专利名称：一种飞行器无包带适配器状态振动试验压紧装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种振动试验压紧装置，特别涉及一种飞行器无包带适配器状态振动试验压紧装置。
背景技术：
以前，飞行器在做振动试验中，大多采用包带适配器底面的振动响应包络曲线作为输入条件，即包带适配器一同参与振动试验。在飞行器及火箭的制造流程中，包带适配器是属于火箭的一部分，因此，在针对飞行器的振动试验中，为了更好的反映飞行器个体的振动响应特性，应去除包带适配器对于整星振动特性的影响，将输入条件上移到包带分离面是最合理的。目前，越来越多的飞行器均采用不带包带适配器的振动试验模式。这种模式要求振动夹具与飞行器的连接采用模拟包带压紧的方式，压紧装置就起到了这一作用。
目前为了追求飞行器无包带适配器状态下端框安装斜面的面压紧，压紧装置普遍通过配合面的斜角精度来达到压紧作用，在使用中由于配合斜面的制造误差很容易弓I起压不紧、虚压现象，该问题会导致试验无法进行，或者试验结果误差过大。发明内容
为了解决现有压紧装置在飞行器无包带适配器状态振动试验中配合斜面制造误差对压紧效果的影响，本发明提供了一种飞行器无包带适配器状态振动试验压紧装置。利用本发明，可基本消除配合斜面制造误差对压紧效果的影响。
本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是
一种飞行器无包带适配器状态振动试验压紧装置，其特征在于所述压紧装置为分段圆环形，其横截面采用如下形状在直角梯形的下底面直角处的下底上设置一凸台6， 在沿所述直角梯形下底方向距所述直角梯形下底的另一角一定距离处沿与下底垂直的方向切割一定深度，在所述切割终点处向直角梯形的斜边加工配合斜面，所述配合斜面的斜度小于与所述压紧装置配合的飞行器下端框安装斜面的斜度，所述配合斜面与直角梯形形成的夹角为圆角，在所述压紧装置上沿所述压紧装置周向均布多个螺钉安装孔。
所述的压紧装置配合斜面的斜度比与所述压紧装置配合的飞行器下端框安装斜面的斜度小0.2° 0.5°。
所述凸台6呈圆弧状。
所述的圆角半径为2mm-5mm。
8个以上所述压紧装置首位相接组成完整的圆环。
采用本发明的压紧装置，配合面由原来的面接触改为线接触，这样更符合包带预紧的实际情况。为了实现线接触，将压紧装置配合斜面角度设置成小于下端框安装斜面的角度，具体差值为0.2° 0.5°。如此一来，压紧装置在安装时，由于其斜面角度小，必然可与下端框斜面形成线接触，此外由于角度差值是一个范围，因此容差能力较强，基本可消除加工误差的影响。为了加强压紧效果，在压紧装置外侧设置圆弧状凸台，使得压紧装置在3安装完成后与振动夹具之间形成空腔，此时，配合斜面的接触线、凸台可视为桥墩，压紧装置可视为桥梁，三者形成如桥梁一样的受力关系(桥梁效应)，可充分保证配合斜面对下端框的压紧效果，而凸台的圆弧状结构可使凸台作为桥墩受力时具有向内挤压的效果，进一步加强了压紧能力。压紧装置为360°圆环形状，为了使上述圆弧状凸台能够发挥向内挤压的效果，将压紧装置截为八段以上的分段，这样既便于安装又有利于将压紧力传递给下端框。最后，在压紧装置配合斜面顶部设置圆角，可有效防止压紧状态下线接触对下端框斜面的伤害。
本发明的有益效果是解决了现有压紧装置配合斜面加工误差对压紧效果的不良影响，在不改变压紧装置主体结构的情况下具有更强的压紧能力。结构简单，加工工艺与现有压紧装置相同，且由于容差能力强，制作过程中的废品率大大降低，可有效节约成本。
图1为本发明的压紧装置与飞行器下端框、振动夹具的安装示意图2为单根压紧装置及其截面示意图3压紧装置与飞行器下端框压紧状态截面示意图。
其中1.振动夹具，2.飞行器下端框，3.组成圆环的压紧装置，4.压紧装置，5.压紧装置横截面，6.圆弧状凸台，7.配合斜面，8.圆角，9.螺钉安装孔，10.下端框截面， 11.安装斜面。
具体实施方式
参见图1，飞行器无包带适配器状态振动试验，振动夹具1安装在振动试验台上， 飞行器下端框2安放于振动夹具1上，8根压紧装置3依次紧贴飞行器下端框2与振动夹具 1，通过螺钉将三者连为一体。
参见图2和图3，所述压紧装置为分段圆环形，其横截面采用如下形状在直角梯形的下底面直角处的下底上设置一凸台6，在沿所述直角梯形下底方向距所述直角梯形下底的另一角一定距离处沿与下底垂直的方向切割一定深度，在所述切割终点处向直角梯形的斜边加工配合斜面，所述配合斜面的斜度小于与所述压紧装置配合的飞行器下端框安装斜面的斜度，所述配合斜面与直角梯形形成的夹角为圆角，在所述压紧装置上沿所述压紧装置周向均布多个螺钉安装孔。所述的压紧装置配合斜面的斜度比与所述压紧装置配合的飞行器下端框安装斜面的斜度小0.2° 0.5°。所述凸台6呈圆弧状。所述的圆角半径为2mm-5mm。8个以上所述压紧装置首位相接组成完整的圆环。压紧装置3中起主要压紧作用的配合斜面7的斜度小于飞行器下端框2安装斜面11的斜度，两者形成线接触，可有效防止加工误差的影响；压紧装置3配合斜面7的顶端设计为圆角8，可使接触部位趋于平滑，起到保护下端框2的安装斜面11的作用；在配合斜面7与安装斜面11形成线接触的同时，圆弧状凸台6与振动夹具1接触，使得压紧装置3在通过螺钉安装孔9与振动夹具3螺接安装完成后，压紧装置3与振动夹具1之间形成空腔，此时，配合斜面7、圆弧状凸台6可视为桥墩，压紧装置3可视为桥梁，三者形成如桥梁一样的受力关系(桥梁效应)，可充分保证配合斜面7对下端框2的压紧效果；此外，圆弧状凸台6在单根压紧装置4通过螺钉压紧的过程中，可形成向内的挤压力，对下端框2形成更强的压紧效果。
综上所述，本发明飞行器无包带适配器状态振动试验压紧装置，可基本消除加工误差对压紧效果的影响，且在力的传递上极大的加强了压紧能力，并能有效防止在振动试验中压紧装置的高压紧力对下端框安装斜面的损伤。
权利要求
1.一种飞行器无包带适配器状态振动试验压紧装置，其特征在于所述压紧装置为分段圆环形，其横截面( 采用如下形状在直角梯形的下底面直角处的下底上设置一用于压紧振动夹具(1)的凸台(6)，在沿所述直角梯形下底方向距所述直角梯形下底的另一角一定距离处沿与下底垂直的方向切割一定深度，在所述切割终点处向直角梯形的斜边加工配合斜面(7)，所述配合斜面的斜度小于与所述压紧装置配合的飞行器下端框安装斜面的斜度，所述配合斜面与直角梯形形成的夹角为圆角(8)，在所述压紧装置上沿所述压紧装置周向均布多个螺钉安装孔(9)。
2.如权利要求1所述的飞行器无包带适配器状态振动试验压紧装置，其特征在于所述的压紧装置配合斜面的斜度比与所述压紧装置配合的飞行器下端框安装斜面的斜度小 0. 2° 0. 5°。
3.如权利要求1所述的飞行器无包带适配器状态振动试验压紧装置，其特征在于所述凸台(6)呈圆弧状。
4.如权利要求1所述的飞行器无包带适配器状态振动试验压紧装置，其特征在于所述的圆角半径为2mm-5mm。
5.如权利要求1所述的飞行器无包带适配器状态振动试验压紧装置，其特征在于8个以上所述压紧装置首位相接组成完整的圆环。
全文摘要
一种飞行器无包带适配器状态振动试验压紧装置，其特征在于所述压紧装置(4)为分段圆环形，其横截面(5)采用如下形状在直角梯形的下底面直角处的下底上设置一用于压紧振动夹具(1)的凸台(6)，在沿所述直角梯形下底方向距所述直角梯形下底的另一角一定距离处沿与下底垂直的方向切割一定深度，在所述切割终点处向直角梯形的斜边加工配合斜面(7)，所述配合斜面的斜度小于与所述压紧装置配合的飞行器下端框安装斜面的斜度，所述配合斜面与直角梯形形成的夹角为圆角(8)，在所述压紧装置上沿所述压紧装置周向均布多个螺钉安装孔(9)。
文档编号G01M7/02GK102539096SQ20111036248
公开日2012年7月4日 申请日期2011年11月15日 优先权日2011年11月15日
发明者倪跃, 张逸波, 朱国君, 朱晓蓉 申请人:上海卫星工程研究所