CN209727399U

CN209727399U - 一种用于航天器固件的载荷振动试验装置

Info

Publication number: CN209727399U
Application number: CN201920400943.1U
Authority: CN
Inventors: 张炜; 王海文
Original assignee: CASIC Defense Technology Research and Test Center
Current assignee: CASIC Defense Technology Research and Test Center
Priority date: 2019-03-27
Filing date: 2019-03-27
Publication date: 2019-12-03
Anticipated expiration: 2029-03-27

Abstract

本实用新型公开了一种用于航天器固件的载荷振动试验装置，包括上部固定工装、下部固定工装、减震弹簧和内壳体。所述上部固定工装和所述下部固定工装同轴固定设置，所述上部固定工装和所述下部固定工装之间形成用于夹紧航天器固件的间隙；所述内壳体顶端开口，具有容纳腔；所述下部固定工装的下端由所述开口伸入所述容纳腔；所述减震弹簧沿所述容纳腔的延伸方向设置于所述容纳腔中；所述减震弹簧的一端与所述下部固定工装的下端连接，另一端与所述容纳腔固定连接。

Description

一种用于航天器固件的载荷振动试验装置

技术领域

本实用新型涉及航天技术领域，特别是指一种用于航天器固件的载荷振动试验装置。

背景技术

目前航天器结构均采用铝合金、蒙皮蜂窝板、碳纤维等轻型低强度材料。为了提高航天器的结构强度，研制一种新型关键结构固件，新型关键结构固件是钛合金材料，连接固定航天器方向舵、导航芯片、红外测控应答机。大载荷矢量运动下的新型关键结构固件要求高性能参数，所以要测出高强度载荷参数，通过正弦振动对钛合金固件的寿命进行评估。钛合金固件由于长时间受力，要维持与航天器主体结构的一致性，防止位移，防止产生多余物，在高速飞行过程中防止试验设备损坏，达到稳定航天器飞行，提高航天器在不同空间环境下工作的可靠性的目的。

现有的载荷振动试验测试，一般需要借助振动试验装置辅助支撑，再安装在振动平台上进行随机振动、正弦振动等力学试验。现有的载荷振动试验装置存在结构复杂，性能不够好的问题。

实用新型内容

有鉴于此，本实用新型的目的在于提出一种结构简单，性能优良的用于航天器固件的载荷振动试验装置。

基于上述目的本实用新型提供的一种用于航天器固件的载荷振动试验装置，包括上部固定工装、下部固定工装、减震弹簧和内壳体；

所述上部固定工装和所述下部固定工装同轴固定设置，所述上部固定工装和所述下部固定工装之间形成用于夹紧航天器固件的间隙；所述内壳体顶端开口，具有容纳腔；所述下部固定工装的下端由所述开口伸入所述容纳腔；所述减震弹簧沿所述容纳腔的延伸方向设置于所述容纳腔中；所述减震弹簧的一端与所述下部固定工装的下端连接，另一端与所述容纳腔固定连接。

在其中一个实施例中，所述上部固定工装为具有厚度的中空的套筒，所述套筒具有等间隔设置的镂空的螺纹结构。

在其中一个实施例中，所述下部固定工装为轴棒，所述轴棒包括空心圆柱体、本体和基座，所述本体的上端与所述空心圆柱体连接，所述套筒套设在所述空心圆柱体的外表面，所述本体的下端与所述基座连接，所述基座由所述开口伸入所述容纳腔且与所述容纳腔固定连接。

在其中一个实施例中，所述空心圆柱体具有外螺纹，所述外螺纹的角度为30度。

在其中一个实施例中，还包括用于穿设所述套筒和所述空心圆柱体的锁紧销，所述锁紧销包括销头和带螺纹的销杆；所述空心圆柱体具有与所述销杆配合的内螺纹；所述套筒远离所述空心圆柱体的边缘设置有凸台；所述锁紧销置在所述空心圆柱体内且所述锁紧销的销头压设在所述凸台上；。

在其中一个实施例中，还包括具有上开口和容置腔的外壳体，所述外壳体与所述内壳体同轴嵌套设置且底部连接，所述本体由所述上开口伸入所述容置腔，所述上开口处设置用于卡紧所述本体的卡紧结构，所述卡紧结构用于限制所述本体在径向上运动的趋势。

在其中一个实施例中，所述卡紧结构为盖体，所述盖体开设与所述本体相适配的通孔。

在其中一个实施例中，所述外壳体和所述内壳体上开设有多个减重孔。

从上面所述可以看出，本实用新型提供的用于航天器固件的载荷振动试验装置，通过同轴设置的上部固定工装和下部固定工装之间形成的间隙，能够稳定的将航天器固件的锁紧，并通过减震弹簧吸收振动，提高载荷振动装置的抗疲劳强度。

附图说明

图1为本实用新型实施例的载荷振动试验装置的示意图；

图2为本实用新型实施例的航天器固件的立体图；

图3为本实用新型实施例的航天器固件的剖面图；

其中，上部固定工装100；

凸台110；

下部固定工装200；

空心圆柱体210；

本体220；

基座230；

减震弹簧300；

盖体400；

外壳体500；

内壳体600；

航天器固件700。

具体实施方式

为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本实用新型进一步详细说明。

请参阅图1，本实用新型提供一种用于航天器固件的载荷振动试验装置，包括上部固定工装100、下部固定工装200、减震弹簧300和内壳体600。

请参阅图2，为本实用新型所适用的航天器固件700。该固件700呈塔型，且具有外螺纹和内螺纹。

所述上部固定工装100和所述下部固定工装200同轴固定设置，所述上部固定工装100和所述下部固定工装200之间形成间隙，所述间隙用于夹紧航天器固件700。所述内壳体600顶端开口，具有容纳腔。所述下部固定工装200的下端由所述开口伸入所述容纳腔。所述减震弹簧300沿所述容纳腔的延伸方向设置于所述容纳腔中。所述减震弹簧300的一端与所述下部固定工装200的下端连接，另一端与所述容纳腔固定连接。

具体地，所述上部固定工装100和所述下部固定工装200之间的间隙为柱形的间隙。使用时，航天器固件700夹设在所述柱形的间隙中。上部固定工装100锁紧航天器固件700的外螺纹，下部固定工装200锁紧航天器固件700的内螺纹。

上部固定工装100与下部固定工装200可以通过多种方式固定，例如轴接连接和螺纹连接等。优选地，所述上部固定工装100与所述下部固定工装200螺纹连接，以进一步提高该载荷振动试验装置的稳定性。

上部固定工装100可以为具有一定厚度的中空的套筒，所述套筒具有等间隔设置的镂空的螺纹结构。可选的，套筒的上下两端的开口的尺寸不同。套筒远离下部固定工装200的一端即为上端，套筒靠近下部固定工装200的一端的开口即为下端，上开口的尺寸大于下开口的尺寸。

优选地，所述上部固定工装100的材质为超高强度GrNi4钢。制作时，进行工艺突破，经过左旋淬工艺制备，热处理用1080℃淬火，480℃回火，性能指标：HRC(洛氏硬度)≥45。初步制备完成后，在表面镀磷酸盐层，并进行润滑。

下部固定工装200可以为轴棒，轴棒的结构包括空心圆柱体210、本体220和基座230，所述空心圆柱体210设置在本体220的上端，所述基座230设置在所述本体220的下端。所述本体220的下端与所述基座230连接，所述基座230由所述开口伸入所述容纳腔且与所述容纳腔固定连接。

优选的，所述空心圆柱体210、本体220和基座230一体成型。

进一步地，所述本体220上设置第一减重孔，以对本体220进行有限元分析的结构优化设计，使下部固定工装200具有足够的强度和较大的基频。

优选地，下部固定工装200的材料为42CrMo，以提高下部固定工装200的强度和韧性，使其具有更高的疲劳极限和抗多次冲击的能力。

所述空心圆柱体210具有外螺纹，所述套筒套设在所述空心圆柱体210上，与空心圆柱体210螺纹连接。优选地，所述外螺纹的角度为30度，以提高该载荷振动试验装置在测试时对轴向负荷的承载力。

所述基座230的尺寸大于所述本体220的尺寸。所述基座230固设在内壳体的开口中，设置方式可以为焊接、卡接、螺纹连接等方式。优选为焊接，以进一步提高下部固定工装200与所述壳体的连接可靠性和稳定性。

在其中一个实施例中，还包括锁紧销(图未示)，用于穿设所述套筒和所述空心圆柱体210。所述锁紧销包括销头和带螺纹的销杆；所述套筒远离所述空心圆柱体的边缘设置有凸台，所述锁紧销的销头压设在所述凸台上；所述空心圆柱体210具有与所述销杆配合的内螺纹。

优选地，所述锁紧销的材质为12.9级高强度螺栓，抗拉强度≥1100MPa，HV(维氏硬度)≥550，螺纹指标ISO 6H(国际标准组织的公差带精度等级)螺纹大径公差范围6g，以使该载荷振动试验装置在零下50℃至零上100℃的温度范围内工作。

优选地，所述减震弹簧300的材质为弹簧钢。弹簧钢在淬火和回火状态下的弹性，可以使减震弹簧300具有一定的弹性，可使该载荷振动试验装置中各个部位的负载分布比较均匀，吸收振动，提高连接强度和疲劳强度。

还包括具有上开口和容置腔的外壳体500，所述外壳体500与所述内壳体600同轴嵌套设置且底部连接，所述本体220由所述上开口伸入所述容置腔，所述上开口处设置用于卡紧所述本体的卡紧结构，所述卡紧结构用于限制所述本体在径向上运动的趋势。

所述卡紧结构可以采用多种实施方式，例如两片对称设计的板体结构，盖体等。优选为盖体400，所述盖体400开设与所述本体220相适配的通孔。所述盖体400焊接在所述外壳体500的开口处。盖体400还可以通过其它的方式，例如螺纹连接、卡接等方式与所述外壳体500连接。

较佳地，所述外壳体500和内壳体600上设置多个减重孔，以对壳体进行有限元分析的结构优化设计，使载荷振动试验具有足够的强度和较大的基频。

使用时，将该塔型固件700套在空心圆柱体210外，再将套筒套在所述塔型固件700外，再将锁紧销穿过空心圆柱体210，并压紧套筒边缘的凸台结构，与空心圆柱体210的内螺纹螺接，锁紧套筒和空心圆柱体210。套筒通过螺纹结构锁紧塔型固件700的外螺纹，空心圆柱体210通过外螺纹紧锁塔型固件的内螺纹。将载荷振动试验装置通过底板连接至正弦试验测试平台，并施加相应的载荷，即可测试航天器固件700的24小时，72小时以及92h的相应参数的数值曲线，并对照标准的数值曲线，评估航天器用固件的寿命。

所属领域的普通技术人员应当理解：以上任何实施例的讨论仅为示例性的，并非旨在暗示本公开的范围(包括权利要求)被限于这些例子；在本实用新型的思路下，以上实施例或者不同实施例中的技术特征之间也可以进行组合，并存在如上所述的本实用新型的不同方面的许多其它变化，为了简明它们没有在细节中提供。因此，凡在本实用新型的精神和原则之内，所做的任何省略、修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims

1.一种用于航天器固件的载荷振动试验装置，其特征在于，包括上部固定工装、下部固定工装、减震弹簧和内壳体；

2.根据权利要求1所述的用于航天器固件的载荷振动试验装置，其特征在于，所述上部固定工装为具有厚度的中空的套筒，所述套筒具有等间隔设置的镂空的螺纹结构。

3.根据权利要求2所述的用于航天器固件的载荷振动试验装置，其特征在于，所述下部固定工装为轴棒，所述轴棒包括空心圆柱体、本体和基座，所述本体的上端与所述空心圆柱体连接，所述套筒套设在所述空心圆柱体的外表面，所述本体的下端与所述基座连接，所述基座由所述开口伸入所述容纳腔且与所述容纳腔固定连接。

4.根据权利要求3所述的用于航天器固件的载荷振动试验装置，其特征在于，所述空心圆柱体具有外螺纹，所述外螺纹的角度为30度。

5.根据权利要求3所述的用于航天器固件的载荷振动试验装置，其特征在于，还包括用于穿设所述套筒和所述空心圆柱体的锁紧销，所述锁紧销包括销头和带螺纹的销杆；所述空心圆柱体具有与所述销杆配合的内螺纹；所述套筒远离所述空心圆柱体的边缘设置有凸台；所述锁紧销置在所述空心圆柱体内且所述锁紧销的销头压设在所述凸台上；。

6.根据权利要求3所述的用于航天器固件的载荷振动试验装置，其特征在于，还包括具有上开口和容置腔的外壳体，所述外壳体与所述内壳体同轴嵌套设置且底部连接，所述本体由所述上开口伸入所述容置腔，所述上开口处设置用于卡紧所述本体的卡紧结构，所述卡紧结构用于限制所述本体在径向上运动的趋势。

7.根据权利要求6所述的用于航天器固件的载荷振动试验装置，其特征在于，所述卡紧结构为盖体，所述盖体开设与所述本体相适配的通孔。

8.根据权利要求6所述的用于航天器固件的载荷振动试验装置，其特征在于，所述外壳体和所述内壳体上开设有多个减重孔。