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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：CN112033238B 。

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：202010993422.9，技术领域涉及：F42B35/02；该发明授权火箭弹动不平衡测试方法是由王韶光;胡艳华;张洋洋;宋桂飞;姜志保;宋志强;王维娜;程春梅;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方法，其包括步骤一，在火箭弹体上安装工艺齿轮，使得内锥度花键孔与尾翼部咬合；步骤二，上料机械手将火箭弹体安装在动平衡主体上；首先，在上料工位，将第一支撑部的分度卡口与第二支撑部的分度卡口分别对应安装前支撑部与后尾端；然后，径向螺杆件驱动导向滑块与后导向块向分度卡口根部移动，使得前铰接臂与后铰接臂折叠，从而阻挡火箭弹体从分度卡口滑出；步骤三，在试验工位，通过试验装置顶接火箭弹体两端并驱动火箭弹体旋转测试。

本发明授权火箭弹动不平衡测试方法在权利要求书中公布了：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。

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