CN210603798U - 一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及固体火箭发动机安全机构制造技术领域，具体涉及一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，通过螺栓将振动试验工装的底座与振动台连接，根据振动试验方向选择不同方向的安装平面，从而实现振动特性的准确传递，本实用新型的振动试验工装可以实现4台安全机构同时进行同方向振动试验考核，最多可以允许8台安全机构同时进行试验，大幅提高了试验效率，降低了操作者的劳动强度；当有大批量安全机构进行试验时，更换待振产品仅需拆卸安全机构与弹上支架的固定螺钉；当需要更换试验方向时，仅需拆卸弹上支架与振动试验工装间的固定螺钉，减少了拆卸次数，降低了振动试验工装、弹上支架和安全机构产品的损坏风险。
Description
技术领域
本实用新型涉及固体火箭发动机安全机构制造技术领域，具体涉及一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装。
背景技术
固体火箭发动机安全机构在装配完成后需要进行X、Y、Z三个矢量方向的多种力学环境下的振动试验考核，包括随机振动试验、正弦扫描试验、冲击试验等。试验过程中利用到了安全机构弹上支架和振动试验工装，待振安全机构产品用弹上支架固定，支架与振动试验工装相连，工装与试验台工作台面刚性连接，以将振动台上的振动特性如实地传到待振产品上，使安全机构在规定的振动量级下得到考核。作为连接振动台和安全机构弹上支架的工艺装备，振动试验工装应该具有良好的刚度和强度，工装设计的好坏将直接影响振动试验的真实性和可靠度。如果振动试验工装选择不当，在试验频率范围内安全机构与工装将产生共振，使安全机构承受不该有的过大载荷而受到破坏。
目前，安全机构已经发展分为多种型号产品，以DZ-1系列和DZ-2系列为主，每个系列根据产品结构特点又可以分为不同型号，每种型号安全机构在装配完成后都需要进行X、Y、Z三个矢量方向的多种力学环境下的振动试验考核。传统的振动试验工装主要有以下三点不足：
1、由于不同型号安全机构产品结构形式各异，对应的弹上支架也不同，传统的振动试验工装需要针对不同型号安全机构及对应的弹上支架进行设计、加工和日常管理，造成了振动试验工装类别繁多，难以管理，也存在一定的材料浪费问题；
2、传统试验方法使用的基本为单方向振动试验工装，试验过程中需要翻转工装来实现不同矢量方向的振动试验，往复的安装、拆卸和翻转造成了试验时间过长，人力、物力、财力消耗大，也容易造成振动台和振动试验工装的损坏；
3、传统的振动试验工装每次只能允许一台安全机构进行试验，随着生产任务日益繁重，传统的振动试验工装难以满足批量大、周期紧的安全机构生产任务。
发明内容
本实用新型克服了现有技术的不足，提供了种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，尤其是具有同时完成固体火箭发动机DZ-1和DZ-2 系列下多型号安全机构以及每种型号安全机构X、Y、Z三个矢量方向的多种力学环境下振动试验考核的特点。
本实用新型所解决的技术问题可以采用以下技术方案来实现：
一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，包括底座；
工装本体，工装本体位于底座顶部，工装本体和底座为一体结构通过一次机加成型；
所述工装本体包括第一工装部和两个第二工装部，第一工装部为一个方形立体结构，两个第二工装部分别位于第一工装部的相斜对角两侧壁上且第二工装部高度大于第一工装部的高度；
所述第一工装部上设置有第一顶部安装平面和第一侧壁安装平面，第一顶部安装平面位于第一工装部的顶部，第一侧壁安装平面位于第一工装部的外侧壁；
所述两个第二工装部上均设置有第二顶部安装平面、第二侧壁安装平面和第三侧壁安装平面，第二顶部安装平面位于第二工装部的顶部，第二侧壁安装平面和第三侧壁安装平面位于第二工装部的相邻两侧壁上，第三侧壁安装平面与第一工装部上的第一侧壁安装平面位于同一水平面上。
所述的第一工装部顶部上表面中心位置开有减重凹槽，减重凹槽的中心位置开有减重孔，减重孔贯穿第一工装部和底座形成通孔。
所述的两个第二工装部上的第二侧壁安装平面上均开有凹槽，凹槽内的上沿中部位置设置有加强筋板。
所述的底座为圆形结构，底座沿周向方向均匀开有U型凹槽。
所述的U型凹槽设置有8个。
所述的第一工装部顶部设置有相对称的两个第一顶部安装平面和两个第一侧壁安装平面，两个第二工装部上的第二顶部安装平面、第二侧壁安装平面和第三侧壁安装平面与第一工装部上的两个第一顶部安装平面和两个第一侧壁安装平面上均开有连接螺纹孔。
所述的两个第二工装部顶部的第二顶部安装平面和第一工装部顶部的两个第一顶部安装平面均为X向试验区，两个第一侧壁安装平面横向方向和第二侧壁安装平面横向方向为Z向试验区，第三侧壁安装平面纵向方向和第二侧壁安装平面纵向方向为Y向试验区。
所述的X向试验区、Y向试验区和Z向试验区均开有14个连接螺纹孔。
所述的工装本体和底座均采用硬铝合金材料。
本实用新型的有益效果是：
与现有技术相比，本实用新型通过工装本体位于底座顶部，工装本体和底座为一体结构通过一次机加成型，工装本体包括第一工装部和两个第二工装部，第一工装部为一个方形立体结构，两个第二工装部分别位于第一工装部的相斜对角两侧壁上且第二工装部高度大于第一工装部的高度，第一工装部上设置有第一顶部安装平面和第一侧壁安装平面，第一顶部安装平面位于第一工装部的顶部，第一侧壁安装平面位于第一工装部的外侧壁，两个第二工装部上均设置有第二顶部安装平面、第二侧壁安装平面和第三侧壁安装平面，第二顶部安装平面位于第二工装部的顶部，第二侧壁安装平面和第三侧壁安装平面位于第二工装部的相邻两侧壁上，第三侧壁安装平面与第一工装部上的第一侧壁安装平面位于同一水平面上，通过该结构的试验工装可以进行多型号安全机构的试验考核，在振动试验考核前，通过螺栓将振动试验工装的底座与振动台连接，依据待考核安全机构型号选择相应的弹上支架，使用螺钉将待考核安全机构与弹上支架刚性连接，根据振动试验方向选择不同方向的安装平面，使用螺钉将弹上支架和振动试验工装上的安装平面刚性连接，从而实现振动特性的准确传递，本发明的振动试验工装可以实现4台安全机构同时进行同方向振动试验考核，最多可以允许8台安全机构同时进行试验，大幅提高了试验效率，降低了操作者的劳动强度；当有大批量安全机构进行试验时，更换待振产品仅需拆卸安全机构与弹上支架的固定螺钉；当需要更换试验方向时，仅需拆卸弹上支架与振动试验工装间的固定螺钉，减少了拆卸次数，降低了振动试验工装、弹上支架和安全机构产品的损坏风险。
附图说明
下面结合附图和实施例对本实用新型进一步说明。
图1是本实用新型的立体结构示意图。
图2为本实用新型的立体结构示意图。
图3为本实用新型的基于图1的左视结构示意图。
图4为本实用新型的基于图1的主视结构示意图。
图5为本实用新型的基于图1的俯视结构示意图。
图6为本实用新型的DZ-1弹上支架安装后使用状态结构示意图。
图7为本实用新型的DZ-2弹上支架安装后使用状态结构示意图。
图中：1-底座、2-工装本体、3-减重凹槽、4-减重孔、5-第一工装部、6-第二工装部、7-U型凹槽、8-加强筋板、9-第一顶部安装平面、10-第一侧壁安装平面、11-第二顶部安装平面、12-第二侧壁安装平面、13-第三侧壁安装平面、14-X 向试验区、15-Y向试验区、16-Z向试验区。
具体实施方式
实施例1:
参照图1和图2，是本实用新型实施例1的结构示意图，一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，包括底座1；
工装本体2，工装本体2位于底座1顶部，工装本体2和底座1为一体结构通过一次机加成型；
所述工装本体2包括第一工装部5和两个第二工装部6，第一工装部5为一个方形立体结构，两个第二工装部6分别位于第一工装部5的相斜对角两侧壁上且第二工装部6高度大于第一工装部5的高度；
所述第一工装部5上设置有第一顶部安装平面9和第一侧壁安装平面10，第一顶部安装平面9位于第一工装部5的顶部，第一侧壁安装平面10位于第一工装部5的外侧壁；
所述两个第二工装部6上均设置有第二顶部安装平面11、第二侧壁安装平面12和第三侧壁安装平面13，第二顶部安装平面11位于第二工装部6的顶部，第二侧壁安装平面12和第三侧壁安装平面13位于第二工装部6的相邻两侧壁上，第三侧壁安装平面13与第一工装部5上的第一侧壁安装平面10位于同一水平面上。
实际使用时：工装本体2位于底座1顶部，工装本体2和底座1为一体结构通过一次机加成型，工装本体2包括第一工装部5和两个第二工装部6，第一工装部5 为一个方形立体结构，两个第二工装部6分别位于第一工装部5的相斜对角两侧壁上且第二工装部6高度大于第一工装部5的高度，第一工装部5上设置有第一顶部安装平面9和第一侧壁安装平面10，第一顶部安装平面9位于第一工装部5的顶部，第一侧壁安装平面10位于第一工装部5的外侧壁，两个第二工装部6上均设置有第二顶部安装平面11、第二侧壁安装平面12和第三侧壁安装平面13，第二顶部安装平面11位于第二工装部6的顶部，第二侧壁安装平面12和第三侧壁安装平面13位于第二工装部6的相邻两侧壁上，第三侧壁安装平面13与第一工装部5 上的第一侧壁安装平面10位于同一水平面上，通过该结构的试验工装可以进行多型号安全机构的试验考核，在振动试验考核前，通过螺栓将振动试验工装的底座1与振动台连接，依据待考核安全机构型号选择相应的弹上支架，使用螺钉将待考核安全机构与弹上支架刚性连接，根据振动试验方向选择不同方向的安装平面，使用螺钉将弹上支架和振动试验工装上的安装平面刚性连接，从而实现振动特性的准确传递，本发明的振动试验工装可以实现4台安全机构同时进行同方向振动试验考核，最多可以允许8台安全机构同时进行试验，大幅提高了试验效率，降低了操作者的劳动强度；当有大批量安全机构进行试验时，更换待振产品仅需拆卸安全机构与弹上支架的固定螺钉；当需要更换试验方向时，仅需拆卸弹上支架与振动试验工装间的固定螺钉，减少了拆卸次数，降低了振动试验工装、弹上支架和安全机构产品的损坏风险。
实施例2:
参照图1、图2、图3和图5，与实施例1相比，本实施例的不同之处在于：所述的第一工装部5顶部上表面中心位置开有减重凹槽3，减重凹槽3的中心位置开有减重孔4，减重孔4贯穿第一工装部5和底座1形成通孔。
实际使用时：第一工装部5顶部上表面中心位置开有减重凹槽3，减重凹槽3 的中心位置开有减重孔4，减重孔4贯穿第一工装部5和底座1形成通孔，减重凹槽3和减重孔4用于减轻整个试验工装的整体重量。
实施例3:
参照图3，与实施例1相比，本实施例的不同之处在于：所述的两个第二工装部6上的第二侧壁安装平面12上均开有凹槽，凹槽内的上沿中部位置设置有加强筋板8。
实际使用时：两个第二工装部6上的第二侧壁安装平面12上均开有凹槽，第二侧壁安装平面12上均开的凹槽用于减轻整个试验工装的整体重量，凹槽内的上沿中部位置设置有加强筋板8，加强筋板8用于增加整个试验工装的刚度。
实施例4:
与实施例1相比，本实施例的不同之处在于：所述的底座1为圆形结构，底座1沿周向方向均匀开有U型凹槽7。
优选的是所述的U型凹槽7设置有8个。
实际使用时：底座1为圆形结构，底座1沿周向方向均匀开有U型凹槽7，在进行整个试验工装与振动台连接时，只需要通过螺栓穿过U型凹槽7与振动台连接，U型凹槽7设置有8个，确保了该整个试验工装与振动台面的良好接触刚度和连接的可靠性。
实施例5:
参照图3、图4和图5，与实施例1相比，本实施例的不同之处在于：所述的第一工装部5顶部设置有相对称的两个第一顶部安装平面9和两个第一侧壁安装平面10，两个第二工装部6上的第二顶部安装平面11、第二侧壁安装平面12和第三侧壁安装平面13与第一工装部5上的两个第一顶部安装平面9和两个第一侧壁安装平面10上均开有连接螺纹孔。
优选的是所述的两个第二工装部6顶部的第二顶部安装平面11和第一工装部5顶部的两个第一顶部安装平面9均为X向试验区14，两个第一侧壁安装平面10 横向方向和第二侧壁安装平面12横向方向为Z向试验区16，第三侧壁安装平面13 纵向方向和第二侧壁安装平面12纵向方向为Y向试验区15。
实际使用时：振动试验工装通过调整弹上支架在两个第二工装部6上的第二顶部安装平面11、第二侧壁安装平面12和第三侧壁安装平面13与第一工装部5上的两个第一顶部安装平面9和两个第一侧壁安装平面10上的安装位置可以实现每种型号安全机构X、Y、Z三个矢量方向的振动考核，具体通过连接螺纹孔使弹上支架与振动试验工装连接，其中两个第一侧壁安装平面10横向方向和第二侧壁安装平面12横向方向为Z向试验区16，第三侧壁安装平面13纵向方向和第二侧壁安装平面12纵向方向为Y向试验区15，可以分别完成Y向和Z向的振动试验，两个第二工装部6顶部的第二顶部安装平面11和第一工装部5顶部的两个第一顶部安装平面9均为X向试验区14，可以完成X向的振动试验，试验过程中不需要拆卸、翻转试验工装，振动试验工装可以实现4台安全机构同时进行同方向振动试验考核，最多可以允许8台安全机构同时进行振动试验，提高了试验效率，降低了操作者的劳动强度。
实施例6:
参照图6和图7，与实施例5比，本实施例的不同之处在于：所述的X向试验区14、Y向试验区15和Z向试验区16均开有14个连接螺纹孔。
实际使用时：所述的X向试验区14、Y向试验区15和Z向试验区16均开有14个连接螺纹孔，振动试验工装每个安装平面参照不同型号安全机构的在导弹上的安装支架设计了连接螺纹孔，上述实施例中所说的弹上支架均为导弹上的安装支架，其中DZ-1的弹上支架对应8个连接螺纹孔，DZ-2的弹上支架对应6个连接螺纹孔，不同弹上支架对应的连接螺纹孔互不干涉，弹上支架通过连接螺纹孔与安全机构的可靠连接，从而实现了振动试验工装、弹上支架和安全机构产品6 个自由度的全部约束，其中连接螺纹孔的数量和分布应确保之间互不干涉。
安全机构与弹上支架垂直刚性固定连接，安全机构的轴线平行于振动试验台平面，而且安全机构安装完成后周围留有充足的空间，便于连接专用电缆线进行状态监测和转换。
当每组4台待振安全机构完成试验考核时，仅需拆卸安全机构与弹上支架的固定螺钉更换待振产品；当所有产品完成Y向振动考核时，仅需拆卸弹上支架与振动试验工装间的固定螺钉，将弹上支架调整至两个第一侧壁安装平面10横向方向和第二侧壁安装平面12横向方向为Z向试验区16的Z向试验区继续进行振动试验考核；X向振动考核时将弹上支架调整至顶面两个第二工装部6顶部的第二顶部安装平面11和第一工装部5顶部的两个第一顶部安装平面9均为X向试验区 14的四个安装平面进行试验。
实施例中的多型号安全机构通用振动试验工装可以实现4台安全机构同时进行考核，大幅提高了试验效率；减少了更换产品及更换振动方向时的拆卸次数，降低操作者劳动强度的同时降低了振动试验工装、弹上支架和安全机构产品的损坏风险。
实施例7:
与实施例1比，本实施例的不同之处在于：所述的所述的工装本体2和底座1 均采用硬铝合金材料。
实际使用时：工装本体2和底座1均采用硬铝合金材料，具有机加性能好和质量轻的特点。
上面结合附图对本实用新型的实施方式作了详细的说明，但本实用新型并不限于上述实施方式，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本实用新型宗旨的前提下作出各种变化，其都在该技术的保护范围内。
需要说明，本实用新型实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本实用新型要求的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，其特征是：包括底座(1)；
工装本体(2)，工装本体(2)位于底座(1)顶部，工装本体(2)和底座(1)为一体结构通过一次机加成型；
所述工装本体(2)包括第一工装部(5)和两个第二工装部(6)，第一工装部(5)为一个方形立体结构，两个第二工装部(6)分别位于第一工装部(5)的相斜对角两侧壁上且第二工装部(6)高度大于第一工装部(5)的高度；
所述第一工装部(5)上设置有第一顶部安装平面(9)和第一侧壁安装平面(10)，第一顶部安装平面(9)位于第一工装部(5)的顶部，第一侧壁安装平面(10)位于第一工装部(5)的外侧壁；
所述两个第二工装部(6)上均设置有第二顶部安装平面(11)、第二侧壁安装平面(12)和第三侧壁安装平面(13)，第二顶部安装平面(11)位于第二工装部(6)的顶部，第二侧壁安装平面(12)和第三侧壁安装平面(13)位于第二工装部(6)的相邻两侧壁上，第三侧壁安装平面(13)与第一工装部(5)上的第一侧壁安装平面(10)位于同一水平面上。
2.根据权利要求1所述的一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，其特征是：所述的第一工装部(5)顶部上表面中心位置开有减重凹槽(3)，减重凹槽(3)的中心位置开有减重孔(4)，减重孔(4)贯穿第一工装部(5)和底座(1)形成通孔。
3.根据权利要求1所述的一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，其特征是：所述的两个第二工装部(6)上的第二侧壁安装平面(12)上均开有凹槽，凹槽内的上沿中部位置设置有加强筋板(8)。
4.根据权利要求1所述的一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，其特征是：所述的底座(1)为圆形结构，底座(1)沿周向方向均匀开有U型凹槽(7)。
5.根据权利要求4所述的一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，其特征是：所述的U型凹槽(7)设置有8个。
6.根据权利要求1所述的一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，其特征是：所述的第一工装部(5)顶部设置有相对称的两个第一顶部安装平面(9)和两个第一侧壁安装平面(10)，两个第二工装部(6)上的第二顶部安装平面(11)、第二侧壁安装平面(12)和第三侧壁安装平面(13)与第一工装部(5)上的两个第一顶部安装平面(9)和两个第一侧壁安装平面(10)上均开有连接螺纹孔。
7.根据权利要求6所述的一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，其特征是：所述的两个第二工装部(6)顶部的第二顶部安装平面(11)和第一工装部(5)顶部的两个第一顶部安装平面(9)均为X向试验区(14)，两个第一侧壁安装平面(10)横向方向和第二侧壁安装平面(12)横向方向为Z向试验区(16)，第三侧壁安装平面(13)纵向方向和第二侧壁安装平面(12)纵向方向为Y向试验区(15)。
8.根据权利要求7所述的一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，其特征是：所述的X向试验区(14)、Y向试验区(15)和Z向试验区(16)均开有14个连接螺纹孔。
9.根据权利要求1所述的一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装，其特征是：所述的工装本体(2)和底座(1)均采用硬铝合金材料。
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| CN201921727445.4U CN210603798U (zh) | 2019-10-15 | 2019-10-15 | 一种用于多型号固体火箭发动机安全机构通用的振动试验工装 |
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112611531A (zh) * | 2020-11-27 | 2021-04-06 | 中国科学院地质与地球物理研究所 | 智能导钻井下工具振动试验工装 |
| CN112628025A (zh) * | 2020-12-17 | 2021-04-09 | 上海航天化工应用研究所 | 一种用于固体火箭发动机振动试验的模块化可调装置 |
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2019
- 2019-10-15 CN CN201921727445.4U patent/CN210603798U/zh active Active
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| CN112611531A (zh) * | 2020-11-27 | 2021-04-06 | 中国科学院地质与地球物理研究所 | 智能导钻井下工具振动试验工装 |
| CN112611531B (zh) * | 2020-11-27 | 2021-11-19 | 中国科学院地质与地球物理研究所 | 智能导钻井下工具振动试验工装 |
| CN112628025A (zh) * | 2020-12-17 | 2021-04-09 | 上海航天化工应用研究所 | 一种用于固体火箭发动机振动试验的模块化可调装置 |
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