本發(fā)明涉及一種火箭彈彈尾靈活性檢測裝置，屬于彈尾靈活性檢測領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

具有可旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定裝置的火箭彈彈尾，穩(wěn)定裝置的尾翼筒與噴管通過軸承連接，在火箭彈飛行時尾翼能靈活旋轉(zhuǎn)，進而調(diào)節(jié)火箭彈飛行軌跡。在穩(wěn)定裝置與彈體實際裝配過程中，由于受到裝配工藝的影響，裝配后的各個產(chǎn)品的翼片力矩大小不固定，即每個火箭彈飛行時尾翼旋轉(zhuǎn)的靈活性不固定，穩(wěn)定裝置對彈道調(diào)節(jié)差別較大。因此需要一種能夠測試尾翼筒檢測穩(wěn)定裝置靈活性的工具，在穩(wěn)定裝置的尾翼筒與噴管裝配后，測量穩(wěn)定裝置的靈活性，然后對所有產(chǎn)品的穩(wěn)定裝置靈活性進行一致性調(diào)節(jié)，進而提高穩(wěn)定裝置對火箭彈飛行軌跡調(diào)節(jié)的一致性。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是為了解決傳統(tǒng)工藝在裝配可旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定裝置時，穩(wěn)定裝置的靈活性無法測量，導(dǎo)致裝配后產(chǎn)品一致性差的問題，而提供一種火箭彈彈尾靈活性檢測裝置。

本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的：

本發(fā)明的一種火箭彈彈尾靈活性檢測裝置，包括撥板、定位柱、定位板、定位銷、壓桿、扭簧、座套；

撥板左側(cè)上下兩端個固定有一個套圈，撥板通過兩個套圈套接在定位柱的側(cè)壁上，兩個套圈與定位柱側(cè)壁之間通過軸承連接，且撥板與定位柱之間通過扭簧連接；撥板左側(cè)上端的套圈上豎直開有定位孔；定位柱上部側(cè)壁固定定位板，且定位板位于撥板左側(cè)上端套圈的上方，在定位板上豎直開有定位孔，定位板與撥板左側(cè)上端套圈的定位孔距定位柱軸線距離一致；定位柱的上端與壓桿的中部鉸接，使繞其與定位柱的鉸接點豎直翻轉(zhuǎn)，定位柱的前端開有長孔，定位柱的前端通過長孔與定位銷的上端軸連接；定位柱的下端外壁與座套的內(nèi)壁為相互配合的正多變形定位面，定位柱的下端插入座套的內(nèi)腔，二者圓周定位。

測量前，通過撥板繞定位柱旋轉(zhuǎn)使扭簧蓄力，進而使定位柱上部固定的定位板與撥板左側(cè)上端的套圈相對旋轉(zhuǎn)，當(dāng)定位板與撥板左側(cè)上端套圈的定位孔對正時，將定位銷同時插入上述對正的兩個定位孔內(nèi)，使定位板與撥板左側(cè)上端的套圈圓周鎖定；調(diào)節(jié)定位柱下端插入座套的圓周位置，使定位柱連接撥板與待測穩(wěn)定裝置尾翼筒上的一個翼片接觸。

測量時，通過下壓壓桿的自由端，將定位銷從對正的兩個定位孔內(nèi)拔出，定位板與撥板左側(cè)上端套圈鎖定狀態(tài)解除；在扭簧的作用下，撥板繞定位柱旋轉(zhuǎn)，進而撥動待測穩(wěn)定裝置的尾翼筒繞噴管旋轉(zhuǎn)，通過觀察尾翼筒相對噴管旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)速和時間，得出該穩(wěn)定裝置靈活性。通過調(diào)節(jié)穩(wěn)定裝置的尾翼筒與噴管的裝配工藝，使穩(wěn)定裝置的靈活性保持一致，進而提高穩(wěn)定裝置對火箭彈飛行軌跡調(diào)節(jié)的一致性。

有益效果

本發(fā)明的檢測裝置結(jié)構(gòu)簡單，操作方便，解決了傳統(tǒng)工藝無法測量可旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定裝置靈活性的技術(shù)難點，進而保證了彈尾的穩(wěn)定裝置對火箭彈飛行軌跡調(diào)節(jié)一致性的要求。

附圖說明

圖1為本發(fā)明檢測裝置的結(jié)構(gòu)示意圖；

1-撥板；2-滾輪；3-定位銷；4-壓桿；5-定位板；6-扭簧；7-定位柱；8-限位柱；9-座套。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明的內(nèi)容作進一步描述。

實施例

本發(fā)明的一種火箭彈彈尾靈活性檢測裝置，如圖1所示，包括撥板1、定位柱7、定位板5、定位銷3、壓桿4、扭簧5、座套9；

撥板1左側(cè)上下兩端個固定有一個套圈，撥板1通過兩個套圈套接在定位柱7的側(cè)壁上，兩個套圈與定位柱側(cè)壁之間通過軸承連接，且撥板1與定位柱7之間通過扭簧連接；撥板1左側(cè)上端的套圈上豎直開有定位孔；定位柱7上部側(cè)壁固定定位板5，且定位板5位于撥板1左側(cè)上端套圈的上方，在定位板5上豎直開有定位孔，定位板5與撥板1左側(cè)上端套圈的定位孔距定位柱7軸線距離一致；定位柱7的上端與壓桿4的中部鉸接，使繞其與定位柱7的鉸接點豎直翻轉(zhuǎn)，定位柱7的前端開有長孔，定位柱7的前端通過長孔與定位銷3的上端軸連接；定位柱7的下端外壁與座套9的內(nèi)壁為相互配合的正多變形定位面，定位柱7的下端插入座套9的內(nèi)腔，二者圓周定位。

測量前，通過撥板1繞定位柱7旋轉(zhuǎn)使扭簧5蓄力，進而使定位柱7上部固定的定位板5與撥板1左側(cè)上端的套圈相對旋轉(zhuǎn)，當(dāng)定位板5與撥板1左側(cè)上端套圈的定位孔對正時，將定位銷3同時插入上述對正的兩個定位孔內(nèi)，使定位板5與撥板1左側(cè)上端的套圈圓周鎖定；調(diào)節(jié)定位柱7下端插入座套9的圓周位置，使定位柱7連接撥板1與待測穩(wěn)定裝置尾翼筒上的一個翼片接觸。

測量時，通過下壓壓桿4的自由端，將定位銷3從對正的兩個定位孔內(nèi)拔出，定位板5與撥板1左側(cè)上端套圈鎖定狀態(tài)解除；在扭簧5的作用下，撥板1繞定位柱7旋轉(zhuǎn)，進而撥動待測穩(wěn)定裝置的尾翼筒繞噴管旋轉(zhuǎn)，通過觀察尾翼筒相對噴管旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)速和時間，得出該穩(wěn)定裝置靈活性。通過調(diào)節(jié)穩(wěn)定裝置的尾翼筒與噴管的裝配工藝，使穩(wěn)定裝置的靈活性保持一致，進而提高穩(wěn)定裝置對火箭彈飛行軌跡調(diào)節(jié)的一致性。

所述撥板1的右側(cè)外緣處開口，開口處通過豎直軸連接滾輪2，撥板1與待測穩(wěn)定裝置的翼片通過滾輪接觸，防止撥板1在測試過程中劃傷翼片。

在座套9的上端外壁通過連接座豎直固定限位柱8，限位柱8位于撥板1的回彈行程上，防止撥板1與測試中的旋轉(zhuǎn)翼片發(fā)生二次接觸，影響測試結(jié)果。

撥板1左側(cè)上端的套圈上豎直開有多個圓周分布的定位孔，定位板5與撥板1左側(cè)上端套圈不同的定位孔對正時，對扭簧5蓄力大小不同，以適應(yīng)穩(wěn)定裝置不同測試條件的靈活性。