RU2365851C1 - Стенд для контроля параметров пускового устройства авиационной ракеты - Google Patents
Стенд для контроля параметров пускового устройства авиационной ракеты Download PDFInfo
- Publication number
- RU2365851C1 RU2365851C1 RU2008106833/02A RU2008106833A RU2365851C1 RU 2365851 C1 RU2365851 C1 RU 2365851C1 RU 2008106833/02 A RU2008106833/02 A RU 2008106833/02A RU 2008106833 A RU2008106833 A RU 2008106833A RU 2365851 C1 RU2365851 C1 RU 2365851C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- starting device
- missile
- rocket
- unit
- force
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области периодического контроля, обслуживания и эксплуатации агрегатов и механизмов управления системами вооружения летательных аппаратов. Стенд содержит блок задания условий тестирования, соединенный с ним вибровозбудитель пускового устройства, к которому подключен измерительный модуль. Блок обработки и анализа реальных данных и сравнения их с заданными данными соединен с устройством отображения полученных. Стенд снабжен имитатором усилия схода ракеты с пускового устройства, механически связанным с ракетой, датчиком силы, подключенным к измерительному модулю, и блоком ввода заданных параметров пускового устройства. На вибровозбудителе жестко установлена коробчатая станина. На ней посредством типовых самолетных узлов подвески подвешено пусковое устройство. Техническим результатом является повышение точности и достоверности результатов контроля пускового устройства авиационной ракеты. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к области периодического контроля, обслуживания и эксплуатации сложных дорогостоящих объектов, преимущественно агрегатов и механизмов управления системами вооружения летательных аппаратов, в основном средств подвески под самолетом или вертолетом управляемого и неуправляемого ракетного оружия различного назначения. Оно может быть использовано для оперативного контроля и анализа их вибродинамического состояния в части оценки работоспособности, а также для принятия решения о целесообразности дальнейшего применения агрегата или его ремонта.
Преимущественно, оно касается средств контроля технического состояния таких агрегатов самолета, как электромеханические пусковые устройства ракет (ПУ), подвесные установки контейнеров спецоборудования, пусковых устройств реактивных снарядов, бомбодержателей и других агрегатов, характеризующихся большим числом различного рода механических и электрических соединений.
Оно может быть также применено для оценки технического состояния грузоподъемных механизмов кранов, манипуляторов, лебедок и других машин, имеющих возможность свободного освобождения от передвигаемых или подвешиваемых объектов. Предлагаемое решение предназначено для использования преимущественно при оперативном контроле важнейших эксплуатационных параметров пускового устройства ракет, таких как усилия их удержания при эксплуатационных вибронагружениях, усилие схода ракеты с направляющих, для выявления возможных неисправностей электрооборудования ПУ, как дребезг контактов в разъемах, и других, способных привести к его скорому отказу. Оно может быть использовано также для обеспечения надежной эксплуатации ПУ по техническому состоянию.
Изобретение также может быть использовано для аналогичных задач и в других областях человеческой деятельности, например, при определении целесообразности длительной эксплуатации оборудования на автомобильном транспорте, при оценке эффективности работ по испытаниям при сертификации продукции, в том числе военного назначения, для определения рациональных сроков периодического обследования объектов.
Известны и широко применяются аналоги заявляемого изобретения - различные средства (стенды) контроля параметров технических объектов и состояния их оборудования в течение установленного (планируемого) срока службы, основанные на проверке исправности в основном их электрических цепей, фактов нарушения сопротивления изоляции и других. Это, например, аппаратура стенда, содержащая блок задания тестовых электрических импульсов и индикатор прохождения команд, соединенные через устройство обработки и анализа данных с блоком отображения результатов испытания (Коробов А.И. и др. Испытания радиоэлектронной, электронно-вычислительной аппаратуры. - М., Радио и связь, 1987, стр.237).
Основными недостатками отмеченных, на примере указанной аппаратуры, стендов для контроля и диагностирования являются такие, как невозможность учета влияния механических воздействий на работоспособность аппаратуры авиационного оборудования, в частности широкого класса вибрационных, а также ударных ускорений и других: контролируется лишь прохождение электрических сигналов по цепям устройства. Такие стенды не позволяют определить состояние объекта вследствие воздействия динамических силовых факторов, определить усилия удержания и схода ракеты и провести дополнительную регулировку параметров ПУ.
Известны при этом стенды для контроля параметров ПУ ракеты, работа которых также основана на искусственном создании (имитации) тестовых воздействий, в основном механических, в виде статического нагружения наиболее ответственных элементов ПУ, замерах, в частности с помощью тензоизмерительной аппаратуры, их откликов, например, податливости элементов устройства, их эксплуатационных перемещений. При последующем анализе величины и характера отклика средства подвески путем его сравнения с тестовым значением, и отображении полученного результата, принимают решение о возможности дальнейшей эксплуатации объекта или проведении необходимых регламентных работ.
Такой стенд является наиболее близким аналогом предложенному техническому решению. Он содержит блок задания параметров тестовых воздействий и соединенный с ним вибровозбудитель пускового устройства, выполненный в виде силовозбудителя типа ВУС-500/200, к которому подключен измерительный модуль, связанный с блоком обработки и анализа данных, содержащим логические элементы и соединенным с устройством отображения, например регистратором. Для контроля усилия схода ракеты с ПУ вибровозбудитель отключают, пусковое устройство перевозят на другое рабочее место, а усилие тяги ракетного двигателя создают на этом месте путем стягивания ракеты с ПУ с заданной силой (Ищенко В.В. «Испытания установок вооружения летательных аппаратов»: Учебник - М.: Изд-во МАИ, 1999, см. стр.52, рис.4.5 и стр.57-58).
К основным недостаткам известного оборудования можно отнести его узкие возможности по анализу текущих технических параметров пускового устройства, в частности при осуществлении контроля невозможно достаточно точно и оперативно определить отклики ПУ на вибродинамические воздействия, а следовательно, их проанализировать. Практически при контроле параметров схода ракеты с пускового устройства не достигалась должная адекватность имитируемых условий реальным, а проводить их приходилось на разных вариантах оборудования в разнесенных рабочих местах. Испытания и контроль параметров ПУ при совместном воздействии вибрации и тяги двигателя исключались.
Применительно к сформулированной выше технической задаче, решаемой настоящим предложением, его техническим результатом является расширение функциональных возможностей стенда по контролю и анализу параметров текущего технического состояния авиационного пускового устройства ракет, увеличению точности и достоверности результатов контроля.
Достижение указанного технического результата при осуществлении изобретения обеспечивается тем, что в известный стенд для контроля параметров пускового устройства авиационной ракеты, содержащий блок задания условий тестирования и соединенный с ним вибровозбудитель пускового устройства, к которому подключен измерительный модуль, связанный с блоком обработки и анализа данных, соединенным с устройством отображения, дополнительно введены имитатор усилия схода, механически связанный с ракетой и датчиком силы, подключенным к измерительному модулю, а также блок ввода требуемых параметров пускового устройства, соединенный с блоком обработки и анализа данных, при этом на вибровозбудитель жестко установлена коробчатая станина, к которой с помощью типовых самолетных узлов подвешено пусковое устройство, а посредством силового кронштейна, с возможностью его отсоединения, имитатор усилия схода.
Для повышения гибкости испытаний имитатор усилия схода ракеты с пускового устройства выполнен виде силового гидравлического цилиндра.
На чертеже приведена принципиальная схема стенда.
Стенд для контроля параметров пускового устройства авиационной ракеты 1 содержит блок 2 задания условий тестирования и соединенный с ним вибровозбудитель 3 пускового устройства 4, к последнему подключен измерительный модуль 5, связанный с блоком 6 обработки и анализа данных, соединенным с устройством отображения 7. В него дополнительно введен имитатор 8 усилия схода, механически связанный с ракетой 1 и датчиком силы 9, связанным с измерительным модулем 5, а также блок 10 ввода требуемых параметров пускового устройства 4, подключенный к блоку 6 обработки и анализа данных, при этом на вибровозбудитель 3 жестко установлена коробчатая станина 11, к которой с помощью типовых самолетных узлов 12 подвешено пусковое устройство 4, а посредством силового кронштейна 13, с возможностью его отсоединения, имитатор 8 усилия схода.
Для повышения гибкости (технологичности) настройки стенда имитатор 8 усилия схода ракеты 1 с пускового устройства 4 выполнен в виде силового гидравлического цилиндра.
Стенд функционирует следующим образом. Перед началом работы по контролю параметров пускового устройства 4 авиационной ракеты 1, ее устанавливают на станине 11 с помощью типовых узлов подвески 12. При этом станина 11 жестко крепится на вибровозбудителе 3, а в зависимости от программы испытаний имитатор 8 усилия схода ракеты 1 через силовой кронштейн 13 крепится к ней.
При подготовке исходной информации для испытаний пускового устройства 4 посредством блока 2 задания условий тестирования вводят данные для работы вибровозбудителя 3 пускового устройства 4 и имитатора 8 усилия схода ракеты 1, в частности такие как амплитуда и частота вибрации или ее спектральные характеристики, временную диаграмму изменения величины усилия схода или другие, а также через блок 10 вводят требуемые параметры пускового устройства 4.
Затем производят испытания, измеряют датчиками измерительного модуля 5, а также датчиком силы 9 реальные параметры, сравнивают их в блоке 6 с требуемыми из блока 10, отображают полученные данные в устройстве 7 и принимают соответствующее решение по их результатам.
Таким образом, поставленная задача решается в полном объеме и эффективно.
Claims (2)
1. Стенд для контроля параметров пускового устройства авиационной ракеты, содержащий блок задания условий тестирования, соединенный с ним вибровозбудитель пускового устройства, к которому подключен измерительный модуль, связанный с блоком обработки и анализа реальных данных и сравнения их с заданными данными, соединенным с устройством отображения полученных в блоке обработки данных, отличающийся тем, что он снабжен имитатором усилия схода ракеты с пускового устройства, механически связанным с ракетой, датчиком силы, подключенным к измерительному модулю и блоком ввода заданных параметров пускового устройства, соединенным с блоком обработки и анализа данных, при этом на вибровозбудитель пускового устройства жестко установлена коробчатая станина, на которой посредством типовых самолетных узлов подвески подвешено пусковое устройство и посредством силового кронштейна закреплен имитатор усилия схода ракеты, выполненный с возможностью его отсоединения.
2. Стенд по п.1, отличающийся тем, что имитатор усилия схода ракеты с пускового устройства выполнен в виде силового гидравлического цилиндра.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008106833/02A RU2365851C1 (ru) | 2008-02-26 | 2008-02-26 | Стенд для контроля параметров пускового устройства авиационной ракеты |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2008106833/02A RU2365851C1 (ru) | 2008-02-26 | 2008-02-26 | Стенд для контроля параметров пускового устройства авиационной ракеты |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2365851C1 true RU2365851C1 (ru) | 2009-08-27 |
Family
ID=41149932
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008106833/02A RU2365851C1 (ru) | 2008-02-26 | 2008-02-26 | Стенд для контроля параметров пускового устройства авиационной ракеты |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2365851C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2511217C1 (ru) * | 2012-10-17 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" | Стенд для контроля параметров схода авиационной ракеты |
RU2519596C1 (ru) * | 2012-11-21 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" | Стенд для многократной имитации пуска авиационной ракеты |
CN104048562A (zh) * | 2013-09-30 | 2014-09-17 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种全弹垂直振动试验防护装置 |
CN110826020A (zh) * | 2019-10-21 | 2020-02-21 | 西安航天动力研究所 | 一种液体火箭发动机热试车数据快速分析方法和系统 |
RU2775956C1 (ru) * | 2021-09-27 | 2022-07-12 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Стенд для имитации пуска авиационной ракеты |
-
2008
- 2008-02-26 RU RU2008106833/02A patent/RU2365851C1/ru active IP Right Revival
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ИЩЕНКО В.В. Испытания установок вооружения летательных аппаратов. Учебник. - М.: МАИ, 1999, с.52, 57, 58. * |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2511217C1 (ru) * | 2012-10-17 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" | Стенд для контроля параметров схода авиационной ракеты |
RU2519596C1 (ru) * | 2012-11-21 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" | Стенд для многократной имитации пуска авиационной ракеты |
CN104048562A (zh) * | 2013-09-30 | 2014-09-17 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种全弹垂直振动试验防护装置 |
CN104048562B (zh) * | 2013-09-30 | 2016-01-20 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种全弹垂直振动试验防护装置 |
CN110826020A (zh) * | 2019-10-21 | 2020-02-21 | 西安航天动力研究所 | 一种液体火箭发动机热试车数据快速分析方法和系统 |
CN110826020B (zh) * | 2019-10-21 | 2023-06-23 | 西安航天动力研究所 | 一种液体火箭发动机热试车数据快速分析方法和系统 |
RU2775956C1 (ru) * | 2021-09-27 | 2022-07-12 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Стенд для имитации пуска авиационной ракеты |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107121254B (zh) | 一种大型导弹挂机振动试验设备及方法 | |
CN106428617A (zh) | 用于运载工具管理和监测的集成系统和方法 | |
RU2365851C1 (ru) | Стенд для контроля параметров пускового устройства авиационной ракеты | |
US10900864B2 (en) | Method and system for accelerated fatigue damage testing of an object | |
CN112179595B (zh) | 一种直升机机身整流罩振动疲劳试验验证方法 | |
CN103983412A (zh) | 用于振动有限元模型修正航空电子设备工作模态测量方法 | |
KR101837406B1 (ko) | 유도탄의 비행환경 모사시험 장치 및 그 모사시험 방법 | |
CN112762779B (zh) | 一种基于杠杆加载的制导炸弹静力试验装置及方法 | |
CN112525460A (zh) | 一种基于多轴摇摆与振动复合试验平台的试验方法 | |
CN112881756B (zh) | 三向冲击加速度传感器安装方式有效性检验系统及方法 | |
US20160362196A1 (en) | Freeplay Measurement Device | |
US8224503B2 (en) | Method of inspecting the integrity of an avionics system, and an inspection device for implementing said method | |
KR20150100050A (ko) | 휴대형 장거리 발사체계 점검장치 | |
CN110926527A (zh) | 一种通用传感器测试设备 | |
RU2316747C1 (ru) | Система диагностирования технического состояния средств подвески авиационного оборудования | |
RU31006U1 (ru) | Система диагностирования пусковых устройств авиационных ракет | |
CN106153284B (zh) | 整舱级爆炸冲击试验加载与谱型控制一体化装置 | |
Dejun et al. | Design of portable universal tester for aircraft pylon and launcher based on IPC | |
RU44177U1 (ru) | Испытательный комплекс для определения параметров движения авиационных грузов при катапультировании | |
Kressel et al. | Optimal location of a fiber-optic-based sensing net for SHM applications using a digital twin | |
CN116429362B (zh) | 一种用于发动机管路结构的疲劳试验方法 | |
Kang et al. | Testing using combined environments to reduce payload mass, cost and mission risk | |
McConnell et al. | Vibration Testing-Theory and Practice | |
RU2440607C1 (ru) | Устройство имитации аппаратуры носителя для контроля информационного обмена с ракетой | |
RU44103U1 (ru) | Система диагностирования вибродинамического состояния авиационного оборудования |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150227 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20170920 |