专利名称：一种用于舵偏角测试装置的校准装置的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及一种用于舵偏角测试装置的校准装置。
背景技术：
现有带有舵翼的飞行器包括飞行器本体如导弹，所述的飞行器本体外周具有凸弧面，为保证飞行器在飞行过程中的平稳以及可以随时调整飞行器的水平飞行角度和竖直飞行高度，所述凸弧面的外周均布有分别用于控制飞行器本体水平飞行角度和竖直飞行高度的四个调节舵翼，所述的四个调节舵翼分为两组，所述的每组调节舵翼的舵翼面均处于同一平面内。所述的飞行器本体内还转动装配有分别用于控制对应每组调节舵翼同步旋转的舵轴。在飞行器试飞前，需要通过舵偏角测试装置对所述舵轴的旋转角度参数进行分别测试，所述的舵偏角测试装置包括定位机构和锁紧机构，测试时首先用定位机构对待测飞行器本体进行定位，然后通过锁紧机构对所述飞行器本体对应的调节舵翼进行锁紧并测试，舵偏角测试装置的精准度决定了舵轴旋转角度参数的准确性，因此需要经常对舵偏角测试装置进行校准，现有技术中还缺少对舵偏角测试装置进行校准的校准装置。
发明内容本实用新型的目的在于提供一种用于舵偏角测试装置的校准装置，以对舵偏角测试装置的精准度进行校准。为了解决上述问题，本实用新型的技术方案为一种用于舵偏角测试装置的校准装置，包括校准本体，所述的校准本体的外周面上具有用于模拟飞行器外周凸弧面的凸弧面工作段，所述凸弧面工作段上设有至少一个旋转轴线沿所述校准本体的径向延伸且用于模拟飞行器舵轴的模拟舵轴，所述的校准装置还包括用于向所述模拟舵轴中的至少一个施加扭矩并使其旋转准确角度的加载机构。所述的模拟舵轴有四个且所述的四个模拟舵轴均勻分布于所述凸弧面工作段的外周，所述的四个模拟舵轴包括两两轴向一致的两组模拟舵轴。所述的校准装置还包括分别止旋装配于其中一组模拟舵轴上的两个模拟舵翼，所述的两个模拟舵翼的旋转轴线延伸方向一致，所述的两个模拟舵翼之间固连设有用于实现其两者同步旋转的柱形旋杆，所述的柱形旋杆的两端贯穿所述校准本体并分别具有用于对应模拟舵翼止旋固连且凸出于所述校准本体的凸起安装端，所述的凸起安装端即为所述的相应的两个模拟舵轴。所述的校准本体为中空的圆筒。所述的校准装置还包括在对舵偏角测试装置进行校准时用于支撑所述校准本体的支撑座。所述的加载机构包括固连止旋装配于对应模拟舵轴上的连接板，所述连接板的长度延伸方向与所述校准本体的长度延伸方向一致，所述的连接板具有与所述对应模拟舵轴的旋转轴线相垂直的下底面，所述的连接板的下底面上远离所述对应柱形旋杆的一端设有中心线方向与所述柱形旋杆的旋转轴线方向一致的定位柱，所述的校准本体上于所述连接板下方的对应位置处设有刻度板，所述的刻度板具有与所述连接板的下底面相平行的上底面，所述的刻度板的上底面上于所述定位柱的对应位置处开设有至少两个用于所述定位柱吻合插配并控制所述连接板旋转角度的定位孔。本实用新型的有益效果为校准时，首先用待校准的舵偏角测试装置的定位机构将校准本体的凸弧面工作段进行定位，通过加载机构对模拟舵轴输入准确的旋转角度，从而完成对舵偏角测试装置精准度的校准。
图1是本实用新型实施例的结构示意图；图2是图1的立体图；图3是图1的使用状态图；图4是图3中舵偏角测试装置的结构示意图；图5是图4中定位机构的结构示意图；图6是图5的立体图；图7是图4中锁紧机构的结构示意图。
具体实施方式
实施例如图广7所示现有的舵偏角测试装置，包括用于飞行器定位的定位机构 1，所述的定位机构1具有与待测飞行器外周面配合而对飞行器定位的定位凹弧面3(或孔)， 所述的定位机构1包括定位块2，所述的定位块2上还设有供待测飞行器的舵轴吻合嵌入装配的限位槽4，所述限位槽4的槽壁面具有在测量时用于与待测飞行器舵轴的旋转轴线同轴对应设置的瓦形圆柱面，所述的测试装置还包括支撑座8，所述的支撑座8上设有至少一个用于对舵轴旋转角度进行测试的测试段9，所述的每个测试段9均设有用于对应调节舵翼进行锁紧的锁紧机构10，所述的锁紧机构10包括用于与相应调节舵翼夹持止旋配合的至少一对夹具体和角度输出轴11，所述的每个角度输出轴11与相应的夹具体之间设有用于将相应夹具体的旋转角度实时输出到角度输出轴11的传动机构，所述角度输出轴11的轴线与所述限位槽4的瓦形圆柱面的轴线同轴对应设置。所述的定位凹弧面3 (或孔)也设置于所述的定位块2上。所述的限位槽4有两个且分别设置于所述定位凹弧面3 (或孔)的两侧，所述的两个限位槽4用于飞行器相邻的两个舵轴吻合嵌入装配。所述的支撑座8为C形支撑座，所述的测试段9有三个且均布于所述的C形支撑座8上。所述支撑座8的外周面设有用于其固定安装的支撑座安装平面12，所述支撑座8 的内周面上于所述支撑座安装平面12的对应位置处设有用于定位机构1固定安装的定位机构安装平面21。所述的定位机构1通过螺钉设置于所述的定位机构安装平面上21，所述的测试装置还包括用于定位块2安装的定位座5，所述的定位块2的中部转动装配于所述的定位座5上，具体的讲，所述的定位座5上间隔并列设置有两个连接耳7，所述的定位块2 转动装配于所述两个连接耳7之间。所述的定位凹弧面3设置于所述定位块的一端，所述定位块2远离定位凹弧面的一端与所述的定位座5之间设有定位块螺栓、螺母锁紧机构6。所述的每个测试段9均设有编码器13 (或角度传感器)，所述的传动机构包括中心线与相应舵轴的旋转轴线相垂直的侧滑轴16，所述的夹具体包括两片对设且用于夹持相应调节舵翼从而与相应调节舵翼止旋固连的上夹板14和下夹板15，所述的上、下夹板之间设有用于调节其两者之间间隙的夹板螺栓、螺母锁紧机构17，所述的上、下夹板均为L形夹板且滑动装配于所述的侧滑轴16上并能通过所述的夹板螺栓、螺母锁紧机构17进行锁紧。 所述的上、下夹板均为L形夹板，所述的夹板螺栓、螺母锁紧机构17中的螺母为蝶形螺母， 所述的上、下夹板的对应位置处均设有用于夹板螺栓、蝶形螺母进行装配的连接耳。所述的角度输出轴11固连止旋装配于所述侧滑轴16上。所述的上、下夹板与所述侧滑轴16的滑动配合处分别设有上夹板套筒22和下夹板套筒23，所述上、下夹板套筒内均开设有用于所述侧滑轴16穿设的通孔，上、下夹板通过夹板螺栓、螺母锁紧机构17对相应调节舵翼进行锁紧后，上、下套筒同时也通过夹板螺栓、螺母锁紧机构17对侧滑轴16产生预紧力并锁紧， 此时上、下套筒便与所述侧滑轴16固连，从而实现上、下夹板的旋转角度由侧滑轴16实时输出，最终实现相应舵轴的旋转角度由角度输出轴11实时输出。所述的侧滑轴16远离角度输出轴11的一端设有用于所述上、下夹板沿侧滑轴16的轴向移动限位的限位块M。所述的角度输出轴11远离所述侧滑轴16的一端设有用于插入对应编码器13并将对应调节舵翼的旋转角度实时输出到对应编码器13的输出端，所述的输出段与所述的侧滑轴16之间通过一段方形杆过渡连接，所述输出端的外周面上开始有长度方向沿所述角度输出轴11 的轴向延伸的配合槽24。所述的校准装置包括校准本体25，所述的校准本体25的外周面上具有用于模拟飞行器外周凸弧面的凸弧面工作段26，所述凸弧面工作段沈上设有至少一个旋转轴线沿所述校准本体的径向延伸且用于模拟飞行器舵轴的模拟舵轴27，所述的校准装置还包括用于向所述模拟舵轴27施加扭矩并使所述模拟舵轴27旋转准确角度的加载机构。进一步的，所述的模拟舵轴27有四个且所述的四个模拟舵轴均勻分布于所述凸弧面工作段26的外周，所述的四个模拟舵轴27包括两两轴向一致的两组模拟舵轴。进一步的，所述的校准装置还包括分别止旋装配于其中一组模拟舵轴上的两个模拟舵翼观，所述的两个模拟舵翼观的旋转轴线延伸方向一致，所述的两个模拟舵翼观之间固连设有用于实现其两者同步旋转的柱形旋杆四，所述的柱形旋杆四的两端贯穿所述校准本体25并分别具有用于对应模拟舵翼观止旋固连且凸出于所述校准本体25的凸起安装端，所述的凸起安装端即为所述的相应的两个模拟舵轴27。进一步的，所述的加载机构包括固连止旋装配于对应模拟舵轴27上的连接板30， 所述连接板30的长度延伸方向与所述校准本体25的长度延伸方向一致，所述的连接板30 具有与所述对应模拟舵轴27的旋转轴线相垂直的下底面，所述的连接板30的下底面上远离所述对应柱形旋杆四的一端设有中心线方向与所述柱形旋杆四的旋转轴线方向一致的定位柱(图中未标出)，所述的校准本体25上于所述连接板30下方的对应位置处设有刻度板31，所述的刻度板31具有与所述连接板30的下底面相平行的上底面32，所述的刻度板 31的上底面32上于所述定位柱的对应位置处开设有至少两个用于所述定位柱吻合插配并控制所述连接板旋转角度的定位孔33。进一步的，所述的校准本体25为中空的圆筒。所述的定位孔33有七个，且由左至右依次能使对应的模拟舵轴27旋转准确的-30°、-20° ,-IO0、0°、10°、20°和30°。所述的校准装置还包括在对舵偏角测试装置进行校准时用于支撑所述校准本体 25的支撑座34。所述支撑座包括一组对设的瓦片板35构成，所述的两片瓦片板35通过螺栓、螺母机构36对校准本体25进行沿竖直方向的挡止限位。使用时，将校准本体25的凸弧面工作段沈放置于所述的定位机构1上，通过所述模拟舵轴27和柱形旋杆四的凸起安装端与定位机构1的两个限位槽4止推配合从而使校准本体25定位，然后通过对应两个测试段9的锁紧机构10分别锁紧对应的模拟舵翼观。 当定位柱置于中间那个定位孔33时，代表模拟舵翼观的旋转角度为0° ；当定位柱分别置于其它的定位孔33时，代表模拟舵翼观的旋转角度分别其它角度，看对应测试段9的编码器13输出角度是否与刻度板31上所显示的一致，从而对测试装置进行校准。对这两个测试段9进行校准后，将校准本体25旋转90°再用上述步骤对另外一个测试段9进行校准。在本实用新型的其它实施例中所述的模拟舵轴27 (或模拟舵翼28)还可以只有一个，在此种情形下要进行三次校准，当然所述的模拟舵翼观也可以有三个，在此种情形下只需进行一次校准即可；所述的定位孔33的个数还可以是九个、十个或多个，以便对测试装置进行更精准的校准；当然所述的加载机构还可以是于述校准本体25与所述柱形旋杆四的转动装配处所刻录的角度刻度，然后在所述的柱形旋杆四的对应位置处设有用于指示旋转角度的指针，可以用人工(或气、液缸)对柱形旋杆四施加扭矩使柱形旋杆四旋转。
权利要求1.一种用于舵偏角测试装置的校准装置，其特征在于包括校准本体，所述的校准本体的外周面上具有用于模拟飞行器外周凸弧面的凸弧面工作段，所述凸弧面工作段上设有至少一个旋转轴线沿所述校准本体的径向延伸且用于模拟飞行器舵轴的模拟舵轴，所述的校准装置还包括用于向所述模拟舵轴中的至少一个施加扭矩并使其旋转准确角度的加载机构。
2.根据权利要求1所述的校准装置，其特征在于所述的模拟舵轴有四个且所述的四个模拟舵轴均勻分布于所述凸弧面工作段的外周，所述的四个模拟舵轴包括两两轴向一致的两组模拟舵轴。
3.根据权利要求2所述的校准装置，其特征在于所述的校准装置还包括分别止旋装配于其中一组模拟舵轴上的两个模拟舵翼，所述的两个模拟舵翼的旋转轴线延伸方向一致，所述的两个模拟舵翼之间固连设有用于实现其两者同步旋转的柱形旋杆，所述的柱形旋杆的两端贯穿所述校准本体并分别具有用于对应模拟舵翼止旋固连且凸出于所述校准本体的凸起安装端，所述的凸起安装端即为所述的相应的两个模拟舵轴。
4.根据权利要求1所述的校准装置，其特征在于所述的校准本体为中空的圆筒。
5.根据权利要求1所述的校准装置，其特征在于所述的校准装置还包括在对舵偏角测试装置进行校准时用于支撑所述校准本体的支撑座。
6.根据权利要求1-5中任意一项所述的校准装置，其特征在于所述的加载机构包括固连止旋装配于对应模拟舵轴上的连接板，所述连接板的长度延伸方向与所述校准本体的长度延伸方向一致，所述的连接板具有与所述对应模拟舵轴的旋转轴线相垂直的下底面， 所述的连接板的下底面上远离所述对应柱形旋杆的一端设有中心线方向与所述柱形旋杆的旋转轴线方向一致的定位柱，所述的校准本体上于所述连接板下方的对应位置处设有刻度板，所述的刻度板具有与所述连接板的下底面相平行的上底面，所述的刻度板的上底面上于所述定位柱的对应位置处开设有至少两个用于所述定位柱吻合插配并控制所述连接板旋转角度的定位孔。
专利摘要本实用新型涉及一种用于舵偏角测试装置的校准装置，包括校准本体，所述的校准本体的外周面上具有用于模拟飞行器外周凸弧面的凸弧面工作段，所述凸弧面工作段上设有至少一个旋转轴线沿所述校准本体的径向延伸且用于模拟飞行器舵轴的模拟舵轴，所述的校准装置还包括用于向所述模拟舵轴中的至少一个施加扭矩并使其旋转准确角度的加载机构。本实用新型提供了一种用于对舵偏角测试装置的精准度进行校准的校准装置。
文档编号G01B5/24GK202166397SQ20112024036
公开日2012年3月14日 申请日期2011年7月8日 优先权日2011年7月8日
发明者刘中新 申请人:凯迈(洛阳)测控有限公司