一种火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置的制作方法

1.本技术属于火箭全箭模态试验技术领域，具体涉及一种火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置。


背景技术：

2.为测试火箭的振动特性，设计有全箭模态试验，全箭模态试验中，将火箭底端连接在承力环上，承力环置于承力平台上，且在承力环上连接悬吊钢索，在对火箭进行振动特性测试时，以悬吊钢索将承力环吊离承力平台，使火箭处于竖直悬吊状态，以此模拟火箭在空中的自由飞行状态，该种技术方案存在以下缺陷：
3.火箭为细长结构，以悬吊钢索将承力环吊离承力平台，使火箭处于竖直悬吊状态过程中，火箭发生竖直方向的位移，容易引起火箭的失稳。
4.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
5.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本技术的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供一种火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
7.本技术的技术方案是：
8.一种火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，包括：
9.承力环，连接在火箭根部，并以悬吊钢索悬吊；
10.多个升降机构，沿承力环周向分布，包括：
11.承力座；
12.支架，连接在承力座上；
13.转轴；
14.两个轴承，套接在转轴上，安装在支架上；
15.螺母，螺接在转轴上，与支架之间滑轨配合连接；
16.升降筒，一端连接在螺母上，一端支撑在承力环上；
17.传动齿轮，套接在转轴上；
18.中间齿轮，以支撑轴支撑在承力座上，与传动齿轮啮合；
19.驱动齿轮，与中间齿轮啮合；
20.伺服电机，连接在承力座上，其输出轴上套接驱动齿轮，以此能够驱动转轴转动，进而带动螺母、升降筒下降，使升降筒脱离对承力环的支撑。
21.根据本技术的至少一个实施例，上述的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置中，各个轴承为推力滚子轴承。
22.根据本技术的至少一个实施例，上述的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置中，伺服电机以支撑件连接在承力座上。
23.根据本技术的至少一个实施例，上述的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置中，承力环上具有多个支撑涡；
24.各个升降机构，还包括：
25.轮辐式测力计，其外圈连接在升降筒背向螺母的一端；
26.支撑接头，连接在轮辐式测力计中心孔中，对应支撑在一个支撑涡中，在升降筒下降时，脱离支撑涡。
附图说明
27.图1是本技术实施例提供的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置的示意图；
28.图2-图4是本技术实施例提供的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置的的部位结构示意图；
29.其中：
30.1-承力环；2-承力座；3-支架；4-转轴；5-轴承；6-螺母；7-升降筒；8-传动齿轮；9-中间齿轮；10-驱动齿轮；11-伺服电机；12-轮辐式测力计；13-支撑接头；14-升降机构。
31.为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本技术的限制。
具体实施方式
32.为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
33.此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
34.此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过
中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
35.下面结合附图1至图4对本技术做进一步详细说明。
36.一种火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，包括：
37.承力环1，连接在火箭根部，并以悬吊钢索悬吊；
38.多个升降机构14，具体数量可以是四个，沿承力环1周向分布，包括：
39.承力座2；
40.支架3，连接在承力座2上；
41.转轴4；
42.两个轴承5，套接在转轴4上，安装在支架3上；
43.螺母6，螺接在转轴4上，与支架3之间滑轨配合连接；
44.升降筒7，一端连接在螺母6上，一端支撑在承力环1上；
45.传动齿轮8，套接在转轴4上；
46.中间齿轮9，以支撑轴支撑在承力座2上，与传动齿轮8啮合；
47.驱动齿轮10，与中间齿轮9啮合；
48.伺服电机11，连接在承力座2上，其输出轴上套接驱动齿轮10，以此能够驱动转轴4转动，进而带动螺母6、升降筒7下降，使升降筒7脱离对承力环1的支撑。
49.上述实施例公开的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，设计以多个升降机构14取代承力平台对承力环1及其火箭进行支撑，应用于全箭模态试验，对火箭进行振动特性测试时，可通过各个升降机构14中伺服电机11驱动转轴4转动，带动带动螺母6、升降筒7下降，使各个升降机构14协同脱离对承力环1的支撑，使承力环1及其火箭仅是被悬吊钢索悬吊，火箭处于竖直悬吊状态，模拟火箭在空中的自由飞行状态，该过程中，承力环1及其火箭始终被悬吊钢索悬吊，保持位置不动，不发生竖直方向的位置，从而能够避免引起火箭失稳。
50.上述实施例公开的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，应用于全箭模态试验，对火箭进行振动特性测试完成后，可通过各个升降机构14中伺服电机11驱动转轴4转动，带动带动螺母6、升降筒7上升，使各个升降机构14协同恢复对承力环1的支撑，该过程中，同样有承力环1及其火箭始终被悬吊钢索悬吊，保持位置不动，不发生竖直方向的位置，从而能够避免引起火箭失稳。
51.上述实施例公开的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，还可通过对各个升降机构14中伺服电机11的单独调节，调节各个升降筒7的高度，支使承力环1保持水平。
52.上述实施例公开的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，通过相互的啮合的传动齿轮8、中间齿轮9、驱动齿轮10进行传动，可实现有限空间内装置部件的布置，使部件间结构紧凑，且可通过对传动齿轮8、中间齿轮9、驱动齿轮10齿数的设计，实现加速或减速传动。
53.在一些可选的实施例中，上述的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置中，各个轴承5为推力滚子轴承。
54.在一些可选的实施例中，上述的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置中，伺服电机11以支撑件连接在承力座2上。
55.在一些可选的实施例中，上述的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置中，承力环1上具有多个支撑涡；
56.各个升降机构14，还包括：
57.轮辐式测力计12，其外圈连接在升降筒7背向螺母6的一端；
58.支撑接头13，连接在轮辐式测力计12中心孔中，对应支撑在一个支撑涡中，以能够与承力环1可靠配合，实现对承力环1的稳定支撑，在升降筒7下降时，脱离支撑涡，使承力环1及其火箭仅是被悬吊钢索悬吊，火箭处于竖直悬吊状态，模拟火箭在空中的自由飞行状态。
59.上述实施例公开的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，可通过各个升降机构14中轮辐式测力计12的示数判断各个升降机构14的受载，在各个轮辐式测力计12示数一致时，表示各个升降机构14的协同性好，能够同时支撑承力环1或脱离对承力环1的支撑，使承力环1能够保持水平，避免引起火箭失稳。
60.在一些可选的实施例中，上述的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置中，各个升降机构14中，支架3可被设计为筒状，部分或全部包覆转轴4、轴承5、螺母6、升降筒7、传动齿轮8、中间齿轮9、驱动齿轮10等部件，也可根据实际设计为其他适配的形状。
61.上述实施例公开的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置中，所说的连接，可以是螺栓连接、焊接以及过盈连接，具体可相关技术人员在应用时，根据实际工艺及其需求进行设计，在此不再做更细致的说明。
62.说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
63.至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，其特征在于，包括：承力环(1)，连接在火箭根部，并以悬吊钢索悬吊；多个升降机构(14)，沿承力环(1)周向分布，包括：承力座(2)；支架(3)，连接在承力座(2)上；转轴(4)；两个轴承(5)，套接在转轴(4)上，安装在支架(3)上；螺母(6)，螺接在转轴(4)上，与支架(3)之间滑轨配合连接；升降筒(7)，一端连接在螺母(6)上，一端支撑在承力环(1)上；传动齿轮(8)，套接在转轴(4)上；中间齿轮(9)，以支撑轴支撑在承力座(2)上，与传动齿轮(8)啮合；驱动齿轮(10)，与中间齿轮(9)啮合；伺服电机(11)，连接在承力座(2)上，其输出轴上套接驱动齿轮(10)，以此能够驱动转轴(4)转动，进而带动螺母(6)、升降筒(7)下降，使升降筒(7)脱离对承力环(1)的支撑。2.根据权利要求1所述的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，其特征在于，各个轴承(5)为推力滚子轴承。3.根据权利要求1所述的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，其特征在于，伺服电机(11)以支撑件连接在承力座(2)上。4.根据权利要求1所述的火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，其特征在于，承力环(1)上具有多个支撑涡；各个升降机构(14)，还包括：轮辐式测力计(12)，其外圈连接在升降筒(7)背向螺母(6)的一端；支撑接头(13)，连接在轮辐式测力计(12)中心孔中，对应支撑在一个支撑涡中，在升降筒(7)下降时，脱离支撑涡。

技术总结
本申请属于火箭全箭模态试验技术领域，具体涉及一种火箭全箭模态试验用悬吊辅助装置，包括：承力座；支架，连接在承力座上；转轴；两个轴承，套接在转轴上，安装在支架上；螺母，螺接在转轴上，与支架之间滑轨配合连接；升降筒，一端连接在螺母上，一端支撑在承力环上；传动齿轮，套接在转轴上；中间齿轮，以支撑轴支撑在承力座上，与传动齿轮啮合；驱动齿轮，与中间齿轮啮合；伺服电机，连接在承力座上，其输出轴上套接驱动齿轮，以此能够驱动转轴转动，进而带动螺母、升降筒下降，使升降筒脱离对承力环的支撑。撑。撑。


技术研发人员：胡延鹏 梁森 聂凯 刘凡 李凯翔 王亮 白春玉 李思宇
受保护的技术使用者：中国飞机强度研究所
技术研发日：2023.03.10
技术公布日：2023/7/13