專利名稱:一種模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種瞄準(zhǔn)系統(tǒng)試驗裝置，特別是一種模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置。
背景技術(shù)：
火箭(例如CZ-5)的地面瞄準(zhǔn)系統(tǒng)采取水平瞄準(zhǔn)的方案，為了提前校驗瞄準(zhǔn)系統(tǒng)的功能和性能，需模擬實際工作時火箭慣組棱鏡隨風(fēng)擺動的狀態(tài)，以提供可靠的技術(shù)參照滿足火箭慣組棱鏡風(fēng)擺中平移、扭轉(zhuǎn)的要求。現(xiàn)有技術(shù)中尚沒有能相應(yīng)要求的檢測裝置。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種可滿足模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺中平移、扭轉(zhuǎn)要求的模擬火箭慣組棱鏡隨風(fēng)擺動的試驗裝置。
為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其中，包括基座、慣組棱鏡、調(diào)整機(jī)構(gòu)和至少一導(dǎo)軌，所述導(dǎo)軌的兩端分別固定在所述基座上，所述調(diào)整機(jī)構(gòu)用于調(diào)整所述導(dǎo)軌在垂直平面內(nèi)形成預(yù)設(shè)的圓弧弧度，所述調(diào)整機(jī)構(gòu)安裝在所述基座上，所述慣組棱鏡用于模擬風(fēng)擺試驗，所述慣組棱鏡安裝在所述導(dǎo)軌上且能沿所述導(dǎo)軌移動和擺動。
上述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其中，所述調(diào)整機(jī)構(gòu)包括支架和高度調(diào)整部件，所述支架設(shè)置在所述導(dǎo)軌的中部正下方位置，所述高度調(diào)整部件安裝在所述支架上并對應(yīng)于所述導(dǎo)軌設(shè)置，所述高度調(diào)整部件用于控制所述導(dǎo)軌沿高度方向的位移以調(diào)整所述導(dǎo)軌在垂直平面內(nèi)形成預(yù)設(shè)的圓弧弧度。
上述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其中，所述高度調(diào)整部件為一調(diào)整螺釘，通過調(diào)整所述調(diào)整螺釘?shù)纳斐鲩L度以控制所述導(dǎo)軌沿高度方向的位移。
上述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其中，所述高度調(diào)整部件為一組調(diào)整墊片，通過調(diào)整所述調(diào)整墊片的厚度以控制所述導(dǎo)軌沿高度方向的位移。
上述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其中，所述高度調(diào)整部件為一滾珠調(diào)整部件，所述支架中設(shè)置有用于所述滾珠移動的弧形滾道，所述弧形滾道的弧度與所述導(dǎo)軌在垂直平面內(nèi)預(yù)設(shè)的圓弧弧度相同，通過調(diào)整所述滾珠在所述弧形滾道內(nèi)的位置以控制所述導(dǎo)軌沿高度方向的位移。
上述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其中，還包括調(diào)平機(jī)構(gòu)，所述調(diào)平機(jī)構(gòu)用于檢測和調(diào)整所述基座的水平度，所述調(diào)平機(jī)構(gòu)安裝在所述基座上。
上述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其中，所述調(diào)平機(jī)構(gòu)包括水準(zhǔn)器和水平調(diào)節(jié)部件，所述基座包括基座底板和基座架體，所述水準(zhǔn)器與所述水平調(diào)節(jié)部件連接，所述水平調(diào)節(jié)部件安裝在所述基座底板上，所述基座架體一端固定在所述基座底板上，所述基座架體的另一端與所述水平調(diào)節(jié)部件連接。
上述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其中，所述慣組棱鏡包括棱鏡和安裝座，所述安裝座包括安裝板和多個安裝塊，所述棱鏡固定在所述安裝板上方，所述安裝塊固定在所述安裝板下方，所述安裝塊置于所述導(dǎo)軌上且能沿所述導(dǎo)軌移動和轉(zhuǎn)動。
上述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其中，所述導(dǎo)軌為圓柱形鋼軌，所述安裝塊為V型塊。
上述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其中，所述圓柱形鋼軌為平行設(shè)置的兩個，所述V型塊對應(yīng)兩個所述圓柱形鋼軌設(shè)置為三個。
本發(fā)明的技術(shù)效果在于:本發(fā)明可提前校驗火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)的功能和特性，為瞄準(zhǔn)系統(tǒng)試驗提供有效保障，有效降低了火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)的復(fù)雜度，提高了其工作過程的可靠度。本發(fā)明具有成本低、可靠性高、結(jié)構(gòu)簡單、控制簡單等特點，能廣泛應(yīng)用于各種型號慣組棱鏡系統(tǒng)風(fēng)擺試驗中。
以下結(jié)合附圖和具體實施例對本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)描述，但不作為對本發(fā)明的限定。


圖1為本發(fā)明的工作原理圖；
圖2為本發(fā)明一實施例的結(jié)構(gòu)示意圖；
圖3為圖2的俯視圖。
其中，附圖標(biāo)記
I 基座
11基座底板
12基座架體
2慣組棱鏡
21 棱鏡
22安裝座
221安裝板
222安裝塊
3調(diào)整機(jī)構(gòu)
31 支架
32高度調(diào)整部件
4 導(dǎo)軌
5調(diào)平機(jī)構(gòu)
51水準(zhǔn)器
52水平調(diào)節(jié)部件
具體實施方式
下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的結(jié)構(gòu)原理和工作原理作具體的描述:
參見圖1 圖3，圖1為本發(fā)明的工作原理圖，圖2為本發(fā)明一實施例的結(jié)構(gòu)示意圖，圖3為圖2的俯視圖。本發(fā)明的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，包括基座1、慣組棱鏡2、調(diào)整機(jī)構(gòu)3和至少一導(dǎo)軌4，所述導(dǎo)軌4的兩端分別固定在所述基座I上，所述調(diào)整機(jī)構(gòu)3用于調(diào)整所述導(dǎo)軌4在垂直平面內(nèi)形成預(yù)設(shè)的圓弧弧度，所述調(diào)整機(jī)構(gòu)3安裝在所述基座I上，所述慣組棱鏡2用于模擬風(fēng)擺試驗，所述慣組棱鏡2置于所述導(dǎo)軌4上且能沿所述導(dǎo)軌4移動和擺動。
所述調(diào)整機(jī)構(gòu)3包括支架31和高度調(diào)整部件32，所述支架31設(shè)置在所述導(dǎo)軌4的中部正下方位置，所述高度調(diào)整部件32安裝在所述支架31上并對應(yīng)于所述導(dǎo)軌4設(shè)置，所述高度調(diào)整部件32用于控制所述導(dǎo)軌4沿高度方向的位移以調(diào)整所述導(dǎo)軌4在垂直平面內(nèi)形成預(yù)設(shè)的圓弧弧度。本實施例中，所述高度調(diào)整部件32優(yōu)選為一調(diào)整螺釘(圖未示)，通過調(diào)整所述調(diào)整螺釘?shù)纳斐鲩L度以控制所述導(dǎo)軌4沿高度方向的位移。例如，調(diào)整螺釘向上將導(dǎo)軌4向上頂起約0.23mm,導(dǎo)軌4上端母線即可自然形成R50米的圓弧導(dǎo)軌?；蛘?，所述高度調(diào)整部件32可為一組調(diào)整墊片，通過調(diào)整所述調(diào)整墊片的厚度以控制所述導(dǎo)軌4沿高度方向的位移?；蛘?，所述高度調(diào)整部件32可為一滾珠調(diào)整部件(圖未示)，所述支架31中設(shè)置有用于所述滾珠移動的弧形滾道，所述弧形滾道的弧度與所述導(dǎo)軌4在垂直平面內(nèi)預(yù)設(shè)的圓弧弧度相同，通過調(diào)整所述滾珠在所述弧形滾道內(nèi)的位置以控制所述導(dǎo)軌4沿高度方向的位移。
本實施例中，該模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置還包括調(diào)平機(jī)構(gòu)5，所述調(diào)平機(jī)構(gòu)5用于檢測和調(diào)整所述基座I的水平度，所述調(diào)平機(jī)構(gòu)5安裝在所述基座I上。所述調(diào)平機(jī)構(gòu)5包括水準(zhǔn)器51和水平調(diào)節(jié)部件52，所述基座I包括基座底板11和基座架體12，所述水準(zhǔn)器51與所述水平調(diào)節(jié)部件52分別安裝在所述基座底板11上，所述基座架體12一端固定在所述基座底板11上，所述基座架體12的另一端與所述水平調(diào)節(jié)部件52連接，通過水平調(diào)節(jié)部件52調(diào)整基座架體12的該端可調(diào)整模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置的水平度。
本實施例中，所述慣組棱鏡2包括棱鏡21和安裝座22，所述安裝座22包括安裝板221和多個安裝塊222，所述棱鏡21固定在所述安裝板221上方，所述安裝塊222固定在所述安裝板221下方，所述安裝塊222置于所述導(dǎo)軌4上且能沿所述導(dǎo)軌4移動和轉(zhuǎn)動。優(yōu)選所述導(dǎo)軌4為圓柱形鋼軌，所述安裝塊222為V型塊。本實施例中，所述圓柱形鋼軌優(yōu)選為平行設(shè)置的兩個導(dǎo)軌，所述V型塊對應(yīng)兩個所述圓柱形鋼軌設(shè)置為三個。
實際工作過程中，火箭的慣組棱鏡隨風(fēng)擺動，例如，火箭的慣組棱鏡擺動半徑為R50米，擺動距離為100mm，則相應(yīng)轉(zhuǎn)動±7'。需要提供相應(yīng)的慣組棱鏡風(fēng)擺模擬裝置，以更好地檢測火箭的慣組棱鏡的各項性能。本實施例中，例如，慣組棱鏡212擺動半徑為R50m，擺動距離為120mm，輕輕推動慣組棱鏡212在導(dǎo)軌4上面滑動，即可完成擺動過程中± 100mm，相應(yīng)棱鏡21法線轉(zhuǎn)動±7'的風(fēng)擺試驗裝置。本發(fā)明可用來模擬火箭的慣組棱鏡風(fēng)擺運(yùn)動中的平移和棱線轉(zhuǎn)角。
本發(fā)明中，擺動角度、擺動距離、擺動半徑關(guān)系式為:
權(quán)利要求
1.種模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其特征在于，包括基座、慣組棱鏡、調(diào)整機(jī)構(gòu)和至少一導(dǎo)軌，所述導(dǎo)軌的兩端分別固定在所述基座上，所述調(diào)整機(jī)構(gòu)用于調(diào)整所述導(dǎo)軌在垂直平面內(nèi)形成預(yù)設(shè)的圓弧弧度，所述調(diào)整機(jī)構(gòu)安裝在所述基座上，所述慣組棱鏡用于模擬風(fēng)擺試驗，所述慣組棱鏡置于所述導(dǎo)軌上且能沿所述導(dǎo)軌移動和擺動。
2.權(quán)利要求
1所述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其特征在于，所述調(diào)整機(jī)構(gòu)包括支架和高度調(diào)整部件，所述支架設(shè)置在所述導(dǎo)軌的中部正下方位置，所述高度調(diào)整部件安裝在所述支架上并對應(yīng)于所述導(dǎo)軌設(shè)置，所述高度調(diào)整部件用于控制所述導(dǎo)軌沿高度方向的位移以調(diào)整所述導(dǎo)軌在垂直平面內(nèi)形成預(yù)設(shè)的圓弧弧度。
3.權(quán)利要求
2所述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其特征在于，所述高度調(diào)整部件為一調(diào)整螺釘，通過調(diào)整所述調(diào)整螺釘?shù)纳斐鲩L度以控制所述導(dǎo)軌沿高度方向的位移。
4.權(quán)利要求
2所述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其特征在于，所述高度調(diào)整部件為一組調(diào)整墊片，通過調(diào)整所述調(diào)整墊片的厚度以控制所述導(dǎo)軌沿高度方向的位移。
5.權(quán)利要求
2所述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其特征在于，所述高度調(diào)整部件為一滾珠調(diào)整部件，所述支架中設(shè)置有用于所述滾珠移動的弧形滾道，所述弧形滾道的弧度與所述導(dǎo)軌在垂直平面內(nèi)預(yù)設(shè)的圓弧弧度相同，通過調(diào)整所述滾珠在所述弧形滾道內(nèi)的位置以控制所述導(dǎo)軌沿高度方向的位移。
6.權(quán)利要求
1、2、3、4或5所述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其特征在于，還包括調(diào)平機(jī)構(gòu)，所述調(diào)平機(jī)構(gòu)用于檢測和調(diào)整所述基座的水平度，所述調(diào)平機(jī)構(gòu)安裝在所述基座上。
7.權(quán)利要求
6所述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其特征在于，所述調(diào)平機(jī)構(gòu)包括水準(zhǔn)器和水平調(diào)節(jié)部件，所述基座包括基座底板和基座架體，所述水準(zhǔn)器和所述水平調(diào)節(jié)部件分別安裝在所述基座底板上，所述基座架體一端固定在所述基座底板上，所述基座架體的另一端與所述水平調(diào)節(jié)部件連接。
8.權(quán)利要求
1、2、3、4、5或7所述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其特征在于，所述慣組棱鏡包括棱鏡和安裝座，所述安裝座包括安裝板和多個安裝塊，所述棱鏡固定在所述安裝板上方，所述安裝塊固定在所述安裝板下方，所述安裝塊置于所述導(dǎo)軌上且能沿所述導(dǎo)軌移動和轉(zhuǎn)動。
9.權(quán)利要求
8所述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其特征在于，所述導(dǎo)軌為圓柱形鋼軌，所述安裝塊為V型塊。
10.權(quán)利要求
9所述的模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，其特征在于，所述圓柱形鋼軌為平行設(shè)置的兩個，所述V型塊對應(yīng)兩個所述圓柱形鋼軌設(shè)置為三個。
專利摘要
一種模擬火箭慣組棱鏡風(fēng)擺的試驗裝置，包括基座、慣組棱鏡、調(diào)整機(jī)構(gòu)和至少一導(dǎo)軌，所述導(dǎo)軌的兩端分別固定在所述基座上，所述調(diào)整機(jī)構(gòu)用于調(diào)整所述導(dǎo)軌在垂直平面內(nèi)形成預(yù)設(shè)的圓弧弧度，所述調(diào)整機(jī)構(gòu)安裝在所述基座上，所述慣組棱鏡用于模擬風(fēng)擺試驗，所述慣組棱鏡安裝在所述導(dǎo)軌上且能沿所述導(dǎo)軌移動和擺動。本發(fā)明可提前校驗火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)的功能和特性，為瞄準(zhǔn)系統(tǒng)試驗提供有效保障，有效降低了火箭瞄準(zhǔn)系統(tǒng)的復(fù)雜度，提高了其工作過程的可靠度。
文檔編號F41G9/00GKCN103090729SQ201110340599
公開日2013年5月8日 申請日期2011年11月1日
發(fā)明者任建國, 王超 申請人:北京航天發(fā)射技術(shù)研究所, 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院導(dǎo)出引文BiBTeX, EndNote, RefMan