用于旋转导弹旋转状态下全弹振动的振动试验系统及试验方法与流程

1.本发明涉及导弹力学环境试验技术领域，具体地，涉及用于旋转导弹旋转状态下全弹振动的振动试验系统及试验方法。


背景技术：

2.旋转导弹作为一种适用于近程、低空、快速响应的导弹，具有结构简单、操作灵活、成本低的优点，常被用于末端防御系统中，与普通导弹相比，旋转导弹最大的特点就是弹体做周期性的旋转运动，这个频率一般在10～20hz之间，因而空气舵产生的气动力也做周期性运动。在只有一对舵面的情况下，也可以产生360
°
方向的控制力，因此旋转导弹可以通过一对舵实现单通道控制。但是旋转状态下也带了马格努斯效应、陀螺效应以及舵控延迟等控制通道间耦合因素，导致了自动驾驶仪设计参数稳定域减小，降低了导弹的运动稳定性以及增加了指令响应误差。旋转下的结构动态响应就更加复杂，存在非线性、大范围时变的特点。因此，常规导弹非旋转状态下的导弹振动环境试验对旋转导弹的可靠性和环境适应性考核并不充分，在非旋转状态下开展的振动试验无法真实的复现旋转导弹所经受的力学环境，非旋转状态下振动过程中的导弹综合测试数据也无法表明旋转状态下导弹弹上设备的相关性能。
3.因此，如何真实的模拟旋转导弹在旋转状态下所经历的振动力学环境，获取旋转导弹在旋转状态下施加振动激励的结构动态响应和弹上设备运行参数，已成为导弹力学环境工程技术领域亟需解决的难题。
4.经现有技术专利文献检索发现，中国实用新型专利公开号为cn210293596u，公开了一种用于导弹导引头旋转叠加振动的试验系统，属于试验系统领域，实现了导引头旋转和振动应力的同时施加，真实的模拟了导引头的实际载荷环境，可以复现导引头在复合工况下出现的问题，采用的激光测振仪属于非接触式激光传感器，实现了导引头旋转状态下的振动精准控制，解决了带线缆加速度传感器无法用于旋转部件振动控制的难题，采用了弹性联轴器和可伸缩万向节，有效的降低了由于装配误差产生的各轴线不同轴造成的影响，同时可伸缩万向节的可伸缩性，可以补偿振动过程产生的位移偏差的影响。包括支撑框架、振动装置、水平滑台、振动固定工装、控制系统、旋转动力装置、旋转通气装置、旋转通电装置、弹性联轴器、可伸缩万向节、导引头。而本发明提供了用于旋转导弹旋转状态下全弹振动的振动试验系统及试验方法，解决非旋转状态下的导弹振动环境试验对旋转导弹的可靠性和环境适应性考核并不充分等问题。因此，该文献与本发明所介绍的方法是属于不同的发明构思。


技术实现要素：

5.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种用于旋转导弹旋转状态下全弹振动的振动试验系统及试验方法，实现对旋转导弹在旋转状态下所经历振动力学环境的真
实模拟，更加真实的考核旋转导弹的可靠性和环境适应性。
6.根据本发明提供的一种用于旋转导弹旋转状态下全弹振动的振动试验系统，包括振动装置、固定装置以及旋转装置，固定装置将旋转导弹固定于振动装置上，旋转导弹的末端连接旋转装置；旋转导弹通过振动装置实现振动激励的施加，旋转导弹通过固定装置实现导弹重力的平衡，旋转导弹通过旋转装置实现旋转运动的施加；
7.振动装置包括振动台、振动控制器、工控计算机、功率放大器、激光控制器、激光传感器以及振动夹具，旋转导弹通过振动夹具连接于振动台上，振动夹具连接功率放大器，功率放大器连接振动控制器，振动控制器分别连接工控计算机和激光控制器，激光控制器连接激光传感器，激光传感器均匀分布于振动台两侧；
8.激光传感器将获得的振动信号传输给激光控制器，激光控制器将振动信号传输给振动控制器，振动控制器对激光传感器测量的振动信号处理后与工控计算机设定的程序对比，功率放大器在接收到振动控制器输出的信号后作出响应，调节振动台的电流输入，实现控制振动台的推力。
9.一些实施例中，振动夹具包括夹具底座、第一弹体防护环、第一滚动部件、卡环、第一螺栓以及第一螺母，夹具底座上连接有第一弹体防护换，第一弹体防护换上通过第一滚动部件连接卡环，第一弹体防护环和卡环的连接端分别插有第一螺栓，第一螺栓通过第一螺母固定。
10.一些实施例中，旋转装置包括转动夹具、球笼联轴器、减速器、驱动电机以及支撑台，转动夹具连接于旋转导弹的末端，旋转夹具通过球笼联轴器连接于减速器上，减速器连接驱动电机，减速器和驱动电机连接于支撑台上。
11.一些实施例中，转动夹具包括转动支架、转动卡环、第三螺栓以及第三螺母，转动卡环两端连接转动支架，转动卡环上插有第三螺栓，第三螺栓通过第三螺母固定，转动卡环内壁上粘结有毛毡。
12.一些实施例中，固定装置包括导弹吊环、橡皮绳以及龙门架，导弹吊环均匀连接于旋转导弹上，驱使旋转导弹保持重力平衡，导弹吊环通过橡皮绳连接于龙门架上。
13.一些实施例中，导弹吊环包括吊环卡箍、第二弹体防护环、第二滚动部件、第二螺栓以及第二螺母，第二弹体防护环的外壁上通过第二滚动部件连接有吊环卡箍，吊环卡箍和第二弹体防护环的连接端分别插有第二螺栓，第二螺栓通过第二螺母固定。
14.一些实施例中，还包括空心轴滑环，空心轴滑环连接于振动夹具或导弹吊环上；空心轴滑环内径比旋转导弹导弹内径大毫米，且空心轴滑环不与旋转导弹发生干涉，空心轴滑环用于旋转导弹旋转状态下弹上设备与弹外测试设备之间的信号传输。
15.一些实施例中，夹具底座和卡环的两个侧面设有螺纹孔，通过螺纹孔与空心轴滑环连接。
16.一些实施例中，吊环卡箍的两侧面均设有螺纹孔，通过螺纹孔与空心轴滑环连接。
17.本发明还提供了一种用于旋转导弹旋转状态下全弹振动的振动试验系统的试验方法，具体包括如下步骤：
18.步骤一：采用三维设计软件、动力学分析软件、系统仿真软件建立整个试验系统在虚拟数字空间中的映射，在虚拟数字空间中进行虚拟试验；
19.步骤二：在虚拟数字空间中，不断调整激振点位置和悬吊位置，根据虚拟试验结
果，选择最优的激振点位置、悬吊位置、振动控制点的位置以及获取导弹动力学传递特性参数；
20.步骤三：根据选择的最优的激振点位置、悬吊位置、振动控制点的位置、导弹动力学传递特性参数、试验条件，设计振动夹具、导弹吊环以及转动夹具，所设计的振动夹具、导弹吊环以及转动夹具应满足振动试验频率范围内没有共振峰；
21.步骤四：在振动台上方米处搭建龙门架，根据选定的激振点位置和悬吊位置，通过设计的振动夹具、导弹吊环和橡皮绳，将旋转导弹分别与振动台和龙门架相连；
22.步骤五：调整支撑架的高度和位置使减速器的输出轴轴线与旋转导弹的轴线重合，使用转动夹具、球笼联轴器将旋转导弹与减速器相连；
23.步骤六：根据选定的传感器测量点的位置在离旋转导弹轴线m的位置布置激光传感器，标定激光的位置；
24.步骤七：通过电缆将多个激光传感器与激光控制器相连，通过电缆将激光控制器与振动控制器相连，通过电缆将振动控制器与工控计算机、功率放大器相连，通过电缆将功率放大器与振动台相连；
25.步骤八：调试整个试验系统，启动驱动电机，通过电机控制器控制旋转导弹的旋转速度符合试验条件的要求；
26.步骤九：选择多点平均振动控制方法，进行小量级预试验，确定控制方案是否满足试验要求，如果不满足则更换振动控制点的位置，重新进行小量级预试验；
27.步骤十：在满足试验要求后，通过工控计算机逐级增加振动控制器的输出，进而增加功率放大器的输出，实现振动台的量级增加，直至达到试验大纲规定的振动试验量级，开始正式试验。通过工控计算机上的数据记录软件记录试验数据。
28.步骤十一：振动控制器按照工控计算机的输入程序控制振动台完成符合试验要求的振动后，控制振动台停止振动。
29.步骤十二：通过电机控制器逐级降低驱动电机的转速，直至驱动电机完全停止转动即旋转导弹停止旋转，完成试验，关闭试验设备。
30.步骤十三：试验结束后，拆除振动夹具上的卡环与橡皮绳，使用吊车将旋转导弹吊下放置在专用工装上，拆除导弹吊环与振动夹具中的旋转零件。
31.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
32.(1)本发明提供一种解决旋转导弹旋转状态下全弹振动试验的解决方案，能更加真实地模拟旋转导弹飞行过程中所经受的振动力学环境，充分地考核旋转导弹的可靠性和振动环境适应性；
33.(2)本发明采用非接触式激光传感器，实现导弹旋转状态下全弹振动的测量与振动的控制，克服传统传感器无法在旋转运动下测量振动的难题；
34.(3)本发明通过带弹体防护环、滚动部件的振动夹具，用于旋转导弹旋转状态下全弹与振动台相连接，实现振动的传递；
35.(4)本发明通过带弹体防护环、滚动部件的导弹吊环，用于旋转导弹旋转状态下全弹与龙门架相连接，平衡导弹的重力。
附图说明
36.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
37.图1是本发明的结构示意图；
38.图2为本发明实施例的局部立体图；
39.图3为本发明振动夹具的轴侧视图；
40.图4为本发明导弹吊环的轴侧视图；
41.图5为本发明转动夹具的轴侧视图；
42.图6为本发明空心轴滑环的安装图。
43.图中标号：
44.振动装置100、固定装置200、旋转装置300、振动台1、振动控制器2、工控计算机3、功率放大器4、激光控制器5、激光传感器6、振动夹具7、夹具底座71、第一弹体防护环72、第一滚动部件73、卡环74、第一螺栓75、第一螺母76、空心轴滑环8、导弹吊环9、吊环卡箍91、第二弹体防护环92、第二滚动部件93、第二螺栓94、第二螺母95、橡皮绳10、龙门架11、转动夹具12、转动支架121、转动卡环122、第三螺栓123、第三螺母124、球笼联轴器13、减速器14、驱动电机15、电缆16、旋转导弹17、支撑台18
具体实施方式
45.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
46.实施例1
47.本发明提供的一种用于旋转导弹旋转状态下全弹振动的振动试验系统，如图1-6所示，包括振动装置100、固定装置200以及旋转装置300，固定装置200将旋转导弹17固定于振动装置100上，旋转导弹17的末端连接旋转装置300；旋转导弹17通过振动装置100实现振动激励的施加，旋转导弹17通过固定装置200实现导弹重力的平衡，旋转导弹17通过旋转装置300实现旋转运动的施加。
48.固定装置200包括导弹吊环9、橡皮绳10以及龙门架11，导弹吊环9均匀连接于旋转导弹17上，驱使旋转导弹保持重力平衡，导弹吊环9通过橡皮绳10连接于龙门架11上。如图4所示，导弹吊环9包括吊环卡箍91、第二弹体防护环92、第二滚动部件93、第二螺栓94以及第二螺母95，第二弹体防护环92的外壁上通过第二滚动部件93连接有吊环卡箍91，吊环卡箍91和第二弹体防护环92的连接端分别插有第二螺栓94，第二螺栓94通过第二螺母95固定。两个吊环卡箍91通过第二螺栓94、第二螺母95紧固旋转导弹17，弹体防护环92用于防止旋转过程中弹体表面的损伤，滚动部件93用于保证导弹相对于吊环卡箍91的相对旋转。
49.如图2所示，振动装置100包括振动台1、振动控制器2、工控计算机3、功率放大器4、激光控制器5、激光传感器6、振动夹具7以及空心轴滑环8，旋转导弹17通过振动夹具7连接于振动台1上，振动夹具7连接功率放大器4，功率放大器4连接振动控制器2，振动控制器2分别连接工控计算机3和激光控制器5，激光控制器5连接激光传感器6，激光传感器6均匀分布
于振动台1两侧。如图6所示，空心轴滑环8选择50路石墨空心轴滑环，空心轴滑环8内径比导弹内径大10毫米，通过4个螺栓固定安装在振动夹具7上。且空心轴滑环8不与旋转导弹17发生干涉，空心轴滑环8用于旋转导弹17旋转状态下弹上设备与弹外测试设备之间的信号传输，空心轴滑环8通电线路数根据实际情况选定。
50.如图3所述，振动夹具7采用两点固支的方式固定旋转导弹17，振动夹具7包括夹具底座71、第一弹体防护环72、第一滚动部件73、卡环74、第一螺栓75以及第一螺母76，夹具底座71上连接有第一弹体防护换72，第一弹体防护换72上通过第一滚动部件73连接卡环74，第一弹体防护环72和卡环74的连接端分别插有第一螺栓75，第一螺栓75通过第一螺母76固定。夹具底座71和卡环74的两个侧面各设有2个螺纹孔，通过螺纹孔与空心轴滑环8连接。滚动部件73用于保证相对振动夹具7和导弹吊环9的自由转动，弹体防护环72用于防止转动过程中旋转导弹17弹体表面的磨损。
51.振动工作原理：首先，确定振动测量点，标定多个激光传感器6，获得振动信号；而后，通过电缆16将多个激光传感器6与激光控制器5相连，实现激光传感器6与激光控制器5之间的信号传输；通过电缆16将激光控制器5与振动控制器2相连，实现激光控制器5与振动台控制器2之间的信号传输；上述连接实现了激光传感器6到振动控制器2之间的信号传输回路，振动台控制器2对激光传感器6测量的振动信号权平均处理后与工控计算机3设定的振动台1控制程序对比，调节自身输出信号的强度。最后，通过电缆16将振动控制器2与工控计算机3、功率放大器4相连，实现振动制器2与工控计算机3、功率放大器4之间的信号传输；功率放大器4在接收到振动控制器2输出的信号后作出响应，调节自身的电流输出，也就是调节振动台1的电流输入，实现控制振动台1推力的目的。上述信号传输回路中工控计算机3的功能是用于人与振动控制器之间的人机交互、查看系统运状态、输入振动台控制程序。
52.旋转装置300包括转动夹具12、球笼联轴器13、减速器14、驱动电机15以及支撑台18，转动夹具12连接于旋转导弹17的末端，旋转夹具12通过球笼联轴器13连接于减速器14上，减速器14连接驱动电机15，减速器和驱动电机15连接于支撑台18上。如图5所示，转动夹具12包括转动支架121、转动卡环122、第三螺栓123以及第三螺母124，转动卡环122两端连接转动支架121，优选的，转动支架121设计时应避开与旋转导弹17多面的干涉。转动卡环122上插有第三螺栓123，第三螺栓123通过第三螺母124固定，转动卡环122内壁上粘结有毛毡，防止弹体表面损伤。
53.旋转工作原理：驱动电机15带动减速器14转动，减速器14输出轴通过球笼万向联轴器13与转动夹具12相连，带动转动夹具12旋转，进而带动旋转导弹17旋转，实现旋转运动的施加，通过控制驱动电机15的转速实现旋转导弹17转速的连续可调。两个转动卡环122通过第三螺栓123、第三螺母124紧固旋转导弹17，传递旋转力矩。支撑台18的高度、位置可调，用于调节驱动电机15、减速器14的高度和位置，保证减速器14输出轴轴线与导弹轴线重合。
54.实施例2
55.本发明还提供了一种用于旋转导弹旋转状态下全弹振动的振动试验系统的试验方法，具体包括如下步骤：
56.步骤一：采用三维设计软件、动力学分析软件、系统仿真软件建立整个试验系统在虚拟数字空间中的映射，在虚拟数字空间中进行虚拟试验；
57.步骤二：在虚拟数字空间中，不断调整激振点位置和悬吊位置，根据虚拟试验结
果，选择最优的激振点位置、悬吊位置、振动控制点的位置以及获取导弹动力学传递特性参数；
58.步骤三：根据选择的最优的激振点位置、悬吊位置、振动控制点的位置、导弹动力学传递特性参数、试验条件，设计振动夹具7、导弹吊环9以及转动夹具12，所设计的振动夹具7、导弹吊环9以及转动夹具12应满足振动试验频率范围内没有共振峰；
59.步骤四：在振动台1上方2米处搭建龙门架11，根据选定的激振点位置和悬吊位置，通过设计的振动夹具7、导弹吊环和橡皮绳，将旋转导弹17分别与振动台1和龙门架11相连；
60.步骤五：调整支撑架18的高度和位置使减速器14的输出轴轴线与旋转导弹17的轴线重合，使用转动夹具12、球笼联轴器13将旋转导弹17与减速器14相连；
61.步骤六：根据选定的传感器测量点的位置在离旋转导弹17轴线1m的位置布置激光传感器6，标定激光的位置；
62.步骤七：通过电缆16将多个激光传感器6与激光控制器5相连，通过电缆16将激光控制器5与振动控制器2相连，通过电缆16将振动控制器2与工控计算机3、功率放大器4相连，通过电缆16将功率放大器4与振动台1相连；
63.步骤八：调试整个试验系统，启动驱动电机15，通过电机控制器控制旋转导弹17的旋转速度符合试验条件的要求；
64.步骤九：选择多点平均振动控制方法，进行小量级预试验，确定控制方案是否满足试验要求，如果不满足则更换振动控制点的位置，重新进行小量级预试验；
65.步骤十：在满足试验要求后，通过工控计算机3逐级增加振动控制器2的输出，进而增加功率放大器4的输出，实现振动台1的量级增加，直至达到试验大纲规定的振动试验量级，开始正式试验。通过工控计算机3上的数据记录软件记录试验数据。
66.步骤十一：振动控制器2按照工控计算机3的输入程序控制振动台1完成符合试验要求的振动后，控制振动台1停止振动。
67.步骤十二：通过电机控制器逐级降低驱动电机15的转速，直至驱动电机15完全停止转动即旋转导弹17停止旋转，完成试验，关闭试验设备。
68.步骤十三：试验结束后，拆除振动夹具7上的卡环74与橡皮绳10，使用吊车将旋转导弹17吊下放置在专用工装上，拆除导弹吊环9与振动夹具7中的旋转零件。
69.综上，本发明提供了一种解决旋转导弹旋转状态下全弹振动试验的解决方案，能更加真实地模拟旋转导弹飞行过程中所经受的振动力学环境，充分地考核旋转导弹的可靠性和振动环境适应性。本发明采用非接触式激光传感器，实现导弹旋转状态下全弹振动的测量与振动的控制，克服传统传感器无法在旋转运动下测量振动的难题。本发明设计了一种带转动零部件和防护零部件的振动夹具，用于旋转导弹旋转状态下全弹与振动台相连接，实现振动的传递。
70.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的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，因此不能理解为对本技术的限制。
71.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影
响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。