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龙图腾网恭喜中国人民解放军32181部队申请的专利火箭弹动不平衡测试自动化控制系统及方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN112504034B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2023-09-26发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202010993782.9，技术领域涉及：F42B35/02；该发明授权火箭弹动不平衡测试自动化控制系统及方法是由张洋洋;王韶光;穆希辉;牛正一;宋桂飞;刘彦宏;贾昊楠;王维娜;尹会进设计研发完成，并于2020-09-21向国家知识产权局提交的专利申请。

本火箭弹动不平衡测试自动化控制系统及方法在说明书摘要公布了：本发明涉及火箭弹动不平衡测试自动化控制系统及方法，其包括预安装装置和或拆卸装置；预安装装置包括齿轮存储通道；在齿轮存储通道中竖直放置有工艺齿轮；在齿轮存储通道一端设置有通道出口，在齿轮存储通道另一端设置有推杆，用于将工艺齿轮推向通道出口；在通道出口处一端连接有侧出口通道，在通道出口处另一端设置有Z型侧推头及角度调整齿条；当Z型侧推头的一横向立板与竖直状态的工艺齿轮的外端面接触，Z型侧推头的另一横向立板遮挡通道出口；本发明设计合理、结构紧凑且使用方便。

本发明授权火箭弹动不平衡测试自动化控制系统及方法在权利要求书中公布了：1.一种火箭弹动不平衡测试自动化控制方法，其特征在于：其中，该方法包括以下步骤，步骤A，首先，在齿轮存储通道56中竖直放置工艺齿轮22；然后，Z型侧推头59将工艺齿轮22沿着侧出口通道58推送前行，Z型侧推头59的一横向立板与竖直状态的工艺齿轮22的外端面接触，Z型侧推头59的另一横向立板遮挡通道出口57；其次，预安装支座61将火箭弹体16送到侧出口通道58终端，并承接插入到内锥度花键孔23中；再次，前V型托座62及后V型托座63与后顶尖部64配合交替升降，从而使得工艺齿轮22插到尾翼部17上；之后，角度调整齿条60横向活动，推动套装在火箭弹体16上工艺齿轮22旋转，以使得内锥度花键孔23咬合在尾翼部17上；步骤B，将步骤A的火箭弹体16安装到测试装置上；步骤C，执行测试步骤；步骤D，将测试完毕的火箭弹体16安装到拆卸装置上；步骤E，首先，摆动前锥度顶套66由朝上摆动为水平方向，使得摆动前锥度顶套66套装在前端尖部21上；然后，C型对卡67对向运动抱合工艺齿轮22；其次，后拨板68推动工艺齿轮22前行，通过对应前V型托座62及后V型托座63的交替升降，使得工艺齿轮22来到前端尖部21；再次，摆动前锥度顶套66由水平摆动为朝上方向；通过C型对卡67及后拨板68夹持工艺齿轮22，通过n型拨动机械手69使得工艺齿轮22套装在带锥度弯曲挂杆70上；在步骤C中，包括以下步骤；步骤一，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自动化控制系统，系统包括预安装装置和拆卸装置；预安装装置包括齿轮存储通道56；在齿轮存储通道56中竖直放置有工艺齿轮22；在齿轮存储通道56一端设置有通道出口57，在齿轮存储通道56另一端设置有推杆，用于将工艺齿轮22推向通道出口57；在通道出口57处一端连接有侧出口通道58，在通道出口57处另一端设置有Z型侧推头59及角度调整齿条60；当Z型侧推头59的一横向立板与竖直状态的工艺齿轮22的外端面接触，Z型侧推头59的另一横向立板遮挡通道出口57；在Z型侧推头59的一横向立板与Z型侧推头59的另一横向立板之间的纵向立板用于与工艺齿轮22后端部接触并推动工艺齿轮22滚动前行；在横向设置的侧出口通道58输出端纵向设置有预安装支座61；在预安装支座61上升降设置有前V型托座62及后V型托座63，用于支撑火箭弹体16外侧壁下端；在预安装支座61纵向尾端设置有后顶尖部64，以与火箭弹体16的后锥度孔20接触；预安装支座61在机架总成上纵向滑动；预安装支座61将火箭弹体16送至侧出口通道58输出口；角度调整齿条60横向活动，用于推动套装在火箭弹体16上工艺齿轮22旋转，以使得内锥度花键孔23咬合在尾翼部17上；在齿轮存储通道56中，推杆将工艺齿轮22推向通道出口57；预安装支座61将前V型托座62及后V型托座63支撑的火箭弹体16推向侧出口通道58输出口；拆卸装置包括与预安装支座61结构相同的输出支架65；在输出支架65前端部铰接有摆动前锥度顶套66的支座，当支座变为竖直状态时，摆动前锥度顶套66套装在前端尖部21上；当支座变为水平状态时，摆动前锥度顶套66与前端尖部21分离；在输出支架65上设置有n型拨动机械手69，在n型拨动机械手69下端对向设置有纵向活动的C型对卡67，在C型对卡67后部设置有后拨板68，在输出支架65前端部设置有带锥度弯曲挂杆70；后拨板68推动工艺齿轮22前行离开火箭弹体16；C型对卡67用于夹持工艺齿轮22，将离开火箭弹体16的工艺齿轮22安装在带锥度弯曲挂杆70；带锥度弯曲挂杆70直接或通过机械手与齿轮存储通道56连接；在预安装装置与拆卸装置之间设置有测试装置；测试装置包括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从预安装支座61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包括旋转设置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；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；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；动平衡主体包括下框1；在下框1下方分别设置有脚轮组件2，在下框1上方倾斜设置有斜梁4，在斜梁4上方连接有上框5，在下框1与斜梁4之间设置有斜筋3；在上框5上设置有用于支撑第一支撑部24与第二支撑部25的V型托或弧形托；在下框1下方设置有支撑板7，在支撑板7上安装有地脚组件6，用于与地面接触；脚轮组件2包括安装在下框1上的脚轮连接板8，在脚轮连接板8上分别设置有活动脚轮9及固定脚轮10；脚轮连接板8通过焊接柱11安装在下框1上；地脚组件6包括升降设置在支撑板7下端的调整螺杆13，在调整螺杆13下方通过螺栓14与螺母15铰接有底盘12，用于与地面接触；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，用于试验驱动齿轮轴53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；火箭弹体16从输出导向板55滚落到或通过机械手放置到拆卸装置上的输出支架65上。

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