The invention relates to a method for testing the full circumference angle of attack missile adapter in wind tunnel, the test steps are as follows: a) test model installation; b) to adjust the model attitude angle, the wind tunnel drive; c) the speed and stability, change a group of sideslip angle test, when the voltage signal and the sideslip angle in place after the six balance flow a component of the dynamic pressure sensor and voltage signal collected by the computer stored as raw data, and according to the programs, to provide test data and real-time curve. According to different test conditions, the aerodynamic characteristics of the model are analyzed, and the validity and reliability of the results are preliminarily determined. The method has the advantages that the method is practical, feasible, simple in operation, reliable in test results and wide in application.
【技术实现步骤摘要】
一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法
本专利技术涉及一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法,属于风洞试验领域。
技术介绍
适配器作为导弹与发射筒的接口,在导弹武器系统中起着十分重要的作用。其在完成支撑、减振、适配、导向等功能后应尽快可靠地与导弹分离。适配器的正常分离是全弹飞行的关键环节,其分离性能的好坏将直接影响导弹发射的成败。适配器随弹出箱后,发射箱对其约束解除,适配器在射向与导弹保持同速,在径向则由弹簧力提供瞬时分离初速与弹体分离,随后适配器在大气流场及发射箱口部的燃气流场共同作用下运动。风洞试验可以模拟流场环境,得到适配器在相对气流的某一攻角、侧滑角及相对来流速度的气动特性数据,为适配器分离仿真提供气动数据依据。目前急需提供一种实用的导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的不足,提供一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法,实现导弹适配器的全圆周攻角的测力试验。本专利技术目的通过如下技术方案予以实现:提供一种利用全圆周攻角风洞测力试验装置进行导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法,所述全圆周攻角风洞测力试验装置包括下转盘(2)、下支杆(3)、尾支杆(4)、六分量天平(5)和数据采集系统;下支杆(3)固定在下转盘(2)上随下转盘(2)一起转动,尾支杆(4)与下支杆(3)连接,连接处有销孔,使下支杆(3)和尾支杆(4)之间的角度可调整,调整范围为90°~180°;六分量天平(5)安装在尾支杆(4)前端;数据采集系统采集六分量天平(5)的六分量数据,轴向、法向和侧向的力和力矩;包括如下步 ...
【技术保护点】
一种利用全圆周攻角风洞测力试验装置进行导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法,所述全圆周攻角风洞测力试验装置包括下转盘(2)、下支杆(3)、尾支杆(4)、六分量天平(5)和数据采集系统;下支杆(3)固定在下转盘(2)上随下转盘(2)一起转动,尾支杆(4)与下支杆(3)连接,连接处有销孔,使下支杆(3)和尾支杆(4)之间的角度可调整,调整范围为90°~180°;六分量天平(5)安装在尾支杆(4)前端;数据采集系统采集六分量天平(5)的六分量数据,轴向、法向和侧向的力和力矩;其特征在于,包括如下步骤:(1)导弹适配器试验件的内部沿试验件轴向加工通槽,通槽内安装天平的前接头;(2)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°~90°,在0°~90°选择攻角α,将导弹适配器试验件大圆弧面朝上,六分量天平(5)的前端通过导弹适配器试验件后端沿通槽插入并连接前接头;调整下支杆(3)和尾支杆(4)之间的夹角为90°+α,销孔插入销钉固定攻角α,使转盘逆时针旋转由0°到90°来实现侧滑角β的测量角度0°到90°,控制气流的动压,测量并记录六分量数据;(3)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°~90 ...
【技术特征摘要】
1.一种利用全圆周攻角风洞测力试验装置进行导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法,所述全圆周攻角风洞测力试验装置包括下转盘(2)、下支杆(3)、尾支杆(4)、六分量天平(5)和数据采集系统;下支杆(3)固定在下转盘(2)上随下转盘(2)一起转动,尾支杆(4)与下支杆(3)连接,连接处有销孔,使下支杆(3)和尾支杆(4)之间的角度可调整,调整范围为90°~180°;六分量天平(5)安装在尾支杆(4)前端;数据采集系统采集六分量天平(5)的六分量数据,轴向、法向和侧向的力和力矩;其特征在于,包括如下步骤:(1)导弹适配器试验件的内部沿试验件轴向加工通槽,通槽内安装天平的前接头;(2)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°~90°,在0°~90°选择攻角α,将导弹适配器试验件大圆弧面朝上,六分量天平(5)的前端通过导弹适配器试验件后端沿通槽插入并连接前接头;调整下支杆(3)和尾支杆(4)之间的夹角为90°+α,销孔插入销钉固定攻角α,使转盘逆时针旋转由0°到90°来实现侧滑角β的测量角度0°到90°,控制气流的动压,测量并记录六分量数据;(3)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°~90°,在270°~350°选择攻角α,将导弹适配器试验件大圆弧面朝下,六分量天平(5)的前端通过导弹适配器试验件后端沿通槽插入并连接前接头;调整下支杆(3)和尾支杆(4)之间的夹角为450°-α,销孔插入销钉固定...
【专利技术属性】
技术研发人员:于金玲,陆伟,张秋实,
申请(专利权)人:中国航天空气动力技术研究院,
类型:发明
国别省市:北京,11
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