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一种火箭弹弹尾灵活性检测装置.pdf

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一种 火箭 弹弹 灵活性 检测 装置
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摘要
申请专利号:

CN201611043501.3

申请日:

2016.11.23

公开号:

CN106482941A

公开日:

2017.03.08

当前法律状态:

撤回

有效性:

无权

法?#19978;?#24773;: 发明专利申请公布后的视为撤回 IPC(主分类):G01M 13/00申请公布日:20170308|||实质审查的生效IPC(主分类):G01M 13/00申请日:20161123|||公开
IPC分类号: G01M13/00 主分类号: G01M13/00
申请人: 晋西工业集团有限责任公司
发明人: 郭晋敏; 缪亚琴; 王晓瑶; 高宏伟; 琚岱斌
地址: 030027 山西省太原市和平北路北巷5号
优?#28909;ǎ?/td>
专利代理机构: 代理人:
PDF完整版下载: PDF下载
法律状态
申请(专利)号:

CN201611043501.3

授权公告号:

||||||

法律状态公告日:

2019.03.12|||2017.04.05|||2017.03.08

法律状态类型:

发明专利申请公布后的视为撤回|||实质审查的生效|||公开

摘要

本发明涉及一种火箭弹弹尾灵活性检测装置,属于弹尾灵活性检测领域。本发明的检测装置,包括拨板、定位柱、定位板、定位销、压杆、扭簧、座套;拨板通过两个套圈与定位柱侧壁之间通过轴承连接,拨板与定位柱之间通过扭簧连接;定位柱上部侧壁固定定位板,定位板与拨板左侧上端套圈开有位置对应的定位孔;定位柱的上端通过压杆连接定位销,定位销同时插入对正的两个定位孔内,使定位板与套圈圆周锁;定定位柱的下端与座套圆周定位。本发明的检测装置结构简单,操作方便,解决了传统工艺无法测量可旋转稳定装置灵活性的技术难点,进而保证了弹尾的稳定装置对火箭弹飞行轨迹调节一致性的要求。

权利要求书

1.一种火箭弹弹尾灵活性检测装置,其特征是:包括拨板、定位柱、定位板、定位销、压
杆、扭簧、座套;
拨板左侧上下两端个固定有一个套圈,拨板通过两个套圈套接在定位柱的侧壁上,两
个套圈与定位柱侧壁之间通过轴承连接,且拨板与定位柱之间通过扭簧连接;拨板左侧上
端的套圈上竖直开有定位孔;定位柱上部侧壁固定定位板,且定位板位于拨板左侧上端套
圈的上方,在定位板上竖直开有定位孔,定位板与拨板左侧上端套圈的定位孔距定位柱轴
线距离一致;定位柱的上端与压杆的中部铰接,使绕其与定位柱的铰接点竖直翻转,定位柱
的前端开有长孔,定位柱的前端通过长孔与定位销的上端轴连接;定位柱的下端外壁与座
套的内壁为相互配合的正多变形定位面,定位柱的下端插入座套的内腔,二者圆周定位;在
所述座套的上端外壁通过连接座竖直固定限位柱,限位柱位于拨板的回弹行程上;拨板左
侧上端的套圈上竖直开有多个圆周分布的定位孔。
2.如权利要求1所述的一种火箭弹弹尾灵活性检测装置,其特征是:所述拨板的右侧外
缘处开口,开口处通过竖直轴连接滚轮。

说明书

一种火箭弹弹尾灵活性检测装置

技术领域

本发明涉及一种火箭弹弹尾灵活性检测装置,属于弹尾灵活性检测领域。

背景技术

具有可旋转稳定装置的火箭弹弹尾,稳定装置的尾翼筒与喷管通过轴承连接,在
火箭弹飞行时尾翼能灵活旋转,进而调节火箭弹飞行轨迹。在稳定装置与弹体实际装配过
程中,由于受到装配工艺的影响,装配后的各个产品的翼片力矩大小不固定,即每个火箭弹
飞行时尾翼旋转的灵活性不固定,稳定装置对弹道调节差别较大。因此需要一种能够测试
尾翼筒检测稳定装置灵活性的工具,在稳定装置的尾翼筒与喷管装配后,测量稳定装置的
灵活性,然后对所有产品的稳定装置灵活性进行一致性调节,进而提高稳定装置对火箭弹
飞行轨迹调节的一致性。

发明内容

本发明的目的是为?#31169;?#20915;传统工艺在装配可旋转稳定装置时,稳定装置的灵活性
无法测量,导致装配后产品一致性差的问题,而提供一种火箭弹弹尾灵活性检测装置。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的:

本发明的一种火箭弹弹尾灵活性检测装置,包括拨板、定位柱、定位板、定位销、压
杆、扭簧、座套;

拨板左侧上下两端个固定有一个套圈,拨板通过两个套圈套接在定位柱的侧壁
上,两个套圈与定位柱侧壁之间通过轴承连接,且拨板与定位柱之间通过扭簧连接;拨板左
侧上端的套圈上竖直开有定位孔;定位柱上部侧壁固定定位板,且定位板位于拨板左侧上
端套圈的上方,在定位板上竖直开有定位孔,定位板与拨板左侧上端套圈的定位孔距定位
柱轴线距离一致;定位柱的上端与压杆的中部铰接,使绕其与定位柱的铰接点竖直翻转,定
位柱的前端开有长孔,定位柱的前端通过长孔与定位销的上端轴连接;定位柱的下端外壁
与座套的内壁为相互配合的正多变形定位面,定位柱的下端插入座套的内腔,二者圆周定
位。

测量前,通过拨板绕定位柱旋转使扭簧蓄力,进而使定位柱上部固定的定位板与
拨板左侧上端的套圈相对旋转,当定位板与拨板左侧上端套圈的定位孔对正时,将定位销
同时插入上述对正的两个定位孔内,使定位板与拨板左侧上端的套圈圆周锁定;调节定位
柱下端插入座套的圆周位置,使定位柱连接拨板与待测稳定装置尾翼筒上的一个翼片接
触。

测量时,通过下压压杆的自由端,将定位销从对正的两个定位孔内拔出,定位板与
拨板左侧上端套圈锁定状态解除;在扭簧的作用下,拨板绕定位柱旋转,进而拨动待测稳定
装置的尾翼筒绕喷管旋转,通过观察尾翼筒相对喷管旋转的转速和时间,得出该稳定装置
灵活性。通过调节稳定装置的尾翼筒与喷管的装配工艺,使稳定装置的灵活性保持一致,进
而提高稳定装置对火箭弹飞行轨迹调节的一致性。

有益效果

本发明的检测装置结构简单,操作方便,解决了传统工艺无法测量可旋转稳定装
置灵活性的技术难点,进而保证了弹尾的稳定装置对火箭弹飞行轨迹调节一致性的要求。

附图说明

图1为本发明检测装置的结构示意图;

1-拨板;2-滚轮;3-定位销;4-压杆;5-定位板;6-扭簧;7-定位柱;8-限位柱;9-座
套。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的内容作进一步描述。

实施例

本发明的一种火箭弹弹尾灵活性检测装置,如图1所示,包括拨板1、定位柱7、定位
板5、定位销3、压杆4、扭簧5、座套9;

拨板1左侧上下两端个固定有一个套圈,拨板1通过两个套圈套接在定位柱7的侧
壁上,两个套圈与定位柱侧壁之间通过轴承连接,且拨板1与定位柱7之间通过扭簧连接;拨
板1左侧上端的套圈上竖直开有定位孔;定位柱7上部侧壁固定定位板5,且定位板5位于拨
板1左侧上端套圈的上方,在定位板5上竖直开有定位孔,定位板5与拨板1左侧上端套圈的
定位孔距定位柱7轴线距离一致;定位柱7的上端与压杆4的中部铰接,使绕其与定位柱7的
铰接点竖直翻转,定位柱7的前端开有长孔,定位柱7的前端通过长孔与定位销3的上端轴连
接;定位柱7的下端外壁与座套9的内壁为相互配合的正多变形定位面,定位柱7的下端插入
座套9的内腔,二者圆周定位。

测量前,通过拨板1绕定位柱7旋转使扭簧5蓄力,进而使定位柱7上部固定的定位
板5与拨板1左侧上端的套圈相对旋转,当定位板5与拨板1左侧上端套圈的定位孔对正时,
将定位销3同时插入上述对正的两个定位孔内,使定位板5与拨板1左侧上端的套圈圆周锁
定;调节定位柱7下端插入座套9的圆周位置,使定位柱7连接拨板1与待测稳定装置尾翼筒
上的一个翼片接触。

测量时,通过下压压杆4的自由端,将定位销3从对正的两个定位孔内拔出,定位板
5与拨板1左侧上端套圈锁定状态解除;在扭簧5的作用下,拨板1绕定位柱7旋转,进而拨动
待测稳定装置的尾翼筒绕喷管旋转,通过观察尾翼筒相对喷管旋转的转速和时间,得出该
稳定装置灵活性。通过调节稳定装置的尾翼筒与喷管的装配工艺,使稳定装置的灵活性保
持一致,进而提高稳定装置对火箭弹飞行轨迹调节的一致性。

所述拨板1的右侧外缘处开口,开口处通过竖直轴连接滚轮2,拨板1与待测稳定装
置的翼片通过滚轮接触,防止拨板1在测试过程中划伤翼片。

在座套9的上端外壁通过连接座竖直固定限位柱8,限位柱8位于拨板1的回弹行程
上,防止拨板1与测试中的旋转翼片发生二次接触,影响测试结果。

拨板1左侧上端的套圈上竖直开有多个圆周分布的定位孔,定位板5与拨板1左侧
上端套圈不同的定位孔对正时,对扭簧5蓄力大小不同,以适应稳定装置不同测试条件的灵
活性。

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本文标题:一种火箭弹弹尾灵活性检测装置.pdf
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