一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法技术

本发明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，试验步骤如下：a)试验模型安装；b)调整好模型姿态角，风洞开车；c)风速稳定后，改变一组侧滑角进行试验，当侧滑角到位后天平六个分量的电压信号及气流动压传感器的电压信号同时由计算机采集作为原始数据保存，并按预先编制的程序处理，实时提供试验数据和曲线。根据不同的试验状态，分析模型的气动特性数据，初步判定结果的有效性和可靠性。本发明专利技术的优点是该方法实用、可行、操作简单，试验结果可靠，适用范围广。

Test method for measuring force of full circle angle of attack wind tunnel for missile adapter

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，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由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；(4)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在100°～180°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前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270°-α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由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；(5)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在190°～270°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前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α-90°，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；(6)按预先编制的程序处理六分量数据，实时提供试验数据和曲线。优选的，安装时六分量天平(5)处于导弹适配器试验件内部，如果六分量天平(5)无法处于导弹适配器试验件内部，则调整前接头的位置。优选的，步骤(2)、(3)、(4)、(5)中不同攻角范围对应不同的安装方式及下转盘的不同旋转方向。本专利技术与现有技术相比具有如下优点：(1)本专利技术通过模型的不同安装方式，实现了全圆周攻角的测力试验，可行性好。(2)本专利技术通过调整下支杆和尾支杆之间的角度，对应攻角的调整，仅需提供一套装置即可完成试验，装置简单，试验结果可靠，适用范围广。附图说明图1为本专利技术试验装置的安装结构示意图；1为风洞，2为下转盘机构，3为下支杆，4为尾支杆，5为天平，6为适配器试验件；图2为适配器试验件前视外形示意图；图3为适配器安装剖面示意图；图4为适配器试验件不同安装状态的结构示意图；其中图4(a)为适配器试验件正向正装示意图；图4(b)为适配器试验件正向反装示意图；图4(c)为适配器试验件倒向正装示意图；图4(d)为适配器试验件倒向反装示意图。具体实施方式1、试验装置及适配器模型试验安装试验装置参见图1，包括下转盘2、下支杆3、尾支杆4、六分量天平5、数据采集系统。下转盘转动可以调整模型的侧滑角。下支杆固定在下转盘上随转盘一起转动，尾支杆与下支杆连接，连接处有销孔，可以使下支杆和尾支杆之间形成的角度可调整，调整范围通常为90°～180°，该角度的调整对应不同的攻角；天平安装在尾支杆前端，通过一个天平前接头将适配器模型与天平前端固定连接，参见图3；数据采集系统采集天平的六分量数据，轴向、法向和侧向的力和力矩。参见图3，导弹适配器试验件的内部沿试验件轴向加工通槽，通槽内放置天平的前接头，前接头可以根据需要固定在通槽内的任意位置，天平沿通槽从试验件后端插入或前端插入，天平处于模型内部。2、试验方法试验时固定攻角α，通过转盘改变模型侧滑角β进行试验。对于试验攻角α＝0°～350°不能通过一次试验来实现，可通过四种安装状态进行试验，如图4所示，具体试验方法如下：(1)安装好试验装置，将天平前接头安装在导弹适配器试验件6内部，图2为其前视外形；(2)将导弹适配器试验件正向正装来完成α＝0°～90°、β＝0°～90°的试验，适配器的大圆弧面朝上，如图2所示，并且正向(六分量天平5的前端通过模型后端正向插入)通过前接头与试验装置连接，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°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；(3)将导弹适配器试验件正向(六分量天平5的前端通过模型后端正向插入)反装来完成α＝270°～350°、β＝0°～90°的试验；适配器的大圆弧面朝下，并且正向通过前接头与试验装置连接，调整下支杆3和尾支杆4之间的夹角为450°-α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由0°到-90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；(4)将导弹适配器试验件倒向(六分量天平5的前端通过模型前端插入)正装来完成α＝100°～180°、β＝0°～90°的试验；适配器的大圆弧面朝上，并且倒向通过前接头与试验装置连接，调整下支杆3和尾支杆4之间的夹角为270°-α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由0°到-90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；(5)将导弹适配器试验件倒向反装来完成α＝190°～270°、β＝0°～90°的试验；适配器的大圆弧面朝下，并且倒向(六分量天平5的前端通过模型前端插入)通过前接头与试验装置连接，调整下支杆3和尾支杆4之间的夹角为α-90°，销孔插入销钉固定攻角α，使转本文档来自技高网...

【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°，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，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由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；(4)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在100°～180°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前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270°‑α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由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；(5)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在190°～270°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前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α‑90°，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；(6)按预先编制的程序处理六分量数据，实时提供试验数据和曲线。...

【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