[發明專利]一種通用的運載火箭行程開關測試工裝

有效

• 申請號: 201410197806.4
• 申請日: 2014-05-12
• 公開（公告）號: CN103969577B
• 公開（公告）日: 2017-01-18
• 發明（設計）人: 汪全;崔贊紅;江濤;陸輝;徐瑜;周磊;夏俊力;張佰正
• 申請（專利權）人: 上海宇航系統工程研究所
• 主分類號: G01R31/327
• 分類號: G01R31/327
• 代理公司: 上海漢聲知識產權代理有限公司31236
• 代理人: 胡晶

技術領域

本發明涉及一種測試工裝，尤其涉及一種通用的運載火箭行程開關測試工裝。

背景技術

行程開關在運載火箭星箭的分離面，箭地分離面均有應用，主要利用艙段對接或分離使其觸頭動作來實現斷開或接通控制電路，實現順序控制、狀態控制的目的。

在聯試階段，為模擬真實的發射和飛行狀態，觸點操作頭需壓至適當位置來斷開控制電路。目前，在測試過程中設立專門的兩個箭上操作崗位分別壓緊兩個行程開關，在聽到指揮口令時對行程開關進行相應的操作，來模擬分離信號的通斷，整個測試過程長達1h，箭上操作崗位壓緊行程開關的時間在單次測試項目中長達40min。由于行程開關表面不光滑，有紐扣狀突起物，并且彈簧力相當大，因此這40min是對操作人員體力和耐力的考驗。在測試過程中常常由于操作難度大，因此帶來操作失誤，只要在40min時間內有任意的瞬間，開關沒有壓緊，試驗數據立刻能判讀出錯誤，甚至試驗流程無法正常繼續，試驗必須重做。因此這種人工操作的試驗模式給試驗帶來了很多不確定因素。為提高測試可靠性，解放勞動力資源，研究一種運載火箭行程開關的測試工裝很有實際意義，同時針對行程開關類型繁多的特點，考慮設計具有可調、較強適應性功能的通用性測試工裝。

發明內容

本發明的目的在于提供一種通用的運載火箭行程開關測試工裝，解決運載火箭聯試階段行程開關的壓緊問題。

為了實現上述目的，本發明提供了一種通用的運載火箭行程開關測試工裝，包括底座、主框架、卡、固定部、壓緊螺母、定位螺母、壓板以及螺紋桿，其中，所述主框架固定設置于所述底座上，所述主框架頂部設置有一第一通孔，在所述主框架上固定有用于固定所述卡的所述固定部；在所述卡上設置有一第二通孔；

所述壓板上設置有若干與所述行程開關的紐扣狀突起物相匹配的防滑孔；

所述若干行程開關放置在所述底座上，位于所述壓板下方；

所述壓板固定在所述螺紋桿的下端，所述螺紋桿由上至下依次穿過所述壓緊螺母、所述第二通孔、所述定位螺母以及所述第一通孔，且所述壓緊螺母以及所述定位螺母均與所述螺紋桿相匹配。

較佳地，在所述壓板與所述螺紋桿連接處設置有加強筋。

較佳地，所述固定部為兩帶有水平卡槽的卡套，使所述卡插入所述卡槽內固定。

較佳地，還包括一導向管，所述導向管固定在所述主框架上，且在所述第一通孔的正下方，所述螺紋桿穿過所述導向管。

較佳地，在所述主框架的側壁非傳力路徑部位設置有減輕孔以及加強槽。

較佳地，主框架的側壁底部設置有第一彎邊，通過所述第一彎邊將所述主框架與所述底座連接。

較佳地，在所述底座側邊上設置有第二彎邊。

較佳地，所述底座和所述主框架均為大于等于1.5mm厚的鋁板鈑金件。

較佳地，所述壓板與所述底座上表面的距離調節范圍為55mm-100mm。

較佳地，在所述底座底部設置有加強條。

較佳地，還包括一把手，所述把手固定設置在所述螺紋桿的上端。

本發明由于采用以上技術方案，與現有技術相比，具有以下的優點和積極效果:

1）本發明實現了在聯試階段，使行程開關觸點操作頭長時間施壓至一定位置，提高了測試的可靠性。

2）本發明中壓緊螺母，使得同一類型的行程開關多次測試情況下，可省去預壓緊確定定位螺母的位置步驟，直接壓緊行程開關；

3）本發明能實現兩個行程開關的同時壓緊，降低了成本和勞動力的消耗。

附圖說明

圖1為本發明行程開關自由狀態測試工裝圖；

圖2為圖1的仰視結構示意圖；

圖3為本發明行程開關壓緊狀態測試工裝圖；

附圖標記：

1—底座；2—主框架；3—導向管；4—卡；5—卡套；6—壓緊螺母；7—定位螺母；8—壓板；9—螺紋桿；10—把手；11—加強條；12—行程開關；81—防滑孔；21—第一通孔；22—第一彎邊；13—第二彎邊；23—減輕孔、24—加強槽，91—加強筋。

具體實施方式

下面參照附圖和具體實施例來進一步說明本發明。

圖1-2是本發明一種通用的運載火箭行程開關測試工裝的結構示意圖，一種通用的運載火箭行程開關測試工裝，用于解決運載火箭聯試階段行程開關的壓緊問題。其包括底座1主框架2、導向管3、卡4、兩卡套5、壓緊螺母6、定位螺母7、壓板8、螺紋桿9以及把手10。