一种导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法及试验装置的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法及试验装置，方法包括以下步骤：S1：制作试件加载部件；S2：试件加载；S3：加速蠕变试验；S4：拍摄记录；S5：数据分析。装置包括试件加载部件、试验箱和拍摄组件，试件加载部件置于试验箱内，拍摄组件位于试验箱外并对试验箱内试件加载部件上的尾翼弹簧试件定期拍摄。该试验方法及试验装置具有操作便捷、测试可靠、可为尾翼弹簧的更换使用提供技术支持和判断依据、结构简单紧凑、性能稳定的优点。
【专利说明】
一种导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法及试验装置
技术领域
[0001]本发明主要涉及扭转弹簧的蠕变试验技术，尤其涉及一种导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法及试验装置。
【背景技术】
[0002]尾翼弹簧是导弹结构上的重要零件，安装后处于压缩状态，靠回弹力紧紧顶住销钉，该销钉用于固定尾翼接头。因此，尾翼弹簧起防止销钉滑出避免导弹尾翼脱落的作用，故又叫“止脱弹簧”。由于导弹在长期贮存条件下，尾翼弹簧一直处于受压工作状态。随着贮存时间的增加，尾翼弹簧会发生蠕变，当蠕变量达到某临界值时，尾翼弹簧便会失效，如把失效的弹簧仍安装使用会导致尾翼脱落，甚至造成导弹发射任务失败。因此为避免由尾翼弹簧失效引起导弹发射任务的失败，需预估尾翼弹簧的使用寿命，并对其进行定期更换。这既能保证导弹武器装备的效能，又能避免过早更换带来的不必要浪费。
[0003]尾翼弹簧属于扭转弹簧，使用时由于从外形上无法判断扭力是否满足要求，也没有便捷、有效的测量仪器测出扭力的大小，因此，无法直接给出其贮存寿命。目前使用者全凭经验判断尾翼弹簧能否继续使用和对其进行定期更换，这包含很大程度的不确定性，容易造成误判。由于该类尾翼弹簧的主要失效模式为蠕变，因此，迫切需要一种便捷可靠的方法来判断尾翼弹簧是否失效或贮存多久需要更换。
【发明内容】
[0004]本发明要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种操作便捷、测试可靠、可为尾翼弹簧的更换使用提供技术支持和判断依据、结构简单紧凑、性能稳定的导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法及试验装置。
[0005]为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案:
一种导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法，包括以下步骤:
S1:制作试件加载部件:根据尾翼弹簧的形状、尺寸及工作受力状态设计能模拟尾翼弹簧工况状态的加载部件；
S2:试件加载:将尾翼弹簧试件安装在加载部件内；
S3:加速蠕变试验:将安装尾翼弹簧试件的加载部件放置在试验箱内进行高温加速蠕变试验；
54:拍摄记录:定期拍摄尾翼弹簧试件测点随时间的位置变化并记录；
55:数据分析:将记录的测点位置变化转化为尾翼弹簧试件的变形，将试验周期内的变形汇总得到尾翼弹簧试件的蠕变情况，进而建立试件变形与载荷、时间、温度的数学模型，由数学模型外推预测尾翼弹簧试件的使用寿命。
[0006]作为上述方法技术方案的进一步改进:
在步骤SI中，加载部件的材质使用金属或玻璃，保证加载部件的刚度大且在200°C内不会发生明显变形。
[0007]在步骤S3中，试验箱选用恒温恒湿试验箱，其温度范围一般设置在50°C-180°C之间。
[0008]在步骤S4中，用高分辨率相机对尾翼弹簧试件定期拍摄。
[0009]—种导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置，包括试件加载部件、试验箱和拍摄组件，所述试件加载部件置于所述试验箱内，所述拍摄组件位于试验箱外并对试验箱内试件加载部件上的尾翼弹簧试件定期拍摄。
[0010]作为上述装置技术方案的进一步改进:
所述试件加载部件包括用于安装尾翼弹簧的固定座和挂设在尾翼弹簧上的施力件，所述固定座上装设有用于反映尾翼弹簧位置变化的参照件。
[0011]所述固定座包括立板和安装在立板底部的底板，所述参照件和尾翼弹簧均安装在所述立板上、且参照件位于尾翼弹簧的自由端背侧，所述施力件挂设在尾翼弹簧的自由端上。
[0012]所述立板上设有两颗分别用于固定尾翼弹簧中间圈和固定端的定位螺栓。
[0013]所述参照件包括网格板、夹板和紧定螺栓，所述网格板位于尾翼弹簧自由端背侧并设置在夹板与立板之间，夹板通过紧定螺栓与立板连接并夹紧所述网格板。
[0014]所述施力件包括挂接件、钢丝和砝码，所述挂接件挂设在尾翼弹簧自由端上，所述钢丝顶端与挂接件连接，钢丝底端与砝码连接。
[0015]与现有技术相比，本发明的优点在于:
1、本发明的导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法，能准确地模拟尾翼弹簧的工作状态，通过在试验箱内进行高温加速蠕变试验能得到尾翼弹簧有效的蠕变试验数据，通过数据分析可建立试件变形与载荷、时间、温度的数学模型，从而外推预测尾翼弹簧试件的使用寿命，其操作非常便捷、测试可靠；同时解决了常规方法无法测量尾翼弹簧蠕变状况的问题，为尾翼弹簧的更换使用提供了技术支持和判断依据。
[0016]2、本发明的导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置，整个试验装置的结构简单紧凑，性能稳定，可置于各种温湿环境，并且操作便捷可靠，容易得有效试验数据。
【附图说明】
[0017]图1是本发明导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法的流程图。
[0018]图2是本发明导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置的结构示意图。
[0019]图3是本发明导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置中试件加载部件的主视结构示意图。
[0020]图4是本发明导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置中试件加载部件的俯视结构示意图。
[0021]图5是本发明导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置中试件加载部件的侧视放大结构示意图。
[0022]图6是本发明导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置中施力件局部结构示意图。
[0023]图中各标号表示:
1、试件加载部件;11、固定座；111、立板;1111、定位螺栓;112、底板;12、施力件;121、挂接件；122、钢丝；123、砝码；13、参照件；131、网格板;132、夹板;133、紧定螺栓;2、试验箱;3、拍摄组件。
【具体实施方式】
[0024]以下将结合说明书附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。
[0025]如图1所示，本发明导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法的实施例，该试验方法包括以下步骤:
S1:制作试件加载部件:根据尾翼弹簧的形状、尺寸及工作受力状态设计能模拟尾翼弹簧工况状态的加载部件；
S2:试件加载:将尾翼弹簧试件安装在加载部件内；
S3:加速蠕变试验:将安装尾翼弹簧试件的加载部件放置在试验箱内进行高温加速蠕变试验；
54:拍摄记录:定期拍摄尾翼弹簧试件测点随时间的位置变化并记录；
55:数据分析:将记录的测点位置变化转化为尾翼弹簧试件的变形，将试验周期内的变形汇总得到尾翼弹簧试件的蠕变情况，进而建立试件变形与载荷、时间、温度的数学模型，由数学模型外推预测尾翼弹簧试件的使用寿命。
[0026]采用该方法能准确地模拟尾翼弹簧的工作状态，通过在试验箱内进行高温加速蠕变试验能得到尾翼弹簧有效的蠕变试验数据，通过数据分析可建立试件变形与载荷、时间、温度的数学模型，从而外推预测尾翼弹簧试件的使用寿命，其操作非常便捷可靠；同时解决了常规方法无法测量尾翼弹簧蠕变状况的问题，为尾翼弹簧的更换使用提供了技术支持和判断依据。
[0027]本实施例中，在步骤SI中，加载部件的材质使用金属或玻璃，保证加载部件的刚度大且在200 °C内不会发生明显变形。这样设置可保证试验过程中加载部件不会产生变形，进一步保证试验数据的精确性和可靠性。
[0028]本实施例中，在步骤S3中，试验箱选用恒温恒湿试验箱，其温度范围一般设置在50°C-180°C之间。恒温恒湿试验箱选用当前设备市场的主流产品即可，应具备温度、湿度控制功能，且能长时间运行，以满足不同的试验环境条件需求，可实现不同温湿度条件下的高温加速蠕变试验。
[0029]本实施例中，在步骤S4中，用高分辨率相机对尾翼弹簧试件定期拍摄。根据试验方案，定期用高分辨率相机拍摄，记录尾翼弹簧随时间的变形情况。拍摄时打开恒温恒湿试验箱门，选择拍摄区域，快速拍摄后关上箱门继续高温加速蠕变试验;高分辨率相机选用当前数码设备市场的主流产品，分辨率不低于1600 X 1200，镜头焦距80-200mm或用焦距100-135mm的低倍放大摄影镜头，有辅助光源。
[0030]图2至图6示出了本发明导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置的一种实施例，该试验装置包括试件加载部件1、试验箱2和拍摄组件3，试件加载部件I置于试验箱2内，拍摄组件3位于试验箱2外并对试验箱2内试件加载部件I上的尾翼弹簧试件定期拍摄。使用时，先将尾翼弹簧安装在加载部件I内，再将加载部件I放置在试验箱2进行高温加速蠕变试验，然后定期用拍摄组件3(高分辨率相机)对尾翼弹簧试件定期拍摄记录尾翼弹簧随时间的变形情况，最后将照片记录的测点位置变化转换成尾翼弹簧的变形，把试验周期内的数据汇总、分析处理，得到尾翼弹簧的蠕变情况，进而结合Arrhenius方程建立变形与载荷、时间、温度、变形的数学模型(一般选用对数模型)，由模型外推预测不同使用条件下尾翼弹簧的寿命。整个试验装置的结构简单紧凑，性能稳定，可置于各种温湿环境，并且操作、测试可靠，容易得有效试验数据。
[0031]本实施例中，试件加载部件I包括用于安装尾翼弹簧的固定座11和挂设在尾翼弹簧上的施力件12，固定座11上装设有用于反映尾翼弹簧位置变化的参照件13。该结构中，施力件12对尾翼弹簧施力，尾翼弹簧随时间会产生变形，而这种变形带来的位置变化能通过参照件13即时反映，拍摄组件3再定期拍摄记录，其设计非常巧妙。
[0032]本实施例中，固定座11包括立板111和安装在立板111底部的底板112，参照件13和尾翼弹簧均安装在立板111上、且参照件13位于尾翼弹簧的自由端背侧，施力件12挂设在尾翼弹簧的自由端上。该结构中，立板111与底板112通过沉头螺栓连接形成倒T形结构，底板112与试验箱2直接接触，保证了固定座11放置在试验箱2后的稳定性;立板111主要用于安装尾翼弹簧和参照件13，其结构简单可靠。
[0033]本实施例中，立板111上设有两颗分别用于固定尾翼弹簧中间圈和固定端的定位螺栓1111。该结构中，两颗定位螺栓1111呈一定角度错开布置(根据尾翼弹簧具体形状和尺寸设计错开角度和长度)，保证了尾翼弹簧安装的稳定性。
[0034]本实施例中，参照件13包括网格板131、夹板132和紧定螺栓133，网格板131位于尾翼弹簧自由端背侧并设置在夹板132与立板111之间，夹板132通过紧定螺栓133与立板111连接并夹紧网格板131。该结构中，夹板132和紧定螺栓133用于固定网格板131，高分辨率相机与精密网格板131的组合，可记录尾翼弹簧测点位置随时间的细微变化，进一步提高了试验的精确性。
[0035]本实施例中，施力件12包括挂接件121、钢丝122和砝码123，挂接件121挂设在尾翼弹簧自由端上，钢丝122顶端与挂接件121连接，钢丝122底端与砝码123连接。该结构中，挂接件121套于尾翼弹簧自由端上形成挂接关系，再通过钢丝122与砝码123连接，从而对尾翼弹簧自由端形成施力，其结构简单、易于实现。
[0036]虽然本发明已以较佳实施例揭示如上，然而并非用以限定本发明。任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围的情况下，都可利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均应落在本发明技术方案保护的范围内。
【主权项】
1.一种导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法，其特征在于:包括以下步骤: S1:制作试件加载部件:根据尾翼弹簧的形状、尺寸及工作受力状态设计能模拟尾翼弹簧工况状态的加载部件； 52:试件加载:将尾翼弹簧试件安装在加载部件内； 53:加速蠕变试验:将安装尾翼弹簧试件的加载部件放置在试验箱内进行高温加速蠕变试验； 54:拍摄记录:定期拍摄尾翼弹簧试件测点随时间的位置变化并记录； 55:数据分析:将记录的测点位置变化转化为尾翼弹簧试件的变形，将试验周期内的变形汇总得到尾翼弹簧试件的蠕变情况，进而建立试件变形与载荷、时间、温度的数学模型，由数学模型外推预测尾翼弹簧试件的使用寿命。2.根据权利要求1所述的导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法，其特征在于:在步骤SI中，加载部件的材质使用金属或玻璃，保证加载部件的刚度大且在200°C内不会发生明显变形。3.根据权利要求2所述的导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法，其特征在于:在步骤S3中，试验箱选用恒温恒湿试验箱，其温度范围一般设置在50°C-180°C之间。4.根据权利要求3所述的导弹尾翼弹簧加速蠕变试验方法，其特征在于:在步骤S4中，用高分辨率相机对尾翼弹簧试件定期拍摄。5.一种导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置，其特征在于:包括试件加载部件(I)、试验箱(2)和拍摄组件(3)，所述试件加载部件(I)置于所述试验箱(2)内，所述拍摄组件(3)位于试验箱(2)外并对试验箱(2)内试件加载部件(I)上的尾翼弹簧试件定期拍摄。6.根据权利要求5所述的导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置，其特征在于:所述试件加载部件(I)包括用于安装尾翼弹簧的固定座(11)和挂设在尾翼弹簧上的施力件(12)，所述固定座(11)上装设有用于反映尾翼弹簧位置变化的参照件(13)。7.根据权利要求6所述的导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置，其特征在于:所述固定座(11)包括立板(111)和安装在立板(111)底部的底板(112)，所述参照件(13)和尾翼弹簧均安装在所述立板(111)上、且参照件(13)位于尾翼弹簧的自由端背侧，所述施力件(12)挂设在尾翼弹簧的自由端上。8.根据权利要求7所述的导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置，其特征在于:所述立板(111)上设有两颗分别用于固定尾翼弹簧中间圈和固定端的定位螺栓(1111)。9.根据权利要求8所述的导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置，其特征在于:所述参照件(13)包括网格板(131)、夹板(132)和紧定螺栓(133)，所述网格板(131)位于尾翼弹簧自由端背侧并设置在夹板(132)与立板(111)之间，夹板(132)通过紧定螺栓(133)与立板(111)连接并夹紧所述网格板(131)。10.根据权利要求9所述的导弹尾翼弹簧加速蠕变试验装置，其特征在于:所述施力件(12)包括挂接件(121)、钢丝(122)和砝码(123)，所述挂接件(121)挂设在尾翼弹簧自由端上，所述钢丝(122)顶端与挂接件(121)连接，钢丝(122)底端与砝码(123)连接。
【文档编号】G01N3/28GK106092776SQ201610366793
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年5月30日
【发明人】申志彬, 孔繁杰, 李奕飞, 崔辉如, 周仕明, 宋先村
【申请人】中国人民解放军国防科学技术大学