一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术公开了一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，包括：支撑架；传动主轴，其可转动地设置在支撑架上；支座，其具有一对连接端；配重，其设置在其中一个连接端上；尾支杆，其设置在另一个连接端上；试验导弹模型，其内部具有空腔；测力天平，后端连接至尾支杆的前端；前支杆，前支杆的后端连接至测力天平的前端，试验导弹模型可转动地套设在前支杆上；自转驱动机构，其设置在前支杆的前端，以驱动试验导弹模型旋转；主旋转驱动机构，其驱动传动主轴旋转；以及数据采集和处理系统，其通信连接至测力天平，以接收测力天平的测力数据。本实用新型专利技术实现了试验导弹模型的自转和围绕风洞来流的锥形运动，并实现了测力试验。

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及风洞试验领域，尤其涉及一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置。
技术介绍
在现有技术中，导弹被设计成以边自旋边飞行的方式运行，这种旋转飞行方式有助于简化导弹的控制系统，即用一个控制通道就可以实现俯仰和偏航两个方向的控制，而且还可以减小推力偏心、质量偏心、气动偏心等非对称因素对飞行性能的不利影响。但是旋转飞行也带来了一系列复杂的空气动力学问题。飞行器绕其轴线旋转飞行时，旋转对边界层的剪切效应引起体涡的非对称分离以及边界层转捩区的非对称，进而产生新的不对称气动力和力矩。典型鸭式布局导弹旋转飞行时，由于弹体的旋转鸭翼涡互相缠绕，攻角较大时鸭翼涡与弹体涡互相干扰，旋转效应下弹体非对称涡对导弹尾翼的干扰等一系列问题形成了复杂的空气动力学现象。另外，由于旋转产生的马格努斯力矩，会在某些临界状态诱发弹体的锥形运动，且弹体纵向和侧向运动有交联，由于鸭式布局的存在，舵面洗流会对尾翼产生难以准确预估的非定常动态影响，这些影响均可能使旋转导弹在飞行过程中的转速特性、动态特性等发生变化，从而影响飞行性能。旋转导弹气动力特性的获得方式中，数值计算和风洞试验最为关键，尤其是风洞试验，是相对最为接近实际飞行试验状态的地面模拟手段。随着旋转导弹需达到的技术指标的日益提高，对其外形的设计及控制规律的优选等方面的要求越来越高，对旋转导弹风洞试验技术能力的提升也越来越迫切。传统的旋转导弹在1.2米量级风洞试验大多都是静态测力、或无舵控的单纯旋转测力试验。对于无舵控的单纯旋转测力试验中大多是针对小长径比旋转导弹的自旋转试验，这种方法存在两个不足：1)转速难以真实模拟；2)/>导弹转速随攻角变化而变化即转速不稳定。另外，对于少量的强迫旋转试验，国内外主要采用涡轮驱动、吹气驱动和电机驱动等方式驱动模型旋转的方法。传统的电机驱动方式一般采用转速可以控制的气动电动机、变频电动机或一般电动机，经减速后驱动模型旋转。电动机一般放在风洞外，经过传动轴来驱动模型，电动机尺寸不受限制，功率大，传动结构复杂，多用于翼面阻尼大的模型试验。电动机也放在风洞内直接与模型连接，但电动机尺寸必须很小，多用于小长径比的无控旋转模型；到目前为止，在大长径比的旋转弹模型上并没有得到应用。旋转导弹的锥形运动风洞试验，其试验方式类似于研究飞机尾旋性能的旋转天平试验，通过旋转天平装置带着模型绕来流速度矢量作连续旋转的“圆锥运动”，通过内式应变天平测量模型在旋转运动中的气动力和力矩。目前国外研发的旋转天平装置大多应用于大口径的低速风洞，而对于在1米量级左右的亚跨超声速风洞进行旋转天平试验的仅有NASA-AMES研究中心在6×6英尺(约1.8×1.8m)超声速风洞设计的旋转天平装置，采用液压马达驱动天平旋转；国内研发的旋转天平装置均应用于大口径的低速风洞，在亚跨超声速领域的应用仍为空白。
技术实现思路
针对上述技术问题，本技术设计开发了一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，可实现旋转导弹的自转和围绕风洞来流的锥形运动，从而实现对旋转导弹的气动力和力矩的测量。本技术提供的技术方案为：一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，包括：支撑架；传动主轴，其可转动地设置在所述支撑架上；支座，其具有一对连接端，所述支座的中间部位连接至所述传动主轴的前端，所述一对连接端分布在所述传动主轴的两侧；配重，其设置在其中一个连接端上；尾支杆，其设置在另一个连接端上，所述尾支杆的轴线与所述传动主轴
的轴线平行或相交于位于所述传动主轴的前方的一点从而形成锥动角；试验导弹模型，其内部具有空腔，且所述试验导弹模型的前端封闭，后端敞开，其中，所述试验导弹模型套设在所述尾支杆的外侧，与所述尾支杆同轴设置，与所述尾支杆之间不接触；测力天平，其设置在所述空腔内，所述测力天平的后端连接至所述尾支杆的前端；前支杆，所述前支杆的后端连接至所述测力天平的前端，所述前支杆与所述尾支杆同轴设置，所述试验导弹模型可转动地套设在所述前支杆上；自转驱动机构，其设置在所述前支杆上，所述自转驱动机构连接至所述试验导弹模型，以驱动所述试验导弹模型自转；主旋转驱动机构，其连接至所述传动主轴，以驱动所述传动主轴旋转；以及数据采集和处理系统，其通信连接至所述测力天平，以接收所述测力天平的测力数据。优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述数据采集和处理系统还与所述主旋转驱动机构和所述自转驱动机构通信连接，以改变所述传动主轴的旋转速率和所述试验导弹模型的自转速率。优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，还包括：多个拐接头，每个拐接头由前半部分和后半部分构成，且每个拐接头中，所述前半部分的轴线与所述后半部分的轴线之间的夹角角度均不相同；其中，所述尾支杆可拆卸地连接至其中一个拐接头的第一端，该拐接头的第二端可拆卸地连接至所述另一个连接端，从而使所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线平行或相交于位于所述传动主轴的前方的一点，并且使所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线之间的夹角为0～20°。优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述配重包括壳体和可拆卸地装设于所述壳体内的配重体。优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，还包括：导电滑环，其套设在所述传动主轴的后段，所述导电滑环的动子与所述
传动主轴连接，且所述导电滑环的定子电连接至所述数据采集和处理系统；所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆以及所述拐接头均为前后贯通的中空结构；所述传动主轴的前段的内部具有通道，所述传动主轴的前端设置有与所述通道连通的进线孔，所述传动主轴的中间部位设置有与所述通道连通的出线孔；所述自转驱动机构容设于所述前支杆的内部，所述自转驱动机构的动力输出轴由所述前支杆的前端伸出，并连接至所述试验导弹模型，所述自转驱动机构的线缆依次从所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子；所述测力天平的线缆依次从所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子。优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，还包括：导电滑环，其套设在所述传动主轴的后段，所述导电滑环的动子与所述传动主轴连接，且所述导电滑环的定子电连接至所述数据采集和处理系统；所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆以及所述拐接头均为前后贯通的中空结构；所述传动主轴的前段的内部具有通道，所述传动主轴的前端设置有与所述通道连通的进线孔，所述传动主轴的中间部位设置有与所述通道连通的出线孔；所述自转驱动机构的线缆依次从所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子；所述测力天平的线缆依次从所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子。优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述自转驱动机构包括自转电机、减速器和编码器。优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述测力天平为四分量天平或五分量天平。优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述试验导
弹模型为大长径比试验导弹模型本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，包括：支撑架；传动主轴，其可转动地设置在所述支撑架上；支座，其具有一对连接端，所述支座的中间部位连接至所述传动主轴的前端，所述一对连接端分布在所述传动主轴的两侧；配重，其设置在其中一个连接端上；尾支杆，其设置在另一个连接端上，所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线平行或相交于位于所述传动主轴的前方的一点从而形成锥动角；试验导弹模型，其内部具有空腔，且所述试验导弹模型的前端封闭，后端敞开，其中，所述试验导弹模型套设在所述尾支杆的外侧，与所述尾支杆同轴设置，与所述尾支杆之间不接触；测力天平，其设置在所述空腔内，所述测力天平的后端连接至所述尾支杆的前端；前支杆，所述前支杆的后端连接至所述测力天平的前端，所述前支杆与所述尾支杆同轴设置，所述试验导弹模型可转动地套设在所述前支杆上；自转驱动机构，其设置在所述前支杆上，所述自转驱动机构连接至所述试验导弹模型，以驱动所述试验导弹模型自转；主旋转驱动机构，其连接至所述传动主轴，以驱动所述传动主轴旋转；以及数据采集和处理系统，其通信连接至所述测力天平，以接收所述测力天平的测力数据。

【技术特征摘要】
1.一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，包括：支撑架；传动主轴，其可转动地设置在所述支撑架上；支座，其具有一对连接端，所述支座的中间部位连接至所述传动主轴的前端，所述一对连接端分布在所述传动主轴的两侧；配重，其设置在其中一个连接端上；尾支杆，其设置在另一个连接端上，所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线平行或相交于位于所述传动主轴的前方的一点从而形成锥动角；试验导弹模型，其内部具有空腔，且所述试验导弹模型的前端封闭，后端敞开，其中，所述试验导弹模型套设在所述尾支杆的外侧，与所述尾支杆同轴设置，与所述尾支杆之间不接触；测力天平，其设置在所述空腔内，所述测力天平的后端连接至所述尾支杆的前端；前支杆，所述前支杆的后端连接至所述测力天平的前端，所述前支杆与所述尾支杆同轴设置，所述试验导弹模型可转动地套设在所述前支杆上；自转驱动机构，其设置在所述前支杆上，所述自转驱动机构连接至所述试验导弹模型，以驱动所述试验导弹模型自转；主旋转驱动机构，其连接至所述传动主轴，以驱动所述传动主轴旋转；以及数据采集和处理系统，其通信连接至所述测力天平，以接收所述测力天平的测力数据。2.如权利要求1所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，所述数据采集和处理系统还与所述主旋转驱动机构和所述自转驱动机构通信连接，以改变所述传动主轴的旋转速率和所述试验导弹模型的自转速率。3.如权利要求2所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，还包括：多个拐接头，每个拐接头由前半部分和后半部分构成，且每个拐接头中， 所述前半部分的轴线与所述后半部分的轴线之间的夹角角度均不相同；其中，所述尾支杆可拆卸地连接至其中一个拐接头的第一端，该拐接头的第二端可拆卸地连接至所述另一个连接端，从而使所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线平行或相交于位于所述传动主轴的前方的一点，并且使所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线之间的夹角为0～20°。4.如权利要求1至3中任一项所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，所述配重包括壳体和可拆卸地装设于所述壳体内的配重体。5.如权利要求3所述的风洞用旋转导...

【专利技术属性】
技术研发人员：李广良，董金刚，魏忠武，秦永明，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：新型
国别省市：北京;11