[发明专利]一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置

说明书

本申请公开了一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置。包括：驱动组件，驱动组件包括：力矩电机，具有第一输出轴，其上设有第一编码器，其端部设有柔性扭矩传感器，其具有连接端；燃气舵组件，其设置在第三支架上；燃气舵组件包括：舵机和燃气舵，燃气舵的舵轴通过第一轴承组件与第三支架转动连接；第一轴承组件上设有第二编码器；舵机具有第二输出轴，其通过传动组件与舵轴传动连接；第二轴承组件，设置在第二支架上；舵轴与第一轴承组件转动连接，舵轴自由端贯穿第一轴承组件与连接端连接；舵轴上设有第三编码器，且其位于第一轴承组件内。在风洞环境或控制燃气舵在发动机的高温燃气流中做实验前，进行燃气舵力学性能实验，可有效节省实验成本。

技术领域

本公开一般涉及高超音速导弹技术领域，具体涉及一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置。

背景技术

随着试验技术的发展，导弹在助推一级飞行阶段采用燃气舵进行姿态稳定和转向控制的越来越多。现有燃气舵质量较大。在高超音速领域中的导弹质量决定着飞行距离，所以各个零部件均要减轻重量，其中燃气舵也需要减重，但燃气舵一般在全弹中为关键件，比较特殊，在减重后需要大量实验数据来证明。

燃气舵质量减轻后直接在风洞环境或控制燃气舵在发动机的高温燃气流中做实验，能够验证燃气舵的力学性能，但是，实验成本高。因此，我们提出一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置用以解决上述问题。

发明内容

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种成本低，可进行多次多工况实验直至满足要求的导弹超轻燃气舵的负载模拟装置。

第一方面，本申请提供一种导弹超轻燃气舵的负载模拟装置，包括：

底板，所述底板上设有沿其长度方向依次设置的第一支架、第二支架和第三支架；

驱动组件，其设置在所述第一支架上；所述驱动组件包括：

力矩电机，其安装在所述第一支架上；所述力矩电机具有第一输出轴，所述第一输出轴上设有第一编码器；所述第一输出轴端部安装有柔性扭矩传感器；所述柔性扭矩传感器具有连接端；

燃气舵组件，其设置在所述第三支架上；所述燃气舵组件包括：

舵机和燃气舵，二者均安装在所述第三支架上；所述燃气舵的舵轴通过第一轴承组件与所述第三支架转动连接；所述第一轴承组件上设有第二编码器；所述舵机具有第二输出轴，所述第二输出轴通过传动组件与所述舵轴传动连接；

第二轴承组件，设置在所述第二支架上；所述舵轴与所述第二轴承组件转动连接，且所述舵轴的自由端贯穿所述第二轴承组件与所述连接端连接；所述舵轴上设有第三编码器，且其靠近所述第二轴承组件设置。

根据本申请实施例提供的技术方案，夹紧组件，套设在所述舵轴上；所述夹紧组件具有可抵在所述舵轴侧壁的顶紧面。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述夹紧组件包括：

夹紧架，套设在所述舵轴上；

多组顶紧件，沿所述舵轴周向均匀设置在所述夹紧架上；每组顶紧件包括多个顶紧部，多个所述顶紧部靠近所述舵轴的一端共同形成顶紧面。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述顶紧部包括：

球头支杆，其贯穿所述夹紧架侧壁，且与所述夹紧架侧壁转动连接；所述球头支杆靠近所述舵轴的一端形成球头连接部；

万向座，可转动地安装在所述球头连接部上；所述万向座远离所述球头连接部的一侧形成与所述舵轴侧壁接触的压紧面。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述球头支杆与所述夹紧架侧壁螺纹连接。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述第一轴承组件包括：