本发明涉及航天领域的发射筒检测技术，具体涉及一种发射筒自动检测装置及其控制方法。
背景技术：
某型号舱体通过前滑块和后滑块在发射筒内的导轨上滑动，舱体的前滑块和后滑块均为中间带凹槽的倒t型结构，且前滑块和后滑块尺寸均较小，这对发射筒内零件安装的精度以及检测精度提出较高的要求。目前该发射筒检测采用传统的“手工为主”检测模式，主要由手工完成，对工人的经验依赖程度较高。现有检测模式存在人员参与度高、经验依赖大、劳动强度大；检测与记录分离，吊装环节多；检测手段落后，高精度在线测量以及记录应用不足；信息分散，难以集中管控等问题，容易产生设备孤岛。
随着该型号发射筒的需求量增大，亟需一种发射筒自动检测装置来降低人员的劳动强度，提高其生产效率，确保型号产品的质量可控。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种发射筒自动检测装置及其控制方法，解决发射筒检测自动化问题，提高工作效率及检测精度。
为了达到上述的目的，本发明提供一种发射筒自动检测装置，包括检测模块、发射筒安装平台和检测控制平台；所述检测模块与所述发射筒安装平台锁紧连接；模拟舱体支撑于所述检测模块上，发射筒固定安装在所述发射筒安装平台上；所述检测模块通过伺服电机提供动力，推动模拟舱体进出发射筒；所述检测控制平台与所述检测模块连接，控制所述检测模块推动模拟舱体进出发射筒；所述检测控制平台实时提取伺服电机的功率作为检测数据，并据此判断检测结果。
上述发射筒自动检测装置，其中，若伺服电机的功率大于设定值，表明发射筒安装精度不符合要求，所述检测控制平台控制伺服电机停止转动；若伺服电机的功率小于等于设定值，表明发射筒安装精度符合要求。
上述发射筒自动检测装置，其中，所述检测控制平台包括欧姆龙plc、伺服驱动器和变速感应传感器；所述伺服驱动器和变速感应传感器均与所述欧姆龙plc连接；所述伺服驱动器与所述检测模块的伺服电机连接；所述变速感应传感器设置在发射筒内，用于监测模拟舱体在发射筒中的位置，所述欧姆龙plc根据模拟舱体在发射筒中的位置通过伺服驱动器控制伺服电机减小或增加输出功能；所述欧姆龙plc实时提取伺服电机的功率作为检测数据，并据此判断检测结果。
上述发射筒自动检测装置，其中，所述变速感应传感器为三个，模拟舱体进出发射筒依次触发各个变速感应传感器，实现模拟舱体进出筒速度三级变化。
上述发射筒自动检测装置，其中，所述伺服驱动器内部设置扭矩比例限幅，降低伺服电机的最大扭矩。
上述发射筒自动检测装置，其中，所述检测模块包括手动拉手、减速箱、电磁离合器、伺服电机、链轮组件和检测底座支架；所述减速箱、所述电磁离合器、所述伺服电机和所述链轮组件安装在所述检测底座支架上；
模拟舱体置于所述检测底座支架上，并与所述链轮组件连接；
所述伺服电机通过所述电磁离合器与所述减速箱连接，所述减速箱与所述链轮组件连接；手动操作时，所述手动拉手与所述减速箱连接。
上述发射筒自动检测装置，其中，所述检测控制平台还包括正限位传感器和负限位传感器，所述正限位传感器和所述负限位传感器均设置在发射筒内；所述变速感应传感器位于正限位传感器与负限位传感器之间；所述正限位传感器和所述负限位传感器均与所述欧姆龙plc连接。
本发明提供的另一技术方案是上述发射筒自动检测装置的控制方法，包括：包括：检测控制平台控制检测模块的伺服电机转动，推动模拟舱体向发射筒运动；自模拟舱体进入发射筒，依次触发各级变速感应传感器，逐级减速，直到碰到正限位传感器，停止自动运动，转为手动进筒；
在模拟舱体进入发射筒的过程中，检测控制平台实时提取伺服电机的功率，若伺服电机的功率大于设定值，判断发射筒安装精度不符合要求，则检测控制平台报警，并控制伺服电机停止转动，再通过手动操作将模拟舱体拉出发射筒；若伺服电机的功率小于等于设定值，判断表明发射筒安装精度符合要求。
上述发射筒自动检测装置的控制方法，其中，还包括：检测发射筒安装精度符合要求后，检测控制平台控制伺服电机翻转，反向转动，拉动模拟舱体向出筒方向运动；模拟舱体依次触发各级变速感应传感器，逐级加速，直到碰到负限位传感器，停止自动运动，转为手动出筒。
与现有技术相比，本发明的有益技术效果是：
本发明的发射筒自动检测装置及其控制方法，利用检测模块上的伺服电机为进出筒提供动力，利用检测控制平台实时提取伺服电机的功率作为检测数据，由该检测数据得到检测结果，实现了发射筒内部安装精度的自动检测、数据实时可视、过程在线控制的发射筒检测新模式，提升发射筒生产效率，降低装配劳动力，最终实现推动航天制造业进一步提升核心竞争力。
附图说明
本发明的发射筒自动检测装置及其控制方法由以下的实施例及附图给出。
图1为本发明较佳实施例的发射筒自动检测装置的示意图。
图2为本发明较佳实施例中检测模块的示意图。
图3为本发明较佳实施例中发射筒安装平台的示意图。
具体实施方式
以下将结合图1～图3对本发明的发射筒自动检测装置及其控制方法作进一步的详细描述。
图1所示为本发明较佳实施例的发射筒自动检测装置的示意图。
参见图1，本实施例的发射筒自动检测装置包括检测模块1、锁紧模块2、发射筒安装平台3和检测控制平台；
所述检测模块1用于支撑模拟舱体、推动模拟舱体进出发射筒及向所述检测控制平台实时反馈检测数据；
所述发射筒安装平台3用于支撑固定发射筒及调节发射筒位置；
所述锁紧模块2用于连接检测模块1与发射筒安装平台3，并锁紧两者相对位置，防止检测过程中两者之间出现间隙；
所述检测控制平台与所述检测模块1连接，控制所述检测模块1推动模拟舱体进出发射筒，接收所述检测模块1实时发送的检测数据并据此判断检测结果，实现在线自动检测、检测与记录同步。
图2所示为本发明较佳实施例中检测模块的示意图。
参见图2，所述检测模块1包括手动拉手4、减速箱5、电磁离合器6、伺服电机7、链轮组件8、检测底座支架10、检测平台定位模块11、检测模块脚轮12和检测模块撑杆13；
所述检测模块脚轮12和所述检测模块撑杆13安装在所述检测底座支架10的底部，为检测底座支架10提供转运及调平功能；
所述手动拉手4、所述减速箱5、所述电磁离合器6、所述伺服电机7、所述链轮组件8和所述检测平台定位模块11安装在所述检测底座支架10上；
模拟舱体9安装在检测平台定位模块11上，并与所述链轮组件8连接；所述检测平台定位模块11用于调节模拟导弹9的左右位置，所述模拟舱体9用于发射筒内部安装精度检测；
所述伺服电机7通过所述电磁离合器6与所述减速箱5连接，所述减速箱5与所述链轮组件8连接；所述手动拉手4用于手动操作模拟舱体9进出发射筒；所述伺服电机7用于电动操作模拟舱体9进出发射筒；所述电磁离合器6用于手动操作与电动操作的切换；电动操作时，所述检测控制平台控制所述电磁离合器6吸合，由所述伺服电机7提供动力输入，经所述减速箱5传输至所述链轮组件8，带动所述链轮组件8传动，从而带动模拟舱体9运动；手动操作时，所述检测控制平台控制所述电磁离合器6断开，由所述手动拉手4提供动力输入，经所述减速箱5传输至所述链轮组件8，带动所述链轮组件8传动，从而带动模拟舱体9运动。
图3所示为本发明较佳实施例中发射筒安装平台的示意图。
参见图3，所述发射筒安装平台3包括发射筒安装平台调节组件15、发射筒安装平台脚轮16、发射筒安装平台撑杆17和发射筒安装平台支架18；
所述发射筒安装平台脚轮16和所述发射筒安装平台撑杆17安装在所述发射筒安装平台支架18的底部，为发射筒安装平台支架18提供转运及调平功能；所述发射筒安装平台调节组件15安装在所述发射筒安装平台支架18上，发射筒14置于所述发射筒安装平台调节组件15上，所述发射筒安装平台调节组件15用于调节模拟舱体9与发射筒14的对齐。
所述检测控制平台包括欧姆龙plc、无线遥控盒、伺服驱动器、变速感应传感器和限位传感器；所述无线遥控盒、伺服驱动器、变速感应传感器和限位传感器均与所述欧姆龙plc连接；
所述变速感应传感器和所述限位传感器均设置在发射筒14内相应位置，用于监测模拟舱体9进入发射筒14的位置；本实施例中，设有三个所述变速感应传感器和两个所述限位传感器，正限位传感器和负限位传感器设置在发射筒14的两端，第三变速感应传感器、第二变速感应传感器和第一变速感应传感器依次设置在正限位传感器与负限位传感器之间；舱体进发射筒，头部先入，模拟舱体头部顶点进入发射筒14触发第一变速感应传感器，前滑块进入发射筒14触发第二变速感应传感器，后滑块进入发射筒14触发第三变速感应传感器，后滑块进入发射筒14后一段距离碰到正限位传感器；舱体出发射筒，尾部先出，依次触发第三变速感应传感器、第二变速感应传感器和第一变速感应传感器，再碰到负限位传感器。
所述伺服驱动器与所述伺服电机7连接；所述欧姆龙plc通过所述无线遥控盒与所述电磁离合器6连接。
较佳地，所述锁紧模块2为插销。
本实施例的发射筒自动检测装置的控制方法包括：
步骤1，安装发射筒自动检测装置，将待检测发射筒安装在发射筒安装平台支架18上；
将检测底座支架10和发射筒安装平台支架18放置在平整地面上，通过检测模块撑杆13对检测底座支架10进行调平，通过发射筒安装平台撑杆17对发射筒安装平台脚轮16进行调平，通过锁紧模块2连接检测底座支架10和发射筒安装平台支架18；将待检测发射筒安装在发射筒安装平台支架18上；
步骤2，模拟舱体9吊装放入检测底座支架10上，作为待对接部件；
步骤3，模拟舱体9与发射筒14对齐；
通过发射筒安装平台调节组件15调节发射筒14的位置，通过检测平台定位模块11调节模拟舱体9的位置，使发射筒14与模拟舱体9同轴，实现模拟舱体9与发射筒14对齐；对齐后，采用收紧带绑定发射筒14，以保证检测过程中发射筒14位置固定；
步骤4，发射筒自动检测；
卸下手动拉手4，检测控制平台的欧姆龙plc通过无线遥控盒启动电磁离合器6进行吸合，欧姆龙plc通过伺服驱动器启动伺服电机7转动，再通过减速器5带动链轮组件8进行传动，由链轮组件8带动模拟舱体9运动；
模拟舱体9以初始速度向发射筒14运动，自模拟舱体9头部顶点进入发射筒，依次触发第一变速感应传感器、第二变速感应传感器、第三变速感应传感器，逐级减速，直到碰到正限位传感器，停止自动运动，转为手动进筒；每触发一级变速感应传感器，该级变速感应传感器向欧姆龙plc发送感应信号，欧姆龙plc收到感应信号后通过控制伺服驱动器控制伺服电机7输出功率，再经减速箱5将链轮组件8传动速率降下来，从而减小模拟舱体9进入发射筒14的速度，本实施例实现进筒速度三级减速；另外，检测控制平台的伺服驱动器内部设置扭矩比例限幅，降低伺服系统的最大扭矩，确保发射筒自动检测装置可靠安全运行；
在模拟舱体9进入发射筒14的过程中，检测控制平台实时提取伺服电机7的功率反馈(作为检测数据)；若伺服电机7的功率大于设定值，检测控制平台报警，并通过无线遥控盒控制电磁离合器6断开，停止伺服电机7转动，即检测出发射筒14安装精度不符合要求，再安装手动拉手4，通过减速器电机5带动链轮组件8进行反向转动，带动模拟舱体9退出发射筒14；若伺服电机7的功率小于等于设定值，则表明发射筒14安装精度符合要求，碰到正限位传感器后，检测控制平台通过无线遥控盒控制电磁离合器6断开，转为手动进筒，所述手动进筒即安装手动拉手4，通过减速器电机5带动链轮组件8转动，完成最后进筒；
若发射筒14安装精度符合要求，继续执行步骤5；
步骤5，检测完成后，检测控制平台通过无线遥控盒控制电磁离合器6吸合，执行出筒动作；
检测控制平台的欧姆龙plc通过伺服驱动器控制伺服电机7翻转，反向转动，再通过减速器5带动链轮组件8反向传动，由链轮组件8带动模拟舱体9反向运动(出筒方向)；
模拟舱体9以初始速度反向运动，依次触发第三变速感应传感器、第二变速感应传感器、第一变速感应传感器，逐级加速，直到碰到负限位传感器，停止自动运动，转为手动出筒。
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，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
技术特征：
1.发射筒自动检测装置，其特征在于，包括检测模块、发射筒安装平台和检测控制平台；所述检测模块与所述发射筒安装平台锁紧连接；模拟舱体支撑于所述检测模块上，发射筒固定安装在所述发射筒安装平台上；所述检测模块通过伺服电机提供动力，推动模拟舱体进出发射筒；所述检测控制平台与所述检测模块连接，控制所述检测模块推动模拟舱体进出发射筒；所述检测控制平台实时提取伺服电机的功率作为检测数据，并据此判断检测结果。
2.如权利要求1所述的发射筒自动检测装置，其特征在于，若伺服电机的功率大于设定值，表明发射筒安装精度不符合要求，所述检测控制平台控制伺服电机停止转动；若伺服电机的功率小于等于设定值，表明发射筒安装精度符合要求。
3.如权利要求2所述的发射筒自动检测装置，其特征在于，所述检测控制平台包括欧姆龙plc、伺服驱动器和变速感应传感器；
所述伺服驱动器和变速感应传感器均与所述欧姆龙plc连接；
所述伺服驱动器与所述检测模块的伺服电机连接；
所述变速感应传感器设置在发射筒内，用于监测模拟舱体在发射筒中的位置，所述欧姆龙plc根据模拟舱体在发射筒中的位置通过伺服驱动器控制伺服电机减小或增加输出功能；
所述欧姆龙plc实时提取伺服电机的功率作为检测数据，并据此判断检测结果。
4.如权利要求3所述的发射筒自动检测装置，其特征在于，所述变速感应传感器为三个，模拟舱体进出发射筒依次触发各个变速感应传感器，实现模拟舱体进出筒速度三级变化。
5.如权利要求3所述的发射筒自动检测装置，其特征在于，所述伺服驱动器内部设置扭矩比例限幅，降低伺服电机的最大扭矩。
6.如权利要求3所述的发射筒自动检测装置，其特征在于，所述检测模块包括手动拉手、减速箱、电磁离合器、伺服电机、链轮组件和检测底座支架；
所述减速箱、所述电磁离合器、所述伺服电机和所述链轮组件安装在所述检测底座支架上；
模拟舱体置于所述检测底座支架上，并与所述链轮组件连接；
所述伺服电机通过所述电磁离合器与所述减速箱连接，所述减速箱与所述链轮组件连接；
手动操作时，所述手动拉手与所述减速箱连接。
7.如权利要求6所述的发射筒自动检测装置，其特征在于，所述检测控制平台还包括正限位传感器和负限位传感器，所述正限位传感器和所述负限位传感器均设置在发射筒内；所述变速感应传感器位于正限位传感器与负限位传感器之间；所述正限位传感器和所述负限位传感器均与所述欧姆龙plc连接。
8.权利要求1至7中任一权利要求所述的发射筒自动检测装置的控制方法，其特征在于，包括：检测控制平台控制检测模块的伺服电机转动，推动模拟舱体向发射筒运动；自模拟舱体进入发射筒，依次触发各级变速感应传感器，逐级减速，直到碰到正限位传感器，停止自动运动，转为手动进筒；
在模拟舱体进入发射筒的过程中，检测控制平台实时提取伺服电机的功率，若伺服电机的功率大于设定值，判断发射筒安装精度不符合要求，则检测控制平台报警，并控制伺服电机停止转动，再通过手动操作将模拟舱体拉出发射筒；若伺服电机的功率小于等于设定值，判断表明发射筒安装精度符合要求。
9.如权利要求8所述的发射筒自动检测装置的控制方法，其特征在于，还包括：检测发射筒安装精度符合要求后，检测控制平台控制伺服电机翻转，反向转动，拉动模拟舱体向出筒方向运动；模拟舱体依次触发各级变速感应传感器，逐级加速，直到碰到负限位传感器，停止自动运动，转为手动出筒。
技术总结
本发明的发射筒自动检测装置包括检测模块、发射筒安装平台和检测控制平台；检测模块与发射筒安装平台锁紧连接；模拟舱体支撑于检测模块上，发射筒固定安装在发射筒安装平台上；检测模块通过伺服电机提供动力，推动模拟舱体进出发射筒；检测控制平台与检测模块连接，控制检测模块推动模拟舱体进出发射筒；检测控制平台实时提取伺服电机的功率作为检测数据，并据此判断检测结果。本发明的发射筒自动检测装置的控制方法，检测控制平台实时提取伺服电机的功率；若伺服电机的功率大于设定值，判断发射筒安装精度不符合要求，停止伺服电机转动，手动操作带动模拟舱体退出发射筒；若伺服电机的功率小于等于设定值，判断表明发射筒安装精度符合要求。
技术研发人员：许正昊;平昊;成群林;周愿愿;赵赛;余泓波;吴君辉
受保护的技术使用者：上海航天精密机械研究所
技术研发日：.08.02
技术公布日：.12.13
