一种通用的运载火箭行程开关测试工装制造技术

本发明专利技术涉及一种通用的运载火箭行程开关测试工装，与若干行程开关配合工作，包括底座、主框架、卡、固定部、压紧螺母、定位螺母、压板以及螺纹杆，其中，主框架固定设置于底座上，主框架顶部设置有一第一通孔，在主框架上固定有用于固定所述卡的固定部；在卡上设置有一第二通孔；压板上设置有若干与行程开关的纽扣状突起物相匹配的防滑孔；若干行程开关放置在底座上，位于压板下方；压板固定在螺纹杆的下端，螺纹杆由上至下依次穿过压紧螺母、第二通孔、定位螺母以及第一通孔。本发明专利技术实现了在联试阶段，使行程开关触点操作头长时间施压至一定位置，提高了测试的可靠性，且能实现两个行程开关的同时压紧，降低了成本和劳动力的消耗。

【技术实现步骤摘要】
一种通用的运载火箭行程开关测试工装
本专利技术涉及一种测试工装，尤其涉及一种通用的运载火箭行程开关测试工装。
技术介绍
行程开关在运载火箭星箭的分离面，箭地分离面均有应用，主要利用舱段对接或分离使其触头动作来实现断开或接通控制电路，实现顺序控制、状态控制的目的。在联试阶段，为模拟真实的发射和飞行状态，触点操作头需压至适当位置来断开控制电路。目前，在测试过程中设立专门的两个箭上操作岗位分别压紧两个行程开关，在听到指挥口令时对行程开关进行相应的操作，来模拟分离信号的通断，整个测试过程长达1h，箭上操作岗位压紧行程开关的时间在单次测试项目中长达40min。由于行程开关表面不光滑，有纽扣状突起物，并且弹簧力相当大，因此这40min是对操作人员体力和耐力的考验。在测试过程中常常由于操作难度大，因此带来操作失误，只要在40min时间内有任意的瞬间，开关没有压紧，试验数据立刻能判读出错误，甚至试验流程无法正常继续，试验必须重做。因此这种人工操作的试验模式给试验带来了很多不确定因素。为提高测试可靠性，解放劳动力资源，研究一种运载火箭行程开关的测试工装很有实际意义，同时针对行程开关类型繁多的特点，考虑设计具有可调、较强适应性功能的通用性测试工装。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种通用的运载火箭行程开关测试工装，解决运载火箭联试阶段行程开关的压紧问题。为了实现上述目的，本专利技术提供了一种通用的运载火箭行程开关测试工装，包括底座、主框架、卡、固定部、压紧螺母、定位螺母、压板以及螺纹杆，其中，所述主框架固定设置于所述底座上，所述主框架顶部设置有一第一通孔，在所述主框架上固定有用于固定所述卡的所述固定部；在所述卡上设置有一第二通孔；所述压板上设置有若干与所述行程开关的纽扣状突起物相匹配的防滑孔；所述若干行程开关放置在所述底座上，位于所述压板下方；所述压板固定在所述螺纹杆的下端，所述螺纹杆由上至下依次穿过所述压紧螺母、所述第二通孔、所述定位螺母以及所述第一通孔，且所述压紧螺母以及所述定位螺母均与所述螺纹杆相匹配。较佳地，在所述压板与所述螺纹杆连接处设置有加强筋。较佳地，所述固定部为两个带有水平卡槽的卡套，使所述卡插入所述卡槽内固定。较佳地，还包括一导向管，所述导向管固定在所述主框架上，且在所述第一通孔的正下方，所述螺纹杆穿过所述导向管。较佳地，在所述主框架的侧壁非传力路径部位设置有减轻孔以及加强槽。较佳地，主框架的侧壁底部设置有第一弯边，通过所述第一弯边将所述主框架与所述底座连接。较佳地，在所述底座侧边上设置有第二弯边。较佳地，所述底座和所述主框架均为大于等于1.5mm厚的铝板钣金件。较佳地，所述压板与所述底座上表面的距离调节范围为55mm-100mm。较佳地，在所述底座底部设置有加强条。较佳地，还包括一把手，所述把手固定设置在所述螺纹杆的上端。本专利技术由于采用以上技术方案，与现有技术相比，具有以下的优点和积极效果:1)本专利技术实现了在联试阶段，使行程开关触点操作头长时间施压至一定位置，提高了测试的可靠性。2)本专利技术中压紧螺母，使得同一类型的行程开关多次测试情况下，可省去预压紧确定定位螺母的位置步骤，直接压紧行程开关；3)本专利技术能实现两个行程开关的同时压紧，降低了成本和劳动力的消耗。附图说明图1为本专利技术行程开关自由状态测试工装图；图2为图1的仰视结构示意图；图3为本专利技术行程开关压紧状态测试工装图；附图标记：1—底座；2—主框架；3—导向管；4—卡；5—卡套；6—压紧螺母；7—定位螺母；8—压板；9—螺纹杆；10—把手；11—加强条；12—行程开关；81—防滑孔；21—第一通孔；22—第一弯边；13—第二弯边；23—减轻孔、24—加强槽，91—加强筋。具体实施方式下面参照附图和具体实施例来进一步说明本专利技术。图1-2是本专利技术一种通用的运载火箭行程开关测试工装的结构示意图，一种通用的运载火箭行程开关测试工装，用于解决运载火箭联试阶段行程开关的压紧问题。其包括底座1主框架2、导向管3、卡4、两卡套5、压紧螺母6、定位螺母7、压板8、螺纹杆9以及把手10。其中，主框架2固定设置于底座1上，主框架2顶部设置有一第一通孔21，在卡4上设置有一第二通孔，在主框架上用螺钉固定有用于固定卡的卡套5；两卡套5中设置有水平的卡槽，使卡可以旋转插入卡槽内固定。压板8上设置有若干与行程开关的纽扣状突起物相匹配的防滑孔81；导向管3焊接在主框架2上，且在第一通孔21的正下方。把手10固定在螺纹杆9的上端，压板8固定在螺纹杆9的下端，螺纹杆9由上至下依次穿过压紧螺母6、第二通孔、定位螺母7、第一通孔21以及导向管3。压紧螺母6以及定位螺母7均与螺纹杆9的螺纹匹配，导向管即为空心管，螺纹杆穿过导向管。为保证轻量化和强度要求，在主框架2的侧壁非传力路径部位设置有减轻孔23以及加强槽24。为改善受力环境，在压板8与螺纹杆9连接处设置有加强筋91，主框架2的侧壁底部设置有第一弯边22，通过第一弯边22与底座1连接。在底座1侧边上也设置有第二弯边13。主框架2顶板底部和底座1的底部均设置有加强条11，取得提高承载和抗弯能力的效果。底座1和主框架2均为大于等于1.5mm厚的铝板钣金件。压板8与底座1上表面的距离调节范围为55mm-100mm。第一次使用或者应用于新型号的行程开关，测试前，调节定位螺母7和压紧螺母6的位置，保证有压板8和底座1之间有足够的空间放置行程开关。测试时，将行程开关放置在底座上，位于压板下方，将行程开关的纽扣状突起物对准压板上的防滑孔21，将行程开关底部的电缆等凸出部分放置在底座1的孔中，手动预压紧行程开关12，满足行程开关12的压紧要求，拧动定位螺母7至框架贴合面位置，旋转卡4至卡套5的卡槽内，拧动压紧螺母6压紧卡，保证卡4不能随意转动，此时，观察定位螺母7与主框架2的贴合情况，若存在间隙，可对压紧螺母6微调，拧动定位螺母7压紧卡4，此时定位螺母7和框架2存在间隙属正常现象。测试完毕，稍微拧松定位螺母7或压紧螺母6，旋转卡4脱离卡套5位置使压板处于自由状态即可卸下行程开关12。倘若再次使用在同一型号的行程开关，可省略定位螺母7的位置调整，直接放置行程开关，手动压紧行程开关、旋转卡4至卡套5的卡槽内即可，如有必要可微调压紧螺母6。综上所述，本专利技术实现了在联试阶段，使行程开关触点操作头长时间施压至一定位置，提高了测试的可靠性。上述公开的仅为本专利技术的具体实施例，该实施例只为更清楚的说明本专利技术所用，而并非对本专利技术的限定，任何本领域的技术人员能思之的变化，都应落在保护范围内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种通用的运载火箭行程开关测试工装，与若干行程开关配合工作，其特征在于，包括底座、主框架、卡、固定部、压紧螺母、定位螺母、压板以及螺纹杆，其中，所述主框架固定设置于所述底座上，所述主框架顶部设置有一第一通孔，在所述主框架上固定设置有用于固定所述卡的所述固定部；在所述卡上设置有一第二通孔；所述压板上设置有若干与所述行程开关的纽扣状突起物相匹配的防滑孔；所述若干行程开关放置在所述底座上，位于所述压板下方；所述压板固定在所述螺纹杆的下端，所述螺纹杆由上至下依次穿过所述压紧螺母、所述第二通孔、所述定位螺母以及所述第一通孔，且所述压紧螺母以及所述定位螺母均与所述螺纹杆相匹配。

【技术特征摘要】
1.一种通用的运载火箭行程开关测试工装，与若干行程开关配合工作，其特征在于，包括底座、主框架、卡、固定部、压紧螺母、定位螺母、压板以及螺纹杆，其中，所述主框架固定设置于所述底座上，所述主框架顶部设置有一第一通孔，在所述主框架上固定设置有用于固定所述卡的所述固定部；在所述卡上设置有一第二通孔；所述压板上设置有若干与所述行程开关的纽扣状突起物相匹配的防滑孔；所述若干行程开关放置在所述底座上，位于所述压板下方；所述压板固定在所述螺纹杆的下端，所述螺纹杆由上至下依次穿过所述压紧螺母、所述第二通孔、所述定位螺母以及所述第一通孔，且所述压紧螺母以及所述定位螺母均与所述螺纹杆相匹配。2.如权利要求1所述的一种通用的运载火箭行程开关测试工装，其特征在于，在所述压板与所述螺纹杆连接处设置有加强筋。3.如权利要求1所述的一种通用的运载火箭行程开关测试工装，其特征在于，所述固定部为两个带有水平卡槽的卡套，使所述卡插入所述卡槽内固定。4.如权利要求1所述的一种通用的运...

【专利技术属性】
技术研发人员：汪全，崔赞红，江涛，陆辉，徐瑜，周磊，夏俊力，张佰正，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31