用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型及模型设计方法技术

本发明专利技术属于超高速模型发射、侵彻等高过载领域，公开了一种用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型及模型设计方法。遥测模型包括从前至后顺序连接的头部段、中间段和尾裙段；头部段的前端安装传感器阵列，内腔安装信号调理模块和数据存储模块；中间段的内腔安装控制电路模块和电源模块；尾裙段的表面安装遥测发射天线，内腔安装发射模块；头部段材质为高强钢或钛合金，中间段和尾裙段材质为钛合金或铝合金。模型设计方法包括结构设计、飞行稳定性评估、结构强度校核、加工和测试。遥测模型及模型设计方法通过材料优选、结构优化、工艺完善三类手段，实现了对遥测模型本体、配套传感器和电路模块的抗高过载防护，达到了抗上万g加速度过载的性能。度过载的性能。度过载的性能。

【技术实现步骤摘要】
用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型及模型设计方法


[0001]本专利技术属于超高速模型发射、侵彻等高过载领域，具体涉及一种用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型及模型设计方法。

技术介绍

[0002]弹道靶是开展飞行器模型地面气动力热等研究的重要地面模拟设备。利用弹道靶开展飞行器模型地面气动力热试验的过程中，需要配套遥测模型，遥测模型上装配温度、压力、加速度等传感器，以及传感信号调理、数据存储、无线发送、电源等模块，实现对模型发射、飞行过程中温度、压力、加速度等参数的实时测量及遥测传输。
[0003]弹道靶发射遥测模型过程中，遥测模型将承受上万g过载加速度，且随着遥测模型预期发射速度的增加，承受的过载加速度还将继续增加。过载加速度越高，遥测模型中装配的传感器、信号调理模块、数据记录模块、数据发射模块、电源等发生性能下降、功能失灵甚至结构损坏的风险也越高。文献[Mark Schoenenberger, Gordon Brown, and Leslie Yates. Surface Pressure Ballistic Range Test of Mars 2020 Capsule in Support of MEDLI2[J]. AIAA 2017
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4079]介绍了美国NASA利用弹道靶设备开展的飞行速度915m/s
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1008m/s范围的7次火星缩比模型弹道靶遥测试验，遥测试验中大部分模型均出现不同程度的电路功能失效，只有一次获得了完整测量数据。
[0004]为了解决弹道靶试验用遥测模型抗高过载问题，当前亟需发展一种用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型及模型设计方法。

技术实现思路

[0005]本专利技术所要解决的一个技术问题是提供一种用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型，本专利技术所要解决的另一个技术问题是提供一种用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型的模型设计方法。
[0006]本专利技术的用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型，其特点是，所述的抗高过载遥测模型包括从前至后顺序连接的头部段、中间段和尾裙段；头部段的前端安装传感器阵列，传感器阵列包括温度传感器、压力传感器和加速度传感器中的一种或二种以上的组合，头部段的内腔安装信号调理模块和数据存储模块；中间段的内腔安装控制电路模块和电源模块；尾裙段的表面安装遥测发射天线，尾裙段的内腔安装发射模块；遥测模型的质心位于模型头部段顶点至模型长度前50%、周向距离中轴线0.5mm的范围内，保证抗高过载遥测模型飞行稳定性；遥测模型的转动惯量根据弹道靶遥测试验对于各个方向转动要求确定，转动惯量越大，转速越快；头部段的材质为高强钢或钛合金；中间段的材质为钛合金或铝合金；尾裙段的材质为钛合金或铝合金；采用两级灌封工艺对遥测模型进行灌封，第一级灌封在各部段中采用环氧树脂胶或聚氨酯对信号调理模块、数据存储模块、控制电路模块、电源模块和发射模块进行分别灌
封，第二级灌封在遥测模型组合完毕后，采用环氧树脂胶或聚氨酯进行整体灌封。
[0007]本专利技术的用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型的模型设计方法，包括以下步骤：S21.遥测模型结构设计将抗高过载遥测模型从前至后分成头部段、中间段和尾裙段；在头部段的前端安装传感器阵列，传感器阵列包括温度传感器、压力传感器和加速度传感器中的一种或二种以上的组合，头部段的内腔安装信号调理模块和数据存储模块；在中间段的内腔安装控制电路模块和电源模块；在尾裙段的表面安装遥测发射天线，尾裙段的内腔安装发射模块；头部段的材质为高强钢或钛合金；中间段的材质为钛合金或铝合金；尾裙段的材质为钛合金或铝合金；S22.遥测模型飞行稳定性评估S221.初步确定头部段、中间段和尾裙段的材质和厚度；初步确定头部段的信号调理模块和数据存储模块的安装位置，中间段的控制电路模块和电源模块的安装位置，尾裙段的遥测发射天线和发射模块的安装位置；S222.采用工程软件分析遥测模型的质心位置是否在预先设定的质心位置范围内，如果在范围内，进入S223步骤，进行转动惯量评估；否则返回S221步骤，调整各部段的材质和厚度，调整各模块的安装位置，直至质心位置在预先设定的质心位置范围内；S223.采用工程软件计算遥测模型的转动惯量，如果遥测模型的转动惯量在预先设定的转动惯量范围内，进入S23步骤，进行遥测模型结构强度校核，否则返回S221步骤，继续调整各部段的材质和厚度，调整各模块的安装位置，直至转动惯量在预先设定的转动惯量范围内；S23.遥测模型结构强度校核S231.进行应力分布仿真，分析遥测模型结构中存在应力集中的位置，再结合材料力学特性，分析应力集中的位置的材料是否满足预先设置的强度要求，如果不满足，则对遥测模型的结构或者各部段材料及厚度进行局部调整，直至满足预先设置的强度要求；S232.采用理论分析方法进行界面压强校核，分析遥测模型在承受加速度过载的过程中，各界面上承受的压强是否超出各界面材料的屈服强度，若超出屈服强度，则对遥测模型的结构或者各部段材料及厚度进行局部调整，直至满足预先设置的强度要求；S24.遥测模型加工和测试遥测模型加工依次采用机械加工、电路板加工和二级灌封工艺；机械加工完成遥测模型的结构件加工；电路板加工完成遥测模型的各模块加工；二级灌封工艺的第一级灌封在遥测模型的各部段中采用环氧树脂胶或聚氨酯对信号调理模块、数据存储模块、控制电路模块、电源模块和发射模块进行分别灌封，第二级灌封在遥测模型组合完毕后，采用环氧树脂胶或聚氨酯进行整体灌封；利用弹道靶对遥测模型的抗过载性能进行测试考核，获得遥测模型的抗过载指标。
[0008]本专利技术的用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型通过材料优选、结构优化、工艺完善三类手段，实现了对遥测模型本体、配套传感器和电路模块的抗高过载防护，最终，遥测模型达到抗上万g加速度过载的性能。
[0009]本专利技术的用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型的模型设计方法利用结构强
度校核方法，对遥测模型结构和材料进行设计，通过优化迭代使遥测模型结构强度满足抗高过载要求；通过二次灌封工艺，提高遥测模型内部电路模块的抗过载性能，使遥测模型内部装配的电路模块能够承受模型发射过程中的上万g加速度过载。
附图说明
[0010]图1为本专利技术的用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型的结构示意图；图2为本专利技术的用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型的模型设计方法中的遥测模型飞行稳定性评估流程图；图3为本专利技术的用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型的模型设计方法中的遥测模型结构强度校核流程图；图4为本专利技术的用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型的模型设计方法中的遥测模型加工和测试流程图；图5为本专利技术的用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型的过载加速度
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遥测时间曲线图。
[0011]图中，1.传感器阵列；2.遥测发射天线；3.头部段；4.中间段；5.尾裙段。
具体实施方式
[0012]为使本专利技术所述设计方法和优点更加清楚，在此针对本专利技术提出一种用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型，其特征在于，所述的抗高过载遥测模型包括从前至后顺序连接的头部段（3）、中间段（4）和尾裙段（5）；头部段（3）的前端安装传感器阵列（1），传感器阵列（1）包括温度传感器、压力传感器和加速度传感器中的一种或二种以上的组合，头部段（3）的内腔安装信号调理模块和数据存储模块；中间段（4）的内腔安装控制电路模块和电源模块；尾裙段（5）的表面安装遥测发射天线（2），尾裙段（5）的内腔安装发射模块；遥测模型的质心位于模型头部段（3）顶点至模型长度前50%、周向距离中轴线0.5mm的范围内，保证抗高过载遥测模型飞行稳定性；遥测模型的转动惯量根据弹道靶遥测试验对于各个方向转动要求确定，转动惯量越大，转速越快；头部段（3）的材质为高强钢或钛合金；中间段（4）的材质为钛合金或铝合金；尾裙段（5）的材质为钛合金或铝合金；采用两级灌封工艺对遥测模型进行灌封，第一级灌封在各部段中采用环氧树脂胶或聚氨酯对信号调理模块、数据存储模块、控制电路模块、电源模块和发射模块进行分别灌封，第二级灌封在遥测模型组合完毕后，采用环氧树脂胶或聚氨酯进行整体灌封。2.用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型的模型设计方法，模型设计方法用于设计权利要求1所述的用于弹道靶遥测试验的抗高过载遥测模型，其特征在于，包括以下步骤：S21.遥测模型结构设计将抗高过载遥测模型从前至后分成头部段（3）、中间段（4）和尾裙段（5）；在头部段（3）的前端安装传感器阵列（1），传感器阵列（1）包括温度传感器、压力传感器和加速度传感器中的一种或二种以上的组合，头部段（3）的内腔安装信号调理模块和数据存储模块；在中间段（4）的内腔安装控制电路模块和电源模块；在尾裙段（5）的表面安装遥测发射天线（2），尾裙段（5）的内腔安装发射模块；头部段（3）的材质为高强钢或钛合金；中间段（4）的材质为钛合金或铝合金；尾裙段（5）的材质为钛合金或铝合金；S22.遥测模型飞行稳定性评估S...

【专利技术属性】
技术研发人员：文雪忠，李晶，龙耀，姜林，陈鲲，黄洁，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，
类型：发明
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