一种稳定装置飞行状态灵活性检测装置的制作方法

本发明涉及一种稳定装置飞行状态灵活性检测装置，属于民用火箭弹领域。

背景技术：
为了提高对民用火箭弹俯仰、滚转和偏航进行精确控制，通常要求弹体在弹道飞行的过程中不发生旋转，这就要求全弹稳定装置在提供弹体稳定飞行所需的稳定力矩时能够相对于弹体自由旋转，为此，在工程实践应用时，一般采用在发动机喷管上安装轴承组再把稳定装置安装在轴承组上的技术方案来实现解旋稳定装置和弹体的目的。目前，在上述解旋方案工程应用领域，还缺少一种通用的能够比较真实反映在实际的弹道飞行过程中稳定装置相对于弹体转动灵活性的模拟和检测装置。

技术实现要素：
本发明的目的是为了解决现有技术无法测试在飞行过程中稳定装置相对于弹体转动的灵活性，提出一种可旋转稳定装置转动灵活性检测装置。本发明的目的是通过以下技术方案实现的：本发明的一种稳定装置飞行状态灵活性检测装置，包括固定在底座上表面的弹尾支架、轴向力加载装置、径向力加载装置和力矩测试件；弹尾支架为左右分布的两组上下开合的夹紧件，夹紧件的内腔与稳定装置的外形相匹配；轴向力加载装置包括轴向支座、顶盘、内筒、外筒、轴向加载杆；顶盘包括左端的圆形支撑盘和右端与圆形支撑盘垂直固定的连接杆，圆形支撑盘左端外沿向左延伸出环形压台，该环形压台的外形与弹尾喷管右端端面外形相匹配；内筒和外筒均为左端开口的圆筒形结构，且外筒的内径与内筒的外径相匹配，内筒的右端端面轴向开有螺纹孔，外筒的右端端面开有轴连接孔；顶盘右端的连接杆插入内筒的左端内腔并固定，外筒套接在内筒外使二者滚动连接；轴向加载杆的左端穿过外筒右端端面的轴连接孔、与内筒右端端面螺纹连接，轴向加载杆与外筒右端端面的轴连接孔处轴承连接，轴向加载杆的右端固定手柄；外筒的下端通过轴向支座固定的底座上表面弹尾支架的右端；径向力加载装置包括径向支座、滑板、滚轮、轴承座、径向加载杆；滑板通过前后延伸的导轨滑动连接在径向支座的上表面，滑板前端的两侧分别向前延伸出一个连接支耳，每个连接支耳分别通过转轴连接滚轮，两个滚轮之间的距离与弹尾喷管两端连接台外沿间距相匹配；滑板的后端端面水平开有连接螺孔；径向支座上表面的后端固定轴承座，径向加载杆的前端与滑板的后端端面螺纹连接，径向加载杆的后端与轴承座轴承连接，径向加载杆的后端固定手柄；力矩测试件的右端加工有与弹尾喷管左端带外螺纹连接台相匹配的内螺纹连接环，力矩测试件的左端延伸出带扳手孔的连接杆，力矩测试件右端的内螺纹连接环螺纹连接在弹尾喷管左端。待测弹尾通过弹尾支架的夹紧固定，旋转与轴向加载杆固定的手柄，使内筒推动顶盘向弹尾喷管右端端面加载轴向力；旋转与径向加载杆固定的手柄，使滑板前端的滚轮向弹尾喷管两端连接台加载径向力；模拟实际飞行状态；此时，通过力矩扳手转动力矩测试件测量在预定轴向和径向载荷作用下喷管转动起始力矩和喷管转动起来后维持其匀速转动所需力矩的大小，根据测量结果评判自解旋稳定装置转动灵活性是否能满足要求。有益效果本发明的自解旋稳定装置转动灵活性检测装置能够比较逼真的演示、验证和量化检测利用轴承组解旋稳定装置和弹体技术方案的实际效果，从而为该种解旋技术方案的完善和优化提供直观量化的工程实践手段，以进一步提高稳定装置的技术性能。附图说明图1为本发明稳定装置转动灵活性检测装置正视图；图2为本发明稳定装置转动灵活性检测装置左视图；图3本发明稳定装置转动灵活性检测装置俯视图；1-弹尾支架；2-底座；3-轴向力加载装置；4-顶盘；5-轴向支座；6-径向力加载装置；7-内筒；8-力矩测试件；9-滚轮；10-转轴；11-导轨；12-径向支座；13-径向加载杆；14-外筒；15-轴承座；16滑板；17-轴向加载杆。具体实施方式下面结合附图和实施例对本发明的内容作进一步的描述。实施例本发明的一种稳定装置飞行状态灵活性检测装置，如图1、2、3所示，包括固定在底座2上表面的弹尾支架1、轴向力加载装置3、径向力加载装置6和力矩测试件8；弹尾支架1为左右分布的两组上下开合的夹紧件，夹紧件的内腔与稳定装置的外形相匹配；轴向力加载装置3包括轴向支座5、顶盘4、内筒7、外筒14、轴向加载杆17；顶盘4包括左端的圆形支撑盘和右端与圆形支撑盘垂直固定的连接杆，圆形支撑盘左端外沿向左延伸出环形压台，该环形压台的外形与弹尾喷管右端端面外形相匹配；内筒7和外筒14均为左端开口的圆筒形结构，且外筒14的内径与内筒7的外径相匹配，内筒7的右端端面轴向开有螺纹孔，外筒14的右端端面开有轴连接孔；顶盘4右端的连接杆插入内筒7的左端内腔并固定，外筒14套接在内筒7外使二者滚动连接；轴向加载杆17的左端穿过外筒14右端端面的轴连接孔、与内筒7右端端面螺纹连接，轴向加载杆17与外筒14右端端面的轴连接孔处轴承连接，轴向加载杆17的右端固定手柄；外筒14的下端通过轴向支座5固定的底座2上表面弹尾支架1的右端；径向力加载装置6包括径向支座12、滑板16、滚轮9、轴承座15、径向加载杆13；滑板16通过前后延伸的导轨11滑动连接在径向支座12的上表面，滑板16前端的两侧分别向前延伸出一个连接支耳，每个连接支耳分别通过转轴10连接滚轮9，两个滚轮之间的距离与弹尾喷管两端连接台外沿间距相匹配；滑板16的后端端面水平开有连接螺孔；径向支座12上表面的后端固定轴承座15，径向加载杆13的前端与滑板16的后端端面螺纹连接，径向加载杆13的后端与轴承座15轴承连接，径向加载杆13的后端固定手柄；力矩测试件8的右端加工有与弹尾喷管右端带外螺纹连接台相匹配的内螺纹连接台，力矩测试件8的左端延伸出带扳手孔的连接杆，力矩测试件8右端的内螺纹连接环螺纹连接在弹尾喷管左端。待测弹尾通过弹尾支架1的夹紧固定，旋转与轴向加载杆17固定的手柄，使内筒7推动顶盘4向弹尾喷管右端端面加载轴向力；旋转与径向加载杆13固定的手柄，使滑板16前端的滚轮9向弹尾喷管两端连接台加载径向力；模拟实际飞行状态；此时，通过力矩扳手转动力矩测试件8测量在预定轴向和径向载荷作用下喷管转动起始力矩和喷管转动起来后维持其匀速转动所需力矩的大小，根据测量结果评判自解旋稳定装置转动灵活性是否能满足要求。