[发明专利]火箭弹动不平衡测试方法

权利要求书

1.一种火箭弹动不平衡测试方法，其特征在于：该方法步骤如下，

步骤一，在火箭弹体(16)上安装工艺齿轮(22)，使得内锥度花键孔(23)与尾翼部(17)咬合；

步骤二，上料机械手(45)将火箭弹体(16)安装在动平衡主体(40)上；首先，在上料工位，将第一支撑部(24)的分度卡口(29)与第二支撑部(25)的分度卡口(29)分别对应安装前支撑部(19)与后尾端(18)；然后，径向螺杆件(34)驱动导向滑块(35)与后导向块(39)向分度卡口(29)根部移动，使得前铰接臂(37)与后铰接臂(38)折叠，从而阻挡火箭弹体(16)从分度卡口(29)滑出；

步骤三，在试验工位，通过试验装置(42)顶接火箭弹体(16)两端并驱动火箭弹体(16)旋转测试；首先，根据火箭弹体(16)调整试验支架(46)的位置，通过支架顶尖(48)抵接后锥度孔(20)，通过调整支架纵向滑块(50)，使得支架前内锥套(52)顶接前端尖部(21)；然后，支架升降尾座(47)与支架升降头座(51)带动火箭弹体(16)与分度卡口(29)侧壁分离，试验驱动齿轮轴(53)通过斜齿轮带动火箭弹体(16)旋转；再次，通过测试表头或动不平衡冲量测试器对于火箭弹体(16)测试动不平衡参数；

步骤四，在标记工位，打标机(43)在火箭弹体(16)标记测试参数；

步骤五，在输出工位，首先，输出内六方套筒机械臂(54)旋拧位于输出工位处的径向螺杆件(34)端头，通过外顶弹簧(36)使得前铰接臂(37)与后铰接臂(38)由折合状态变为展开状态，从而分度卡口(29)开口变大；然后，输出导向板(55)承接从分度卡口(29)滚出的火箭弹体(16)；

该方法借助于火箭弹动不平衡测试装置包括机架总成及设置在机架总成上的动平衡主体(40)；在动平衡主体(40)外侧分别对应有上料装置(41)、打标机(43)及输出装置(44)；

动平衡主体(40)，用于测试的火箭弹体(16)的动不平衡冲量参数；

上料装置(41)，包括上料机械手(45)，用于将火箭弹体(16)放置到动平衡主体(40)上；

试验装置(42)，作为动平衡主体(40)的一部分，用于顶接火箭弹体(16)两端并驱动火箭弹体(16)旋转测试；

打标机(43)，用于在火箭弹体(16)上打标及记录动不平衡冲量参数；

输出装置(44)，用于将火箭弹体(16)从试验装置(42)上输出；

动平衡主体(40)还包括对称且同轴设置的第一支撑部(24)与第二支撑部(25)；第一支撑部(24)与第二支撑部(25)通过中间可调连接部(26)实现传动连接；

第一支撑部(24)包括旋转安装在机架总成上的中心旋转轴(27)；在中心旋转轴(27)上键连接有分度旋转盘(28)，在分度旋转盘(28)上分布有若干分度卡口(29)；第一支撑部(24)的分度卡口(29)与第二支撑部(25)的分度卡口(29)分别对应安装前支撑部(19)与后尾端(18)；

在分度旋转盘(28)上依次具有上料工位、试验工位、标记工位及输出工位；试验工位位于分度旋转盘(28)正上方；上料装置(41)位于上料工位，试验装置(42)位于试验工位，打标机(43)位于标记工位，输出装置(44)位于输出工位；输出工位位于分度旋转盘(28)轴心线下方；

分度卡口(29)为喇叭口状，在卡口侧壁(30)上设置有侧壁T型槽(32)，在侧壁T型槽(32)外端口上设置有工艺端面(31)，在工艺端面(31)设置有工艺支架(33)，在工艺支架(33)上设置有径向螺杆件(34)，在侧壁T型槽(32)中设置有与径向螺杆件(34)连接的导向滑块(35)，在导向滑块(35)上铰接有前铰接臂(37)，前铰接臂(37)连接有后铰接臂(38)，后铰接臂(38)连接有在侧壁T型槽(32)中滑动的后导向块(39)；

在导向滑块(35)与后导向块(39)之间连接有外顶弹簧(36)；

试验装置(42)包括试验支架(46)；在试验支架(46)一侧下端升降设置有与后锥度孔(20)对应接触的支架升降尾座(47)；

支架顶尖(48)通过支架尾部弹簧(49)水平安装在支架升降尾座(47)上；

在试验支架(46)另一侧纵向滑动有支架纵向滑块(50)，在支架纵向滑块(50)下端设置有与支架升降尾座(47)同步升降的支架升降头座(51)；

在支架升降头座(51)上水平设置有与支架顶尖(48)同轴的支架前内锥套(52)；

在试验支架(46)上设置有试验驱动齿轮轴(53)及测试表头或动不平衡冲量测试器，用于与斜齿轮啮合；测试表头或动不平衡冲量测试器用于与火箭弹体(16)回转外侧壁压力接触，测试动不平衡参数；

支架顶尖(48)与支架前内锥套(52)对顶火箭弹体(16)，试验驱动齿轮轴(53)通过斜齿轮带动火箭弹体(16)旋转；

输出装置(44)包括输出内六方套筒机械臂(54)及输出导向板(55)；输出内六方套筒机械臂(54)用于旋拧位于输出工位处的径向螺杆件(34)端头，通过外顶弹簧(36)使得前铰接臂(37)与后铰接臂(38)由折合状态变为展开状态；输出导向板(55)倾斜设置且入口位于分度卡口(29)下端，承接从分度卡口(29)滚出的火箭弹体(16)；

在火箭弹体(16)上从头到尾依次分布有前端尖部(21)、前支撑部(19)、尾翼部(17)、后尾端(18)及后锥度孔(20)；在尾翼部(17)上安装有工艺齿轮(22)；工艺齿轮(22)为斜齿轮，在工艺齿轮(22)上设置有内锥度花键孔(23)，其与尾翼部(17)咬合，从而旋转的时候，对尾翼部(17)产生轴向力，将工艺齿轮(22)沿轴向推向尾部。