，通过阻尼正弦波冲击进行试验考核更为准确、有效。对于阻尼正弦波冲击试验，针对产品安装的不同位置，总体给出的不同试验条件如式2-1和表1所示。

式中：y——瞬态波加速度，单位g；

A _m ——瞬态波振幅，单位g；

ξ——阻尼比，取0.025；

ω——模态圆频率，单位rad/s；

t——时间，单位s。

表1 典型拦阻冲击试验条件

如表1中典型拦阻冲击条件均为单一的阻尼正弦波，安装在飞机各部位的产品所受冲击条件主要由外部冲击环境参数和飞机该部位的模态响应参数共同决定。但随着大量实测数据的分析表明，飞机其他主体部位的模态响应参数也会对产品产生影响，因此总体单位也提出了多个阻尼正弦波叠加后进行试验的考核方式。典型的叠加试验条件为3个不同圆频率、加速度峰值的阻尼正弦波按照一定的加速度峰值要求和相位要求进行叠加，叠加后的复合波形不再是标准的阻尼正弦波，而是复杂瞬态波形，加速度峰值高达20g，如图17所示。悬挂发射装置在考核时需要挂装模拟弹，如使用已有冲击试验系统实施，冲击位移超过1000mm，冲击速度超过5m/s，均超过现有设备能力。

发明内容

为解决现有技术中的不足，本发明提供了一种弹射起飞和拦阻冲击试验装置。

本发明提供如下技术方案：

一种弹射起飞和拦阻冲击试验装置，包括支撑台架、支撑台架上方的辅助支撑导向装置、支撑台架下方的安装座、伺服作动器、油路系统和控制与测量系统，其中：

所述支撑台架包括立柱和立柱顶端的矩形承力平台，所述伺服作动器安装在所述承力平台上，所述承力平台中心处设有供所述伺服作动器的活塞杆穿过的中心圆孔；所述辅助支撑导向装置包括一对平行设置的承力梁，每个承力梁下方垂直设有一对第一导向杆；所述安装座包括安装平台和安装平台前侧、后侧、左侧与右侧设置的第二导向杆，所述安装平台的中心部与所述伺服作动器的活塞杆前端连接；所述承力梁和所述承力平台之间设置有空气弹簧，所述安装平台前侧和后侧的第二导向杆穿过所述承力平台并与所述承力梁连接；

所述油路系统包括油源、低压蓄能器组、高压蓄能器组、进油阀块、回油阀块、伺服阀阀块、油源低压回油管、油源高压出油管以及各组件之间必要的管路，所述进油阀块通过管路分别与所述高压蓄能器组的出油管路和所述伺服阀阀块的进油管路连接，所述回油阀块通过管路分别与所述低压蓄能器组的进油管路和所述伺服阀阀块的出油管路连接；

所述控制与测量系统包括振动与冲击加载上位机、振动冲击控制仪、静力加载上位机、液压伺服控制器、伺服阀和加速度传感器，所述伺服作动器内置位移传感器，所述振动与冲击加载上位机与所述振动冲击控制仪连接，用于向振动冲击控制仪传输指令，所述静力加载上位机与所述液压伺服控制器连接，用于向液压伺服控制器传输指令，所述液压伺服控制器与所述伺服阀连接，用于驱动伺服阀给伺服作动器供油，所述振动冲击控制仪与所述液压伺服控制器连接，用于将振动冲击条件分解转化成伺服作动器的动作信号，再通过参考加速度传感器反馈的加速度信号形成闭环控制。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1、该试验装置可广泛用于各类悬挂发射装置、舰载机导弹的常规振动试验、经典冲击试验、经典拦阻冲击试验以及复合波形的拦阻冲击试验。

2、该试验装置可实现试验件倒置安装，模拟悬挂发射装置和导弹的实际挂装状态；试验安装平台底部可与不同型号悬挂发射装置连接，实用性强；试验安装平台推力大、极限位移大、极限速度高，适用于大型试验件和较大试验量级；安装平台下方可使用空间大，配合缓冲垫可作为模拟弹投放试验台使用。

附图说明

图1是本发明的示意图；

图2是本发明中支撑台架的俯视图；

图3是本发明中辅助支撑导向装置的结构示意图；

图4是本发明中安装座的结构示意图；

图5是发明中安装座中安装平台的结构示意图一；

图6是发明中安装座中安装平台的结构示意图二；

图7是本发明中安装座中导向杆支座的结构示意图一；

图8是本发明中安装座中导向杆支座的结构示意图二；

图9是本发明中支撑台架和辅助支撑导向装置的组合结构示意图；

图10是本发明中辅助支撑导向装置和安装座的组合结构示意图；

图11是转接安装块的结构示意图；

图12是本发明中支撑台架、安装座、伺服作动器和伺服阀阀块的组合结构示意图；

图13是本发明中支撑台架、辅助支撑导向装置、安装座、空气弹簧、模拟弹、悬挂发射装置和转接安装块的组合结构侧视图；

图14是本发明中支撑台架、辅助支撑导向装置、安装座、空气弹簧、模拟弹、悬挂发射装置和转接安装块的组合结构后视图；

图15是本发明的控制原理图；

图16是本发明的使用状态示意图；

图17是三个正弦阻尼波叠加后的复合冲击波形。

图18是补偿算法前后对比图。

其中，1-支撑台架，111-立柱，112-承力平台，1121-中心圆孔，1122-弹簧安装座，1123-第一圆孔，1124-第二圆孔，1125-平台方孔，2-辅助支撑导向装置，211-承力梁，212-第一导向杆，3-安装座，311-安装平台，3111-壳体，3112-安装法兰面，3113-加强板，3114-安装螺纹孔，312-第二导向杆，313-导向杆支座，4-伺服作动器，5-空气弹簧，6-油源，7-低压蓄能器组，8-高压蓄能器组，9-进油阀块，10-回油阀块，11-伺服阀阀块，12-油源低压回油管，13-油源高压出油管，14-振动与冲击加载上位机，15-振动冲击控制仪，16-静力加载上位机，17-液压伺服控制器，18-伺服阀，19-加速度传感器，20-模拟弹，21-悬挂发射装置，22-转接安装块，23-投放控制器。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明的技术方案做进一步描述。

如图1-图18所示，一种弹射起飞和拦阻冲击试验装置，包括支撑台架1、支撑台架1上方的辅助支撑导向装置2、支撑台架1下方的安装座3、伺服作动器4、油路系统和控制与测量系统，其中：

所述支撑台架1包括立柱111和立柱111顶端的矩形承力平台112，所述伺服作动器4安装在所述承力平台112上，所述承力平台112中心处设有供所述伺服作动器4的活塞杆穿过的中心圆孔1121；所述辅助支撑导向装置2包括一对平行设置的承力梁211，每个承力梁211下方垂直设有一对第一导向杆212；所述安装座3包括安装平台311和安装平台311前侧、后侧、左侧与右侧设置的第二导向杆312，所述安装平台311的中心部与所述伺服作动器4的活塞杆前端连接；所述承力梁211和所述承力平台112之间设置有空气弹簧5，所述安装平台311前侧和后侧的第二导向杆312穿过所述承力平台112并与所述承力梁211连接；

所述油路系统包括油源6、低压蓄能器组7、高压蓄能器组8、进油阀块9、回油阀块10、伺服阀阀块11、油源低压回油管12、油源高压出油管13以及各组件之间必要的管路，所述进油阀块9通过管路分别与所述高压蓄能器组8的出油管路和所述伺服阀阀块11的进油管路连接，所述回油阀块10通过管路分别与所述低压蓄能器组7的进油管路和所述伺服阀阀块11的出油管路连接；

所述控制与测量系统包括振动与冲击加载上位机14、振动冲击控制仪15、静力加载上位机16、液压伺服控制器17、伺服阀18和加速度传感器19，所述伺服作动器4内置位移传感器，所述振动与冲击加载上位机14与所述振动冲击控制仪15连接，用于向振动冲击控制仪15传输指令，所述静力加载上位机16与所述液压伺服控制器17连接，用于向液压伺服控制器17传输指令，所述液压伺服控制器17与所述伺服阀18连接，用于驱动伺服阀18给伺服作动器4供油，所述振动冲击控制仪15与所述液压伺服控制器17连接，用于将振动冲击条件分解转化成伺服作动器4的动作信号，再通过参考加速度传感器19反馈的加速度信号形成闭环控制。

所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其承力平台112上设有弹簧安装座1122，所述承力平台112上还对应设有供所述第一导向杆212穿过的第一圆孔1123和供所述第二导向杆312穿过的第二圆孔1124。

所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其安装平台311四周设置有供所述第二导向杆312穿过的导向杆支座313。

所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其安装平台311是带有底板的矩形壳体3111，所述壳体3111内部中心处设有空心柱，空心柱上端形成安装法兰面3112，所述安装法兰面3112与所述伺服作动器4的活塞杆前端连接，在空心柱外围呈辐射状均匀分布有加强板3113，所述壳体3111底板上设有安装螺纹孔3114。

所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其低压蓄能器组7与高压蓄能器组8、进油阀块9与回油阀块10均是一对，对称设置在所述支撑台架1两侧。

所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其伺服作动器4的两侧对称设有伺服阀阀块11，所述伺服阀18安装在所述伺服阀阀块11上。

所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其加速度传感器19安装在所述安装平台311下表面上。

所述第一导向杆212是圆柱状结构，所述第二导向杆312是一端设有挡块的圆柱状结构，所述第一导向杆212和所述安装平台311前后两侧的第二导向杆312上端均与所述承力梁211下端螺接在一起，所述第一导向杆212下端为自由端。所述第一导向杆212和所述安装平台311四周的第二导向杆312分别穿过支撑台架1的第一圆孔1123和第二圆孔1124并可以上下滑动。

所述辅助支撑导向装置2中承力梁211下端也对应设有弹簧安装座，用于将空气弹簧5安装在支撑台架1和辅助支撑导向装置2之间。

所述辅助支撑导向装置2，起提高安装平台311稳定性和承载能力的作用，也就是增强安装平台311在非运动方向上的支撑刚度和在运动方向上的静承载能力。

所述辅助支撑导向装置2中第一导向杆212起导向作用，空气弹簧5起辅助支撑作用。空气弹簧5中的气压可调，使用中可根据试验件重量调节，保证安装平台311处于合适的高度。

当空气弹簧5充气时，会将辅助承力梁211向上顶，再通过第二导向杆312带动安装平台311向上运动；当空气弹簧5放气时，安装平台311则在重力作用下向下运动。因此，可通过调节空气弹簧5的充气量来调整安装平台311的位置，并平衡安装平台311以及其所安装的试验件的自重。

所述支撑台架1为主体支撑结构，在其上面安装伺服作动器4、伺服阀18、辅助支撑导向装置2、油路与阀块，下面安装安装平台311。支撑台架1为多个主要部件提供了安装位置，也为整个试验系统提供了足够的支撑刚度和强度。

所述支撑台架1为钢板焊接结构，主体结构为四根变截面立柱111支撑一块田字形承力平台112，变截面立柱111上端小下端大，上端与田字形承力平台112四个角通过螺栓连接，下端通过螺栓与静力地基相连，起到稳定作用。田字形承力平台112中心设计有中心圆孔1121，用于伺服作动器4的活塞杆穿过并与田字形承力平台112下方的安装平台311连接。田字形承力平台112的四个平台方孔1125可用于下方起吊重物时吊带从中穿过，田字形承力平台112中心在承载垂向500kN作用力时，变形量不大于2mm。田字形承力平台112四周设计有带螺纹孔的安装面，可安装进油阀块、回油阀块、管夹等，田字形承力平台112下方有效使用空间为1600mm×1600mm×2400mm。

所述安装平台311为整体铸造长方体结构，中心位置上端圆形的安装法兰面3112用于与伺服作动器4的活塞杆前端连接，安装平台311下表面设计有阵列安装螺纹孔3114，方便安装不同接口类型的悬挂发射装置。安装平台311前后左右四个侧面也有安装螺纹孔，分别通过螺栓安装导向杆支座313，所述导向杆支座313与第二导向杆312之间不固定，第二导向杆312可以在导向杆支座313中上下滑动，实现安装平台311在上下方向上的稳定运动，并具备一定的承载能力。安装平台311安装第二导向杆312后与安装在辅助支撑导向装置2上的第一导向杆212和空气弹簧5配合使用，其中安装平台311左右两侧的第一导向杆212起垂直导向作用，安装平台311前后两侧的第一导向杆212和通过承力梁211连接的空气弹簧5还起到承载和平台位置调节作用。

所述安装平台311为试验件通用安装平台，为倒置安装形式，安装面尺寸为600mm×1600mm。安装平台311的底板是安装面，安装面设计有阵列安装螺纹孔3114，不同安装尺寸的悬挂发射装置21均能通过转接安装块22和螺栓安装于安装平台311之上，同时在试验件下方有充足空间，可放置缓冲垫，以便试验件在冲击试验结束后立即进行投放功能验证。

所述伺服作动器4起产生冲击动作的作用。

所述伺服作动器4为前端安装结构，静压支撑密封。安装时，倒立于支撑台架1上表面中心位置，使用法兰面与支撑台架1连接。伺服作动器4的活塞杆前端有螺纹孔，可通过螺栓与安装平台311连接。此外，支撑台架1的田字形承力平台112为上下对称结构，当试验件不需要使用悬挂安装时，也可将伺服作动器4安装在田字形承力平台112的下表面（田字形承力平台112上下对称，下表面亦有安装接口），从而实现安装平台311安装面向上。

所述油路系统，其中，进油阀块9的作用是连接高压蓄能器组8的出油管路和伺服阀阀块11的进油管路（P口）；回油阀块10的作用是连接低压蓄能器组7的进油管路和伺服阀阀块11的出油管路（T口）；伺服阀阀块11是将多个伺服阀18并联安装在伺服作动器4上的转接块。

系统液压油路径为：油源6高压油泵——油源高压出油管13——高压蓄能器组8——进油阀块9——伺服阀阀块11的P口——伺服阀18——伺服作动器4——伺服阀阀块11的T口——回油阀块10——低压蓄能器组7——油源低压回油管12——油源6油箱。油路系统作用是将油源6、高压蓄能器组8、低压蓄能器组7、伺服阀18、伺服作动器4连接成液压油回路，为伺服作动器4供能，通过安装座3传递至悬挂物，实现对悬挂物的振动或者冲击考核。

单侧伺服阀阀块11及其前后端的进油阀块9和回油阀块10额定流量均为2000L/min，伺服阀阀块11与进油阀块9之间使用4根2寸通径高压油管连接，伺服阀阀块11与回油阀块10之间使用4根2.5寸高压油管连接。进油阀块9与高压蓄能器组8通过通径100mm硬管连接，回油阀块10与低压蓄能器组7通径100mm硬管连接。进油阀块9与回油阀块10之间设置有旁通油路，方便对油路和阀块系统进行清洁使用。

所述油源6为高压油源，额定工作压力为28MPa，极限工作压力为31.5MPa，流量为400L/min。油源包含高压泵组、油箱等。

所述高压蓄能器组8对称布置有两组，起到为伺服作动器4中提供大流量高压液压油的作用，容量为900L，额定使用压力为31.5MPa，可输出2000L/min的瞬时流量并持续不小于2s时间。

所述低压蓄能器组7对称布置有两组，起到回收从伺服作动器4中流出的液压油的作用，容量为500L，额定使用压力为10MPa，可吸收2000L/min的瞬时流量并持续不小于2s时间。

所述控制与测量系统，振动与冲击加载上位机14上有振动冲击控制应用程序，用户将振动或冲击试验条件在此上位机上输入，然后由上位机转换成指令信号传输至振动冲击控制仪15。静力加载上位机16上有液压伺服系统控制应用程序，用户将液压伺服系统的基本控制参数以及安全策略在此上位机上输入，然后由上位机转换成指令信号传输至液压伺服控制器17。

所述控制与测量系统中的振动冲击控制仪15，可将多个不同频率和加速度峰值的阻尼正弦波（持续时间2s）复合后作为目标曲线输入，然后输出对应控制信号给液压伺服控制器17。液压伺服控制器17控制伺服阀18改变流经伺服作动器4的液压油流量和方向，伺服作动器4活塞杆带动安装平台311产生对应的动作，安装于安装平台311上的加速度传感器19测得加速度信号后传递至振动冲击控制仪15，振动冲击控制仪15再根据加速度传感器19的信号与目标值进行对比，并修正输出的控制信号，从而进行闭环控制。所述控制与测量系统可通过该闭环控制方式控制伺服作动器4在安装平台311上实现振动或者冲击目标谱。

所述控制与测量系统控制逻辑为：振动冲击控制仪15——液压伺服控制器17——伺服阀18——伺服作动器4——安装平台311，安装平台311上装有加速度传感器19，采集到加速度信号后反馈给振动冲击控制仪15进行闭环控制。振动冲击控制仪15具备一般振动与冲击条件的输入与控制功能，同时还新增了复合拦阻冲击功能，能实现多种不同正弦阻尼波条件的叠加，以及实测冲击数据的瞬态冲击复现。利用该控制系统，本发明的拦阻冲击试验装置可实现常规振动试验、经典冲击试验、经典拦阻冲击试验以及复合波形的拦阻冲击试验。

所述伺服作动器4，内置有LVDT位移传感器，伺服作动器4最大静态推力500kN，最大动态推力400kN，有效行程450mm，最大速度4m/s，工作压力28MPa，设计流量4300L/min。

所述控制与测量系统中振动冲击控制仪15内置了一种偏置波形优化补偿算法。如公式1-1所示，以正式试验条件加速度波形的零点为原点，在试验有效脉宽[0，Te]范围内，加速度波形为阻尼正弦波；在有效脉宽之前增加时长为[-Δt，0]的补偿信号，该信号方向为负，与阻尼正弦波初始波形方向相反。增加该补偿后，加速度波形积分得到的位移信号由原来的单侧波形变成双侧波形，峰值显著减小，如图18所示。该算法在不改变目标加速度信号的前提下，可以对各类型瞬态波形的速度项和位移项完成零位平衡，大幅降低伺服作动器位移和速度峰值，减轻伺服作动器负载，具有冲击谱扭曲小，补偿后位移小等优点。

试验时，可以将模拟弹20安装于悬挂发射装置21上，悬挂发射装置21通过转接安装块22和安装平台311上的安装螺纹孔3114的配合，固定在安装平台311下表面上，安装平台311有多组台面安装螺纹孔3114，可与不同尺寸的悬挂发射装置连接，实用性强，其安装方式为吊挂安装，可实现在振动或者冲击试验结束后立即进行模拟投放考核。

实施例中的悬挂发射装置21为三级结构，配置有投放控制器23，可遥控操作投放模拟弹20。模拟弹20通过挂钩悬挂于悬挂发射装置21上，悬挂发射装置21通过转接安装块22和连接螺栓与安装平台311下端面连接。在投放瞬间，悬挂发射装置21施加给模拟弹20一个向下的推力，同时自身受到一个向上的反作用力。

可设计多个转接安装块22，转接安装块22上端面有螺纹孔，方便与安装平台311的安装螺纹孔3114相配合；转接安装块22下端面通过螺栓可与不同类型的悬挂发射装置21方便快捷地连接在一起。悬挂发射装置21与模拟弹20的连接方式与飞机上真实安装状态保持一致。改变转接安装块22在安装平台311上的位置，可调整悬挂系统的重心，调整至合适位置后可通过转接安装块22上部的螺栓孔与安装平台311锁死。需注意的是，安装时需调整模拟弹20、悬挂发射装置21和转接安装块22的整体悬挂系统重心位置在安装平台311向下投影面内，且尽量靠近安装平台311中心位置，如此安装平台和悬挂件形成的整体在冲击时才能更加稳定。

试验具体步骤如下：

1、打开油源6和油路系统阀门，将油压调整到试验所需要的压力值，给高压蓄能器组8和伺服阀18供压，待高压蓄能器组8充压稳定。

2、打开空气弹簧5充气开关，调节气囊内压力，使安装平台311处于平衡位置，即伺服作动器4活塞杆一半行程处。

3、根据悬挂发射装置的安装点数，选择相应数量的转接安装块22预装到安装平台311合适位置。

4、选择合适的假件或者配重安装于安装平台311上，以供预试验调试使用。再次调节空气弹簧5内压力，使安装平台311处于平衡位置。

5、启动振动冲击控制仪15和液压伺服控制器17，在安装平台311上安装加速度传感器19连接至振动冲击控制仪15，测试传感器信号，确保连接正常，信号正常。

6、在振动冲击控制仪15中设置小量级的正弦扫频试验条件，启动试验系统，测试伺服控制系统是否工作正常，观察安装平台是否正常运作，观察试验曲线是否正常。

7、将目标试验条件输入到振动冲击控制仪15中，如3个不同的正弦阻尼波，在控制仪中进行波形的叠加和预处理。进行预试验调试，调试时试验量级可逐级提高，如由-6dB、-3dB逐级升高至满量级。

8、拆卸假件和配重，将试验用模拟弹20安装于悬挂发射装置21上，悬挂发射装置21通过螺栓固定在安装平台311上的转接安装块22上，根据模拟弹20和悬挂发射装置21组成的悬挂物整体重心位置调节转接安装块22在安装平台311上的位置，使悬挂物整体重心位于安装平台311中心点附近，然后锁紧转接安装块22。

9、再次调节空气弹簧5内压力，使安装平台311处于平衡位置。

10、输入目标试验条件进行正式试验，试验量级可逐级提高，如由-6dB、-3dB逐级升高至满量级。

11、完成正式试验，保存所需试验数据。

12、试验完成后，可根据需要选择是否进行投放模拟操作。

13、拆卸试验件，关闭试验系统。

如此，即实现了模拟弹和悬挂发射装置在复合波形下的拦阻冲击试验考核，并可在试验结束后立即进行投放功能考核。

本发明的一种弹射起飞和拦阻冲击试验装置，该装置设计了一种新的拦阻冲击试验系统构建形式，使用定制大吨位、大行程、大速度的伺服作动器作为冲击发生装置；使用28MPa高压油源和能提供2000L/min大流量的蓄能器作为动力装置；振动冲击控制仪与液压伺服控制器、加速度传感器组成控制系统，从而实现导弹和悬挂发射装置复合波形下的拦阻冲击试验考核。

本发明可广泛用于各类悬挂发射装置吊挂安装状态下的常规振动、冲击试验和复合波形下的拦阻冲击试验，以及投放功能考核，并可拓展至其他需要吊挂安装的试验件，以及其他常规振动、冲击试验，并具备常规振动台、冲击台不具备的大推力、大位移、高速度能力。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其它场合的，均应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其特征在于，包括支撑台架（1）、支撑台架（1）上方的辅助支撑导向装置（2）、支撑台架（1）下方的安装座（3）、伺服作动器（4）、油路系统和控制与测量系统，其中：

所述支撑台架（1）包括立柱（111）和立柱（111）顶端的矩形承力平台（112），所述伺服作动器（4）安装在所述承力平台（112）上，所述承力平台（112）中心处设有供所述伺服作动器（4）的活塞杆穿过的中心圆孔（1121）；所述辅助支撑导向装置（2）包括一对平行设置的承力梁（211），每个承力梁（211）下方垂直设有一对第一导向杆（212）；所述安装座（3）包括安装平台（311）和安装平台（311）前侧、后侧、左侧与右侧设置的第二导向杆（312），所述安装平台（311）的中心部与所述伺服作动器（4）的活塞杆前端连接；所述承力梁（211）和所述承力平台（112）之间设置有空气弹簧（5），所述安装平台（311）前侧和后侧的第二导向杆（312）穿过所述承力平台（112）并与所述承力梁（211）连接；

所述油路系统包括油源（6）、低压蓄能器组（7）、高压蓄能器组（8）、进油阀块（9）、回油阀块（10）、伺服阀阀块（11）、油源低压回油管（12）、油源高压出油管（13）以及各组件之间必要的管路，所述进油阀块（9）通过管路分别与所述高压蓄能器组（8）的出油管路和所述伺服阀阀块（11）的进油管路连接，所述回油阀块（10）通过管路分别与所述低压蓄能器组（7）的进油管路和所述伺服阀阀块（11）的出油管路连接；

所述控制与测量系统包括振动与冲击加载上位机（14）、振动冲击控制仪（15）、静力加载上位机（16）、液压伺服控制器（17）、伺服阀（18）和加速度传感器（19），所述伺服作动器（4）内置位移传感器，所述振动与冲击加载上位机（14）与所述振动冲击控制仪（15）连接，用于向振动冲击控制仪（15）传输指令，所述静力加载上位机（16）与所述液压伺服控制器（17）连接，用于向液压伺服控制器（17）传输指令，所述液压伺服控制器（17）与所述伺服阀（18）连接，用于驱动伺服阀（18）给伺服作动器（4）供油，所述振动冲击控制仪（15）与所述液压伺服控制器（17）连接，用于将振动冲击条件分解转化成伺服作动器（4）的动作信号，再通过参考加速度传感器（19）反馈的加速度信号形成闭环控制。

2.根据权利要求1所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其特征在于，所述承力平台（112）上设有弹簧安装座（1122），所述承力平台（112）上还对应设有供所述第一导向杆（212）穿过的第一圆孔（1123）和供所述第二导向杆（312）穿过的第二圆孔（1124）。

3.根据权利要求1所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其特征在于，所述安装平台（311）四周设置有供所述第二导向杆（312）穿过的导向杆支座（313）。

4.根据权利要求1所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其特征在于，所述安装平台（311）是带有底板的矩形壳体（3111），所述壳体（3111）内部中心处设有空心柱，空心柱上端形成安装法兰面（3112），所述安装法兰面（3112）与所述伺服作动器（4）的活塞杆前端连接，在空心柱外围呈辐射状均匀分布有加强板（3113），所述壳体（3111）底板上设有安装螺纹孔（3114）。

5.根据权利要求1所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其特征在于，所述低压蓄能器组（7）与高压蓄能器组（8）、进油阀块（9）与回油阀块（10）均是一对，对称设置在所述支撑台架（1）两侧。

6.根据权利要求1所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其特征在于，所述伺服作动器（4）的两侧对称设有伺服阀阀块（11），所述伺服阀（18）安装在所述伺服阀阀块（11）上。

7.根据权利要求1所述的弹射起飞和拦阻冲击试验装置，其特征在于，所述加速度传感器（19）安装在所述安装平台（311）下表面上。