[發明專利]一種彈上尾翼裝配后徑向游隙測量裝置及測量方法

在審

• 申請號: 202010400656.8
• 申請日: 2020-05-13
• 公開（公告）號: CN111637822A
• 公開（公告）日: 2020-09-08
• 發明（設計）人: 何志杰;千延力;王瑞芳;陳廣凱;郭常勝;楊琪;高鵬;郭超
• 申請（專利權）人: 陜西中天火箭技術股份有限公司
• 主分類號: G01B5/14
• 分類號: G01B5/14;G01B5/00
• 代理公司: 北京理工大學專利中心 11120
• 代理人: 劉芳

本發明提供一種彈上尾翼裝配后徑向游隙測量裝置及測量方法，該測量裝置由固定組件和測量組件組成，測量組件由調節裝置與測量單元組成；固定組件用于支撐彈體；調節裝置主要由杠桿、杠桿支架、杠桿觸頭、杠桿負載塊、杠桿加載塊、手柄、手柄支架、凸輪、測試負載塊及銷軸組成；杠桿支架和手柄支架固定在臺面底板上，杠桿上設有滑槽，通過螺釘與杠桿支架連接，并用蝶形螺母緊固；杠桿觸頭固定于杠桿的前端，杠桿負載塊固定于杠桿的末端；手柄與凸輪通過銷軸固定于手柄支架上，且凸輪位于杠桿的下方，并可在手柄的帶動下旋轉，并頂起杠桿；測量單元用于測量尾翼游隙。該測量裝置簡單且測量方便。

技術領域

本發明屬于測量裝置技術領域，具體涉及一種彈上尾翼裝配后徑向游隙測量裝置及測量方法。

技術背景

旋轉式尾翼是導彈鴨式布局中常見的尾翼結構形式之一，尾翼旋轉的靈活程度直接影響導彈的飛行品質，尾翼旋轉通過尾翼內的兩個軸承實現。尾翼與軸承、軸承與發動機之間的配合間隙以及軸承自身游隙兩者之和稱為尾翼游隙，尾翼游隙決定了尾翼工作時的旋轉靈活性。

尾翼游隙過小會導致軸承工作時出現卡滯或不能轉動的情況，尾翼游隙過大，會導致尾翼的振動環境變差，嚴重時會損壞軸承與尾翼，影響尾翼使用壽命，控制尾翼游隙直接決定了尾翼旋轉的靈活程度，進而影響導彈飛行品質，因此，尾翼裝配后對尾翼游隙的測量十分重要。

發明內容

有鑒于此，本發明提供一種彈上尾翼裝配后徑向游隙測量裝置及測量方法，在旋轉式尾翼通過前后兩個軸承安裝到彈體上后，利用該測量裝置對尾翼徑向游隙進行測量，用于判斷尾翼游隙設計是否滿足設計要求。

實現本發明的技術方案如下：

一種彈上尾翼裝配后徑向游隙測量裝置，由固定組件和測量組件組成，所述測量組件由調節裝置與測量單元組成；

所述固定組件由支撐座、固定座及臺面底板組成，支撐座固定在臺面底板上，用于支撐待測的裝配好尾翼的彈體，所述固定座用于將彈體固定在支撐座上；

所述調節裝置主要由杠桿、杠桿支架、杠桿觸頭、杠桿負載塊、杠桿加載塊、手柄、手柄支架、凸輪、測試負載塊及銷軸組成，所述測量單元由千分表及千分表表架組成；

所述杠桿支架和手柄支架固定在臺面底板上，杠桿上設有滑槽，通過螺釘與杠桿支架連接，并用蝶形螺母緊固；杠桿觸頭固定于杠桿的前端，杠桿負載塊固定于杠桿的末端；手柄與凸輪通過銷軸固定于手柄支架上，且凸輪位于杠桿的下方，并可在手柄的帶動下旋轉，并頂起杠桿；所述千分表表架固定在臺面底板上，千分表固定在千分表表架上，用于測量尾翼游隙。

一種彈上尾翼裝配后徑向游隙測量方法，具體過程為：

尾翼后端游隙測量：第一階段：轉動手柄，使凸輪將杠桿支架末端杠桿負載塊支撐起來，使杠桿接觸頭與尾翼后端表面無接觸，將測試負載置于尾翼軸承位置處的尾翼殼體上，千分表測量此時尾翼后端的高度值Δ₁；第二階段：去掉測試負載塊，轉動手柄，使得凸輪與杠桿無接觸，杠桿支架末端的杠桿負載塊因自身重力，將杠桿接觸頭壓起，使其頂緊尾翼后端殼體，千分表測量此時尾翼后端的高度值Δ₂，兩數值的差值即∣Δ₁-Δ₂∣即為該處尾翼的徑向游隙值；

尾翼前端游隙測量：第一階段：按照尾翼后端游隙測量的方式，千分表測量尾翼前端的高度Δ₁₁；第二階段：移動杠桿使其前端處于尾翼前端下方，在杠桿末端增加杠桿加載塊，使其施加在尾翼前端的力與尾翼后端測量時所施加的力相同；轉動手柄，使凸輪與杠桿無接觸，千分表測量此時尾翼前端的高度值Δ₂₂，兩數值的差值即∣Δ₁₁-Δ₂₂∣即為尾翼前端的徑向游隙值。

有益效果