一种用于模拟导弹离筒的弹射回收试验装置的制作方法

本发明属于导弹试验技术领域，具体涉及一种用于模拟导弹离筒的弹射回收试验装置。

背景技术：

具有折叠翼/舵的导弹，拥有占用空间小、便于运输的优点。纵观国内外该类导弹比比皆是，如：弹簧刀、Griffin、红箭-73等。此类导弹一般为筒式发射，导弹研制总体人员主要关注弹体离筒初速与折叠翼/舵机构展开时间，其性能好坏直接影响导弹飞行弹道与起控时间。因此，在导弹研制过程中一般需要进行导弹离筒试验。目前，导弹离筒试验一般需要使用真实发动机，并在相关靶场真实发射，达到试验的目的。由于涉及火工品的使用与装配、零件不可重复使用、试验靶场协调等因素的限制，使得离筒试验成本较高、周期较长，并在某种程度上存在一定危险，增加了导弹研制项目的困难。

技术实现要素：

本发明的目的在于提出一种用于模拟导弹离筒的弹射回收试验装置，解决现有技术存在的导弹离筒试验成本高、周期长以及存在一定危险的问题。

为实现上述目的，本发明的一种用于模拟导弹离筒的弹射回收试验装置包括支撑架、第一阻尼单元、钢丝绳、高速摄像记录仪以及由左至右依次设置的弹射架、回收筒和发射筒；

所述弹射架两端分别通过一个支撑架支撑，所述回收筒和发射筒分别通过一个支撑架支撑，所述第一阻尼单元设置在弹射架弹射起始位置一端，钢丝绳一端和设置在发射筒中的弹体一端连接，钢丝绳的另一端穿过回收筒和所述弹射架的弹射滑车连接，高速摄像记录仪记录导弹发射过程；

所述第一阻尼单元为第一油液缓冲阻尼器，所述第一油液缓冲阻尼器通过定位工装固定在所述弹射架上，所述弹射滑车上设置有撞击块，所述弹射滑车和第一阻尼单元接触时，通过撞击块和第一油液缓冲阻尼器接触。

所述试验装置还包括设置在发射筒另一端通过一个支撑架支撑的第二阻尼单元，所述第二阻尼单元包括缓冲杠杆、杠杆转轴、轴承、轴承转轴、第二油液缓冲阻尼器和传力顶杆；所述缓冲杠杆与杠杆转轴通过定位工装固定在支撑架上，所述轴承通过轴承转轴固定在缓冲杠杆位于支撑架上方的端部，所述第二油液缓冲阻尼器与传力顶杆分别通过定位工装固定在支撑架上，所述传力顶杆沿定位工装轴向滑动，所述传力顶杆一端和轴承接触，另一端和第二油液缓冲阻尼器接触；所述缓冲杠杆远离支撑架的一端长度方向上均匀设置多个钢丝绳孔。

所述第二油液缓冲阻尼器的数量为两个，所述缓冲杠杆不受力时与弹射架、回收筒、发射筒连线垂直。

所述发射筒尾端和缓冲杠杆之间连接钢丝绳实际长度为发射筒距离缓冲杠杆的垂直距离L2、弹体加速距离L1和弹体自由飞行距离L3之和。

所述回收筒包括外壳和铺设在外壳内部的弹性阻尼橡胶垫，所述弹性阻尼橡胶垫内壁为锥形内柱面，所述回收筒一端为开口端，另一端设置有通孔，钢丝绳由开口端和通孔依次穿过。

所述回收筒最大内径D为导弹最大外径的1.1-1.5倍，所述回收筒最小内径d为导弹最大外径的0.5-0.8倍。

所述第一油液缓冲阻尼器距离弹射架弹射起始位置的距离为弹体加速距离L1，所述回收筒和发射筒之间的距离为弹体加速距离L1和弹体自由飞行距离L3之和。

所述回收筒和发射筒分别通过定位工装固定在支撑架上，所述高速摄像记录仪帧频大于等于500Hz，记录时间不小于45s。

所述支撑架包括支撑架本体、地脚螺栓、升降垫板、升降螺母和通丝；所述支撑架本体下端均匀设置多个升降垫板，所述升降垫板支撑在地面上，所述通丝一端和一个升降垫板连接，另一端和支撑架本体下端面连接，所述支撑架本体和升降垫板之间设置有升降螺母，所述升降螺母和所述通丝螺纹连接，所述支撑架本体通过地脚螺栓固定在地面。

所述升降垫板的数量为四个，设置在支撑架的四个角处。

本发明的有益效果为：本发明的一种用于模拟导弹离筒的弹射回收试验装置所使用的导弹弹体为模装弹，需用的场地大小约为150m²，且没有特殊要求。由于模装弹未使用真实发动机，因此该试验过程不涉及火工品安装；场地只需要满足空间足够即可，因此不需要进行靶场协调工作；通过弹射架提供发动机推力；设有油液缓冲阻尼器吸收弹体回收撞击能量；另有回收筒，筒内铺设弹性阻尼橡胶垫以回收弹体；试验件可以重复使用，用真实发射筒装载弹体；配置高速摄像记录仪，记录导弹离筒过程。使用本发明装置，可以使研制人员在不使用真实发动机的情况下，进行离筒试验，以检测导弹离筒初速与折叠翼/舵展开时间的性能指标。本发明装置的使用，大大降低了试验成本、危险性，并缩短了产品研制周期。因此具有重大工程实用价值。

附图说明

图1为本发明的一种用于模拟导弹离筒的弹射回收试验装置整体结构示意图；

图2为本发明的一种用于模拟导弹离筒的弹射回收试验装置中油液缓冲阻尼器结构示意图；

图3为本发明的一种用于模拟导弹离筒的弹射回收试验装置中回收筒结构示意图；

图4为本发明的一种用于模拟导弹离筒的弹射回收试验装置中第二阻尼单元结构示意图；

图5为本发明的一种用于模拟导弹离筒的弹射回收试验装置中第二阻尼单元局部结构示意图；

其中：1、支撑架，101、支撑架本体，102、地脚螺栓，103、升降垫板，104、升降螺母，105、通丝，2、弹射架，201、弹射架体，202、橡皮弹性绳，203、弹射滑车，3、第一阻尼单元，301、第一油液缓冲阻尼器，302、顶杆，303、缓冲弹簧，304、油液储存筒，305、固定螺母A，306、固定螺母B，307、阻尼调节旋钮，4、钢丝绳，5、回收筒，501、外壳，502、弹性阻尼橡胶垫，503、锥形内柱面，6、发射筒，7、弹体，8、第二阻尼单元，801、缓冲杠杆，802、钢丝绳孔，803、杠杆转轴，804、轴承，805、轴承转轴，806、第二油液缓冲阻尼器，807、传力顶杆，9、高速摄像记录仪。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施方式作进一步说明。

实施例一：

参见附图1，本发明的一种用于模拟导弹离筒的弹射回收试验装置包括支撑架1、第一阻尼单元3、钢丝绳4、高速摄像记录仪9以及由左至右依次设置的弹射架2、回收筒5和发射筒6；

所述弹射架2两端分别通过一个支撑架1支撑，所述回收筒5和发射筒6分别通过一个支撑架1支撑，所述第一阻尼单元3设置在弹射架2弹射起始位置一端，钢丝绳4一端和设置在发射筒6中的弹体7一端连接，钢丝绳4的另一端穿过回收筒5和所述弹射架2的弹射滑车203连接，高速摄像记录仪9记录导弹发射过程；

所述第一阻尼单元3为第一油液缓冲阻尼器301，所述第一油液缓冲阻尼器301通过定位工装固定在所述弹射架2上，第一油液缓冲阻尼器301用以终止导弹加速并吸收弹射滑车203撞击能量，所述弹射滑车203上设置有撞击块，所述弹射滑车203和第一阻尼单元3接触时，通过撞击块和第一油液缓冲阻尼器301接触。

所述弹射架2包括弹射架体201、橡皮弹性绳202和弹射滑车203，所述弹射滑车203和所述弹射架体201滑动配合，所述橡皮弹性绳202的一端和弹射架体201的一端连接，橡皮弹性绳202的另一端和弹射滑车203连接。弹射架2利用橡皮弹性绳202提供拉力，橡皮弹性绳202拉力与其变形位移对应关系预先进行标定，并做好标记。

参见附图2，所述第一油液缓冲阻尼器301包含顶杆302、缓冲弹簧303、油液储存筒304、固定螺母A305、固定螺母B306、阻尼调节旋钮307，通过阻尼调节旋钮307调整阻尼器达到合适阻尼水平。所述顶杆302与油液储存筒304滑动配合，其一端承受冲击力，另一端推压油液储存筒304中的油液，油液流经油液储存筒304内部阻尼孔以达到减振效果，所述顶杆302与油液储存筒304之间设有缓冲弹簧303，在顶杆受力后通过压缩变形储存能量起到缓冲作用，所述油液缓冲阻尼器通过固定螺母A305、固定螺母B306固定在定位工装上。

参见附图4和附图5，所述试验装置还包括设置在发射筒6另一端通过一个支撑架1支撑的第二阻尼单元8，所述第二阻尼单元8包括缓冲杠杆801、杠杆转轴803、轴承804、轴承转轴805、第二油液缓冲阻尼器806和传力顶杆807；所述缓冲杠杆801与杠杆转轴803通过定位工装固定在支撑架1上，所述轴承804通过轴承转轴805固定在缓冲杠杆801位于支撑架1上方的端部，所述第二油液缓冲阻尼器806与传力顶杆807分别通过定位工装固定在支撑架1上，所述传力顶杆807沿定位工装轴向滑动，所述传力顶杆807一端和轴承804接触，另一端和第二油液缓冲阻尼器806接触；缓冲杠杆801绕杠杆转轴803转动，带动缓冲杠杆801端部的轴承804推动传力顶杆807运动，所述传力顶杆807另一端和第二油液缓冲阻尼器806接触，吸收能量；所述缓冲杠杆801远离支撑架1的一端长度方向上均匀设置多个钢丝绳孔802。

所述第二油液缓冲阻尼器806的数量为两个，所述缓冲杠杆801不受力时与弹射架2、回收筒5、发射筒6连线垂直。

所述发射筒6尾端和缓冲杠杆801之间连接钢丝绳4实际长度为发射筒6距离缓冲杠杆801的垂直距离L2、弹体7加速距离L1和弹体7自由飞行距离L3之和。

参见附图3，所述回收筒5包括外壳501和铺设在外壳501内部的弹性阻尼橡胶垫502，所述弹性阻尼橡胶垫502内壁为锥形内柱面503，所述回收筒5一端为开口端，另一端设置有通孔，钢丝绳4由开口端和通孔依次穿过。

所述回收筒5最大内径D为导弹最大外径的1.1-1.5倍，所述回收筒5最小内径d为导弹最大外径的0.5-0.8倍。

所述第一油液缓冲阻尼器301距离弹射架2弹射起始位置的距离为弹体7加速距离L1，所述回收筒5和发射筒6之间的距离为弹体7加速距离L1和弹体7自由飞行距离L3之和。

所述回收筒5和发射筒6分别通过定位工装固定在支撑架1上，所述高速摄像记录仪9帧频大于等于500Hz，记录时间不小于45s，可记录导弹离筒全过程，依此计算导弹离筒初速与折叠翼/舵机构展开时间的性能指标。

所述支撑架1包括支撑架本体101、地脚螺栓102、升降垫板103、升降螺母104和通丝105；所述支撑架本体101下端均匀设置多个升降垫板103，所述升降垫板103支撑在地面上，所述通丝105一端和一个升降垫板103连接，另一端和支撑架本体101下端面连接，所述支撑架本体101和升降垫板103之间设置有升降螺母104，所述升降螺母104和所述通丝105螺纹连接，所述支撑架本体101通过地脚螺栓102固定在地面。

所述升降垫板103的数量为四个，设置在支撑架1的四个角处。

使用本发明的具体过程为：将弹射滑车203置于弹射起始位置，通过定位工装将第一油液缓冲阻尼器301固定于弹射架2距弹射起始位置L1处。将弹射架2固定在支撑架1上。将回收筒5通过定位工装固定在支撑架1上。将发射筒6通过定位工装固定在支撑架1上。将第二油液缓冲阻尼器806、缓冲杠杆801固定在支撑架1上。调整各个支撑架1顺序摆放，并使弹射滑车203连接孔中心、回收筒5转中心、发射筒6回转中心、缓冲杠杆801上的钢丝绳孔802中心位于同一直线且同一水平高度。通过地脚螺栓102固定各个支撑架1于地面，此时缓冲杠杆801距离发射筒6尾端为L2。将弹体7置于发射筒6内正确位置。通过钢丝绳4将弹射滑车203与弹体7、弹体7与缓冲杠杆801连接，保证缓冲杠杆801连接孔前端至发射筒6尾端间钢丝绳4长度为L1、L2、L3之和。将高速摄像记录仪9摆放至合适位置，以便记录。

实施例二：

本实施例与实施例一的区别在于：可将高速摄像记录仪9替换为：在弹体7内部安装数据记录仪、加速度传感器，在折叠机构转轴一端安装电位计，另需安装适当配重以保证弹体7惯性参数真实。依据此具体实施方式，亦可达到记录导弹离筒全过程，并计算离筒初速与折叠翼/舵机构展开时间的性能指标的试验目的。