CN107462115A - 一种导弹模拟发射试验*** - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种导弹模拟发射试验***，包括横向水平放置的固定架和基础台架；所述固定架的右侧上部固定设置有一个液压作动器，所述液压作动器底部的伸缩杆与一个力传感器相连接，所述力传感器的底部与一个快速释放钩相连接；所述固定架的左侧中部固定设置有一个压缩弹簧；所述快速释放钩通过一根拉力绳与所述压缩弹簧的左端部相连接；所述基础台架的正上方固定设置有一个中空的发射筒模拟件，所述发射筒模拟件的左端开口且***有一个导弹模拟件，导弹模拟件的左端通过牵引绳与所述压缩弹簧的左端部相连接。本发明结构简单，操作方便，可安全、可靠检测导弹在其所配套的导弹发射筒中的发射性能，试验周期短，成本低，适合广泛推广应用。

Description

一种导弹模拟发射试验***

技术领域

本发明涉及导弹性能验证试验技术领域，特别是涉及一种导弹模拟发射试验***。

背景技术

目前，在通常情况下，需要利用正式的实弹发射试验来检测导弹在其所配套的导弹发射筒中发射时的工作性能，其中需要测试导弹在导弹发动机的不同大小的推力作用下，从导弹发射筒的发射口飞出时的速度。

对于正式的实弹发射试验，在试验前，需要给导弹发动机装填燃料，发射过程中，导弹发动机中燃料燃烧而转化为动能，从而推动导弹完成发射动作。鉴于该实弹发射试验属于火工品试验(火工品是装有火药或***，受外界刺激后产生燃烧或***，以引燃火药、引爆***或做机械功的一次性使用的元器件和装置的总称)，因此，在实施过程中存在较大危险性，而且需要通过多次试验持续地验证导弹及其配套发射筒结构的合理性和可靠性，试验安排的周期长，试验次数较多，多次试验的成本高，同时还需要在特定的试验场地才能实施，因此，无法安全、可靠、高效地检测导弹在其所配套的发射筒中的发射性能。

因此，目前迫切需要开发出一种技术，其可以安全、可靠、高效地检测导弹在其所配套的发射筒中的发射性能，试验周期短，试验成本低，适合广泛地推广应用。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是提供一种导弹模拟发射试验***，其结构简单，操作方便，通过模拟导弹的发射操作，可以安全、可靠、高效地检测导弹在其所配套的导弹发射筒中的发射性能，试验周期短，试验成本低，适合广泛地推广应用，具有重大的生产实践意义。

为此，本发明提供了一种导弹模拟发射试验***，包括横向水平放置的固定架和基础台架；

所述固定架的右侧上部固定设置有一个液压作动器，所述液压作动器底部的伸缩杆与一个力传感器相连接，所述力传感器的底部与一个快速释放钩相连接；

所述固定架的左侧中部固定设置有一个压缩弹簧；

所述快速释放钩通过一根拉力绳与所述压缩弹簧的左端部相连接；

所述基础台架的正上方固定设置有一个中空的发射筒模拟件，所述发射筒模拟件的左端开口且***有一个导弹模拟件，所述导弹模拟件的左端通过牵引绳与所述压缩弹簧的左端部相连接。

其中，所述固定架的左侧中部固定设置有一个横向分布的空心导向管，所述空心导向管外壁套有所述压缩弹簧，所述压缩弹簧的左端突出于所述空心导向管的左端。

其中，所述快速释放钩与所述拉力绳的一端相连接，所述拉力绳的另一端贯穿所述空心导向管后与所述压缩弹簧的左端部相连接。

其中，所述固定架的右侧中部固定设置有一个定滑轮，所述拉力绳穿过所述定滑轮后与所述压缩弹簧的左端部相连接。

其中，所述发射筒模拟件的中心线与所述压缩弹簧的中心线重合。

其中，所述发射筒模拟件的左右两端分别通过一个抱箍支架与所述基础台架顶面固定连接在一起。

其中，所述固定架和基础台架之间的位置上还水平设置有海绵垫，所述牵引绳贯穿所述海绵垫。

其中，所述基础台架顶部还设置有左右间隔分布的两对光电开关传感器，每对所述光电开关传感器前后对称分布在所述发射筒模拟件的左边；

每个所述光电开关传感器与同一个数据采集仪相连接。

其中，所述基础台架顶部还设置有多个测速传感器，所述多个测速传感器前后对称分布在所述发射筒模拟件的左边。

其中，还包括一个控制单元，所述控制单元与一个数据采集仪相连接；

所述数据采集仪，与力传感器相连接，用于实时采集所述力传感器所检测获得的所述液压作动器所输出的拉力值，然后发送给所述控制单元；

所述控制单元，与所述液压作动器相连接，用于控制所述液压作动器逐步增大向外输出的拉力，并接收所述数据采集仪发来的所述液压作动器所输出的拉力值，并将所述液压作动器所输出的拉力值与预设拉力值进行比较，当所述液压作动器所输出的拉力值或者等于预设拉力值时，控制所述液压作动器保持拉力输出大小不变。

由以上本发明提供的技术方案可见，与现有技术相比较，本发明提出了一种导弹模拟发射试验***，其结构简单，操作方便，通过模拟导弹的发射操作，可以安全、可靠、高效地检测导弹在其所配套的导弹发射筒中的发射性能，试验周期短，试验成本低，适合广泛地推广应用，具有重大的生产实践意义。

对于本发明提供的导弹模拟发射试验***，其可以可靠地模拟测试导弹在导弹发动机的不同大小的推力作用下，从导弹发射筒的发射口飞出时的速度。

对于本发明提供的导弹模拟发射试验***，其通过设置海绵垫，可以将导弹模拟件的动能吸收，实现对导弹模拟件的保护和回收，避免导弹模拟件受到损坏。

附图说明

图1为本发明提供的一种导弹模拟发射试验***的立体结构示意图；

图2为本发明提供的一种导弹模拟发射试验***的主视图；

图3为本发明提供的一种导弹模拟发射试验***的俯视图；

图4为在一个实施例中，本发明提供的一种导弹模拟发射试验***中的数据采集仪所采集并实时显示的两对光电开关传感器产生的阶跃电压信号的原理示意图；

图中，1为压缩弹簧，2为固定架，3为液压作动器，4为力传感器，5为快速释放钩，6为拉力绳，7为定滑轮，8为海绵垫，9为牵引绳，10为光电开关传感器，11为发射筒模拟件，12为抱箍支架，13为基础台架，14为空心导向管。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明。

参见图1至图3，本发明提供的一种导弹模拟发射试验***，用于模拟导弹的发射，实现对导弹在其所配套的发射筒中的发射性能的检测，具体包括横向水平放置的固定架2和基础台架13，所述固定架2位于所述基础台架13的左边；

所述固定架2的右侧上部固定设置有一个液压作动器3，所述液压作动器3底部的伸缩杆与一个力传感器4相连接，所述力传感器4的底部与一个快速释放钩5相连接；

所述固定架2的左侧中部固定设置有一个压缩弹簧1，具体结构为：所述固定架2的左侧中部固定设置有一个横向分布的空心导向管14，所述空心导向管14外壁套有所述压缩弹簧1，所述压缩弹簧1的左端突出于所述空心导向管14的左端；需要说明的是，通过该空心导向管14，可以防止压缩弹簧1在压缩过程中发生失稳问题，对压缩弹簧1的压缩形变过程进行导向。

所述快速释放钩5通过一根拉力绳6与所述压缩弹簧1的左端部相连接，具体为：所述快速释放钩5与所述拉力绳6的一端相连接，所述拉力绳6的另一端贯穿所述空心导向管14后与所述压缩弹簧1的左端部相连接；

所述基础台架13的正上方固定设置有一个中空的发射筒模拟件11，所述发射筒模拟件11的左端开口且***有一个导弹模拟件(具体为：该导弹模拟件与所述发射筒模拟件11具有的横向分布的内腔的右侧壁相接触)，所述导弹模拟件的左端(即头部)通过一根牵引绳9与所述压缩弹簧1的左端部相连接。

在本发明中，需要说明的是，所述导弹模拟件与需要模拟试验的真实导弹的形状、大小、重量相对应一致，尤其是重心分布也相一致。所述发射筒模拟件11与需要模拟试验的真实导弹发射筒的形状、大小相对应一致，尤其是需要与真实导弹发射筒的内腔的形状、大小相对应一致。

在本发明中，具体实现上，所述发射筒模拟件11的中心线与所述压缩弹簧1的中心线重合。

在本发明中，具体实现上，为了让所述发射筒模拟件11固定在所述基础台架13的正上方，所述发射筒模拟件11的左右两端分别通过一个抱箍支架12与所述基础台架13顶面固定连接在一起。

在本发明中，具体实现上，所述固定架2的右侧中部固定设置有一个定滑轮7，所述拉力绳6穿过所述定滑轮7后与所述压缩弹簧1的左端部相连接。因此，所述定滑轮7用于改变所述液压作动器3输出的拉力的方向，使得液压作动器3输出的拉力作用方向和所述压缩弹簧1的压缩方向垂直，同时保证拉力值不变。

需要说明的是，具体实现上，所述定滑轮7四周外壁分布有一条环形的导向凹槽，所述拉力绳6穿过所述导向凹槽。

在本发明中，具体实现上，所述固定架2和基础台架13之间的位置上还水平设置有海绵垫8，所述牵引绳9贯穿所述海绵垫8。

在本发明中，需要说明的是，所述海绵垫8与所述牵引绳9之间为间隙配合，具体为：所述海绵垫8上与所述牵引绳9相对应位置上开有通孔，该通孔的形状、大小大于所述牵引绳9的形状、大小。

在本发明中，具体实现上，所述基础台架13顶部还设置有左右间隔分布的两对光电开关传感器10，每对所述光电开关传感器10前后对称分布在所述发射筒模拟件11的左边。

所述光电开关传感器10，用于测量导弹模拟件从发射筒模拟件11左端的发射口飞出时的速度。

具体实现上，每个所述光电开关传感器10与同一个数据采集仪相连接，所述数据采集仪用于采集并实时显示所述光电开关传感器产生的阶跃电压信号。因此，用户可以根据该阶跃电压信号，直接计算获得导弹模拟件的出口速度。

需要说明的是，所述阶跃电压信号是指在某一时刻，电压值发生突变，由一个值跳变到另一个值所形成的电压信号。在常态下，每个所述光电开关传感器10所输出的电平是低电平(具体为0V)，当导弹模拟件从发射筒模拟件11中发出而通过光电开关传感器10时，光电开关传感器10会瞬间输出一个高电平(例如为6V)，从而形成阶跃电压信号。

参见图4所示，具体试验中，预先测量获得在所述基础台架13顶部横向左右间隔且前后对称分布的两对光电开关传感器10之间的距离S，当在模拟试验中，导弹模拟件先后飞过两对光电开关传感器10，对应形成两对阶跃电压信号并在数据采集仪上实时显示，如图4所示的第一对阶跃电压信号(即阶跃电压信号1)和第二对阶跃电压信号(即阶跃电压信号2)，两对阶跃电压信号中高电平的时间点分别为t1和t2，因此，可以获得导弹模拟件先后飞过两组光电开关传感器10的时间差Δt(即等于t2减t1的差)，则再根据速度计算公式v＝S/Δt，即可以计算得到导弹模拟件飞过两对光电开关传感器10的平均速度，即导弹模拟件的出口速度。

需要说明的是，所述光电开关传感器10不限于图1所示的四个，根据用户的需要，还可以是任意多个。此外，所述光电开关传感器10可以替换为其他任意一种可以测量导弹模拟件从发射筒模拟件11左端的发射口飞出时速度的测速部件，例如可以为多个测速传感器，所述多个测速传感器前后对称分布在所述发射筒模拟件11的左边，这时候，数据采集仪可以直接从测速传感器获得导弹模拟件从发射筒模拟件11左端的发射口飞出时的速度值。

在本发明中，为了驱动液压作动器3，为液压作动器2提供稳定的动能，对于本发明，所述液压作动器3与一个液压源(例如液压泵站)相连接。其中，所述液压源用于提供稳定的压力和流量，并输出液压能；所述液压作动器2能够把来自液压源的液压能转换为机械能，并向外输出拉力。

具体实现上，所述液压源优选为液压泵站，液压泵站采用液压油作为介质，是为所述液压作动器3提供稳定的压力和流量的液压源，可以至少提供最大50kN的拉力。

需要说明的是，在本发明中，所述液压作动器3，用于向外提供拉力，具体为向外部联动连接的拉力绳6及压缩弹簧1提供拉力；

所述力传感器4，用于测量所述液压作动器3向外输出的拉力值，即能够向拉力绳6及所连接的压缩弹簧1施加的拉力值；

所述快速释放钩5，用于在用户的控制下，将拉力绳6快速与所述快速释放钩5脱离连接，从而将压缩后的压缩弹簧的弹性势能瞬间释放；需要说明的是，对于所述快速释放钩5，其包括安全销钉和脱钩，在释放之前，有安全销钉防止脱钩脱开，当需要释放时(即力传感器4检测获得的拉力值等于用户的预设拉力值时)，用户先拔掉安全销钉，拉动脱钩，即可以瞬间将快速释放钩打开，从而实现瞬间释放的功能。

所述拉力绳6，用于直接传递液压作动器3向外输出的拉力给压缩弹簧1；

所述压缩弹簧1，用于在所述液压作动器3所施加的外部拉力作用下，形成压缩变形，并通过压缩变形产生弹性势能，在释放过程中，通过牵引绳9的传递作用，可以将弹性势能转化为发射筒模拟件11中的导弹模拟件的动能；

所述牵引绳9，用于将压缩弹簧1所瞬间释放的弹性势能所转化的动能，实时传递给所述发射筒模拟件11中***的导弹模拟件，从而能够使得导弹模拟件可以从所述发射筒模拟件11瞬间发射出来；

所述海绵垫8，用于在导弹模拟件可以从所述发射筒模拟件11瞬间发射出来后，通过海绵在碰撞后的缓冲变形作用，可以将导弹模拟件的动能吸收，实现对导弹模拟件的保护和回收，避免导弹模拟件受到损坏。需要说明的是，所述海绵垫8的高度高于所述导弹模拟件的高度。

还需要说明的是，对于本发明，可以通过液压作动器3对压缩弹簧1施加的拉力，并通过牵引绳9的能量传递作用，可以将压缩作动器3的拉力作用和效果最终传递给所述发射筒模拟件11中的导弹模拟件，对导弹模拟件形成瞬间的拉力，然后实时测试导弹模拟件从发射筒模拟件11的左端的发射口飞出时的速度。因此，本发明可以模拟真实导弹在真实导弹发动机的不同大小推力作用下所对应的发射性能，也就是模拟导弹在其所配套的导弹发射筒中的发射性能，并模拟测试导弹从导弹发射筒左端的发射口飞出时的速度。

在本发明中，具体实现上，本发明提供的导弹模拟发射试验***还包括一个控制单元，所述控制单元与一个数据采集仪相连接；

所述数据采集仪，与力传感器4相连接，用于实时采集所述力传感器4所检测获得的所述液压作动器3所输出的拉力值，然后发送给所述控制单元；

所述控制单元，与所述液压作动器3相连接，用于控制所述液压作动器3逐步增大向外输出的拉力(例如从输出拉力大小为0N开始，控制液压作动器的行程)，并接收所述数据采集仪发来的所述液压作动器3所输出的拉力值，并将所述液压作动器3所输出的拉力值与预设拉力值进行比较，当所述液压作动器3所输出的拉力值或者等于预设拉力值时，控制所述液压作动器3保持拉力输出大小不变，不再增大拉力。因此，本发明通过控制单元，并结合力传感器4的作用，可以实现对所述液压作动器3所输出的拉力值的精确控制。

具体实现上，当所述液压作动器3所输出的拉力值达到预设拉力值时，可以释放压缩弹簧1，使得导弹模拟件瞬间从发射筒模拟件11飞出。

需要说明的是，所述预设拉力值可以根据用户的需要预先进行设置，具体优选为等于真实导弹发动机形成的推力大小，因此，本发明可以满足不同推力的真实导弹发动机的模拟发射需求。

对于本发明提供的导弹模拟发射试验***，其具体的安装调试以及验证过程，可以包括以下步骤：

1、将压缩弹簧1、液压作动器3和定滑轮7安装在固定架2上，力传感器4安装在液压作动器3底部的伸缩杆端部，快速释放钩5连接到力传感器4的下方；

2、将光电开关传感器10和抱箍支架12安装在基础台架13上，然后将发射筒模拟件11放置在抱箍支架12中，调整发射筒模拟件的左端开口(即导弹模拟件出口)的位置，使光电开关传感器10位于发射筒模拟件11的出口处，以不遮挡光电开关传感器的光线为宜，然后将发射筒模拟件11固定；

3、将海绵垫8放置在基础台架13和固定架2之间，靠近固定架2的一侧，然后将牵引绳9的一端与压缩弹簧1的活动端(即左端)连接，另一端与导弹模拟件11的头部连接，同时使牵引绳9穿过海绵垫8上的通孔；

4、调整固定架2、基础台架13的相对位置，使发射筒模拟件11的中心线与压缩弹簧1的中心线重合，并且当牵引绳9处于绷直状态时，导弹模拟件靠近发射筒模拟件11的内腔尾端；

5、在固定架2、基础台架13的相对位置确定后，将两部分结构固定在地基平台上；然后使用拉力绳6将压缩弹簧1的活动端(即左端)与快速释放钩5的释放端连接，应使拉力绳6穿过定滑轮7，并位于定滑轮7的导向凹槽内，连接好的拉力绳6应尽量处于绷紧状态，避免液压作动器3的行程损失；

6、将力传感器4和光电开关传感器10与数据采集仪相连接，检测信号是否正常；

7、开启液压泵站，调节液压泵站的压力；

8、开启数据采集仪，实时监测力传感器4输出的拉力和光电开关传感器的信号；

9、利用控制单元控制液压作动器3缓慢地输出拉力，直至对压缩弹簧1的拉力达到预设拉力值F为止；

10、调整导弹模拟件的位置，使导弹模拟件位于发射筒模拟件的内腔尾端，同时使牵引绳9处于拉紧状态；

11、拔掉快速释放钩5上的安全销钉，然后打开释放钩，使拉力绳6瞬间释放，同时压缩弹簧1瞬间弹出，拉动导弹模拟件在发射筒模拟件11内运动；

12、导弹模拟件经过光电开关传感器10时，产生阶跃电压信号，可以在数据采集仪上实时显示，通过该阶跃信号，获取导弹模拟件通过规定长度的时间，计算获得导弹模拟件的出口速度。

基于上述技术方案可知，对于本发明提供的导弹模拟发射试验***，与现有技术相比较，具有如下的优点：

1、本发明利用机械动力装置作为发射试验的动力源，模拟真实导弹的发射场景，相比于常规的火工品试验方式，该方法不会受到试验场地的限制，能够有效的降低试验的成本，缩短试验周期，同时也提高了试验的安全性；

2、本发明采用的光电开关传感器具有灵敏度高、响应速度快(响应时间小于1ms)等优点，可实现较宽范围发射速度的测量，可以满足在不同试验要求下导弹模拟件的结构性能的定量考核；

3、本发明可以通过更换不同规格的压缩弹簧、液压作动器和发射筒模拟件，适应不同质量的、不同口径、不同发射速度的导弹的模拟测试需求；

4、本发明中采用定滑轮，可以将液压作动器输出的拉力的作用方向与压缩弹簧的压缩方向相互垂直，从而有利于快速释放钩的释放动作，也避免了对导弹模拟件的发射产生干涉；

5、本发明是通过两个抱箍支架来夹紧固定发射筒模拟件，因此，可以适应不同直径的发射筒模拟件的安装固定，具有很好的通用性。

综上所述，与现有技术相比较，本发明提供的一种导弹模拟发射试验***，其结构简单，操作方便，通过模拟导弹的发射操作，可以安全、可靠、高效地检测导弹在其所配套的导弹发射筒中的发射性能，试验周期短，试验成本低，适合广泛地推广应用，具有重大的生产实践意义。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种导弹模拟发射试验***，其特征在于，包括横向水平放置的固定架(2)和基础台架(13)；

所述固定架(2)的右侧上部固定设置有一个液压作动器(3)，所述液压作动器(3)底部的伸缩杆与一个力传感器(4)相连接，所述力传感器(4)的底部与一个快速释放钩(5)相连接；

所述固定架(2)的左侧中部固定设置有一个压缩弹簧(1)；

所述快速释放钩(5)通过一根拉力绳(6)与所述压缩弹簧(1)的左端部相连接；

所述基础台架(13)的正上方固定设置有一个中空的发射筒模拟件(11)，所述发射筒模拟件(11)的左端开口且***有一个导弹模拟件，所述导弹模拟件的左端通过牵引绳(9)与所述压缩弹簧(1)的左端部相连接。

2.如权利要求1所述的导弹模拟发射试验***，其特征在于，所述固定架(2)的左侧中部固定设置有一个横向分布的空心支撑管(14)，所述空心导向管(14)外壁套有所述压缩弹簧(1)，所述压缩弹簧(1)的左端突出于所述空心导向管(14)的左端。

3.如权利要求1所述的导弹模拟发射试验***，其特征在于，所述快速释放钩(5)与所述拉力绳(6)的一端相连接，所述拉力绳(6)的另一端贯穿所述空心导向管(14)后与所述压缩弹簧(1)的左端部相连接。

4.如权利要求1所述的导弹模拟发射试验***，其特征在于，所述固定架(2)的右侧中部固定设置有一个定滑轮(7)，所述拉力绳(6)穿过所述定滑轮(7)后与所述压缩弹簧(1)的左端部相连接。

5.如权利要求1所述的导弹模拟发射试验***，其特征在于，所述发射筒模拟件(11)的中心线与所述压缩弹簧(1)的中心线重合。

6.如权利要求1所述的导弹模拟发射试验***，其特征在于，所述发射筒模拟件(11)的左右两端分别通过一个抱箍支架(12)与所述基础台架(13)顶面固定连接在一起。

7.如权利要求1至6中任一项所述的导弹模拟发射试验***，其特征在于，所述固定架(2)和基础台架(13)之间的位置上还水平设置有海绵垫(8)，所述牵引绳(9)贯穿所述海绵垫(8)。

8.如权利要求1至6中任一项所述的导弹模拟发射试验***，其特征在于，所述基础台架(13)顶部还设置有左右间隔分布的两对光电开关传感器(10)，每对所述光电开关传感器(10)前后对称分布在所述发射筒模拟件(11)的左边；

每个所述光电开关传感器(10)与同一个数据采集仪相连接。

9.如权利要求1至6中任一项所述的导弹模拟发射试验***，其特征在于，所述基础台架(13)顶部还设置有多个测速传感器，所述多个测速传感器前后对称分布在所述发射筒模拟件(11)的左边。

10.如权利要求1至6中任一项所述的导弹模拟发射试验***，其特征在于，还包括一个控制单元，所述控制单元与一个数据采集仪相连接；

所述数据采集仪，与力传感器(4)相连接，用于实时采集所述力传感器(4)所检测获得的所述液压作动器(3)所输出的拉力值，然后发送给所述控制单元；

所述控制单元，与所述液压作动器(3)相连接，用于控制所述液压作动器(3)逐步增大向外输出的拉力，并接收所述数据采集仪发来的所述液压作动器(3)所输出的拉力值，并将所述液压作动器(3)所输出的拉力值与预设拉力值进行比较，当所述液压作动器(3)所输出的拉力值或者等于预设拉力值时，控制所述液压作动器(3)保持拉力输出大小不变。