CN104458201A - 级间分离风洞自由飞试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种级间分离风洞自由飞试验装置，包括：飞行器模型，其包括一级飞行器模型和二级飞行器模型，所述一级飞行器模型的头部向前形成有抵顶部；套筒，其具有封闭端和开口端，所述套筒设置于所述二级飞行器模型的尾部；弹性元件，其容设于所述套筒内；以及分离解锁机构；其中，所述抵顶部通过所述分离解锁机构可分离地连接至所述套筒，所述抵顶部由所述开口端伸入至所述套筒的内部，抵顶至所述弹性元件，以使所述弹性元件产生预压力，从而使在所述分离解锁机构解锁时一级飞行器模型与二级飞行器模型在该预压力作用下彼此分离。本发明的一级飞行器模型和二级飞行器模型以一定相对速度分离，实现了对真实飞行器的级间分离过程的真实模拟。

Description

级间分离风洞自由飞试验装置

技术领域

本发明涉及级间分离风洞自由飞试验装置，适用于模拟风洞中自由飞行的过程中前后两级的分离。

背景技术

飞行器相邻子级之间进行的分离称为级间分离。为提高多级运载火箭或者导弹的运载能力和飞行速度等相关指标，在飞行过程中必须及时将运载器(助推器)上无用的部分及时分离并抛掉，这个分离过程即为前后级的级间分离。多级运载体级间分离成功的标志是前后两级的正常分离，且没有发生碰撞，同时分离过程中的各种干扰对前一级姿态影响要比较小，以免分离过程中的干扰导致分离失败。飞行器级间分离过程中，由于后级运载器(助推器)处于飞行器前一级的尾部流场中，飞行器飞行来流与后级运载器(助推器)之间形成复杂的非定常干扰，这对飞行器前级及后级运载器(助推器)所承受的气动力及分离过程产生较大影响，因此开展飞行器级间分离过程中的动态分离风洞试验，对飞行器的级间分离过程进行研究，以确定导弹前级与后级运载器(助推器)分离过程中所承受的气动特性与运动特性，对级间相对分离速度等分离参数、分离时刻模型飞行状态如攻角、侧滑角等参数，以及飞行M数等对安全分离的影响，及分离安全边界的确立提供试验依据，从而为级间分离方案及火箭控制系统设计提供重要依据。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提供了一种级间分离风洞自由飞试验装置，以实现飞行器模型在风洞中作自由飞行的过程中，使一级飞行器模型和二级飞行器模型按一定相对速度分离，并进而使一级飞行器模型和二级飞行器模型在风洞流场中均作不受约束自由飞行，以研究一级飞行器模型和二级飞行器模型分离过程中的动态分离气动特性及其相互影响和干扰，以及分离后两级飞行器模型的动态飞行运动轨迹。

本发明的技术方案为：

一种级间分离风洞自由飞试验装置，包括：

飞行器模型，其包括一级飞行器模型和二级飞行器模型，所述一级飞行器模型的头部向前形成有抵顶部；

套筒，其具有封闭端和开口端，所述套筒设置于所述二级飞行器模型的尾部；

弹性元件，其容设于所述套筒内；以及

分离解锁机构；

其中，所述抵顶部通过所述分离解锁机构可分离地连接至所述套筒，所述抵顶部由所述开口端伸入至所述套筒的内部，抵顶至所述弹性元件，以使所述弹性元件产生预压力，从而使在所述分离解锁机构解锁时所述一级飞行器模型与所述二级飞行器模型在该预压力作用下彼此分离。

优选的是，所述的级间分离风洞自由飞试验装置中，所述一级飞行器模型的头部为中空的；所述分离解锁机构包括锁紧线、第一锁紧孔和第二锁紧孔，所述第一锁紧孔开设在所述套筒的侧壁，所述第二锁紧孔贯通所述一级飞行器模型的头部的侧壁，所述锁紧线的一端穿过所述第一锁紧孔和所述第二锁紧孔，并在该预压力作用下被压紧在所述第一锁紧孔和所述第二锁紧孔内，所述锁紧线的另一端延伸至所述一级飞行器模型和所述二级飞行器模型的外部；通过牵拉所述锁紧线，该锁紧线的一端从所述第一锁紧孔和所述第二锁紧孔脱离，从而使所述分离解锁机构解锁。

优选的是，所述的级间分离风洞自由飞试验装置中，所述一级飞行器模型为中空的筒状结构，所述一级飞行器模型的尾部具有开口；所述锁紧线从所述一级飞行器模型的内部穿过，通过所述开口，从而使所述锁紧线的另一端延伸至所述一级飞行器模型和所述二级飞行器模型的外侧。

优选的是，所述的级间分离风洞自由飞试验装置中，所述第二锁紧孔的靠近所述抵顶部内壁的一段的孔壁的一部分具有倒圆角，且该具有倒圆角的部分位于所述第二锁紧孔的轴线的后侧。

优选的是，所述的级间分离风洞自由飞试验装置中，所述锁紧线的另一端连接至发射装置的固定支撑架上。

优选的是，所述的级间分离风洞自由飞试验装置中，所述第一锁紧孔的个数为两个，分布在相对于所述一级飞行器模型的轴线呈180°的位置，且分布在同一圆周上，所述第二锁紧孔的个数为两个，所述锁紧线的个数为两个。

优选的是，所述的级间分离风洞自由飞试验装置中，两个锁紧线通过以下方式设置：每个锁紧线的一部分分别穿过一个第一锁紧孔和一个第二锁紧孔，两个锁紧线的另一部分互相缠绕在一起，并从所述开口延伸至所述一级飞行器模型和所述二级飞行器模型的外侧。

优选的是，所述的级间分离风洞自由飞试验装置中，每个锁紧线的一部分平滑过渡至该锁紧线的另一部分。

优选的是，所述的级间分离风洞自由飞试验装置中，所述套筒的侧壁上沿所述套筒的轴向开设有一排第一锁紧孔，和/或，所述抵顶部的侧壁上沿所述一级飞行器模型的轴向开设有一排第二锁紧孔。

优选的是，所述的级间分离风洞自由飞试验装置中，所述弹性元件为弹簧。

本发明的技术效果为：

在二级飞行器模型的尾部设置套筒，一弹性元件容设于套筒内，利用形成在一级飞行器模型头部的抵顶部压缩弹性元件，当分离解锁机构解锁时，弹性元件的预压力同时作用在一级飞行器模型和二级飞行器模型上，使二者彼此分离。本发明实现了对级间分离过程的真实模拟。

附图说明

图1为本发明所述的级间分离风洞自由飞试验装置的一个实施例的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。

请参阅图1，本发明提供了一种级间分离风洞自由飞试验装置，包括：飞行器模型，其包括一级飞行器模型8和二级飞行器模型14，所述一级飞行器模型8的头部5向前形成有抵顶部13；套筒2，其具有封闭端和开口端，所述套筒2设置于所述二级飞行器模型14的尾部1；弹性元件3，其容设于所述套筒2内；以及分离解锁机构；其中，所述抵顶部13通过所述分离解锁机构可分离地连接至所述套筒2，所述抵顶部13由所述开口端伸入至所述套筒2的内部，抵顶至所述弹性元件3，以使所述弹性元件产生预压力，从而使在所述分离解锁机构解锁时所述一级飞行器模型与所述二级飞行器模型在该预压力作用下彼此分离。在级间分离之前，分离解锁机构锁紧，需要级间分离时，分离解锁机构解锁，一级飞行器模型和二级飞行器模型在预压力作用下彼此分离时，二者将同时具备一定的分离速度。

本发明是在风洞自由飞试验的基础上中实现级间分离，一级飞行器模型和二级飞行器模型在分离前后及分离过程中均全部处于自由飞行的状态，能够较为真实地模拟风洞中实际飞行状态下的级间分离过程及真实飞行器之间的相互影响和干扰。

为了更精确地模拟级间分离的过程，一级飞行器模型和二级飞行器模型均严格模拟真实飞行器的外型、质量特性及运动参数，包括质心、质量、惯量以及解锁方式、分离力的大小、形式、相对分离速度等，因此试验中一级飞行器模型和二级飞行器模型将按与真实飞行具有相似性的运动规律自由飞行，能够充分反应级间分离过程的运动与气动耦合规律。由于从试验原理上满足了气动力与运动瞬态耦合关系，试验过程即是飞行器分离过程瞬态特性的真实反映，因而其对级间分离过程的模拟非常接近真实飞行状态。

通过改变弹性元件的参数和压缩长度，可实现对不同分离力及不同相对分离速度的相似模拟，进而可对级间相对分离速度等分离参数对安全分离的影响进行分析。通过调整发射装置初状态可改变分离时刻飞行器模型自由飞行的状态如攻角、侧滑角等参数，进而分析飞行器模型飞行状态参数对安全分离的影响；通过改变风洞吹风M数，分析M数对级间安全分离的影响；综合以上参数对级间安全分离的影响，可为分离安全边界的确立提供试验依据。

所述分离解锁机构可以采用现有技术，也可以采用本发明所提供的分离解锁机构。具体地，所述一级飞行器模型的头部为中空的；所述分离解锁机构包括飞行器模型、第一锁紧孔和第二锁紧孔，所述第一锁紧孔11开设在所述套筒2的侧壁，所述第二锁紧孔10贯通所述的一级飞行器模型的头部5的侧壁，所述飞行器模型的一端穿过所述第一锁紧孔11和所述第二锁紧孔12，并在该预压力作用下被压紧在所述第一锁紧孔11和所述第二锁紧孔10内，所述飞行器模型的另一端延伸至所述一级飞行器模型和所述二级飞行器模型的外部，以便于牵拉锁紧线；通过牵拉所述锁紧线，使该锁紧线的一端从所述第一锁紧孔和所述第二锁紧孔脱离，从而使所述分离解锁机构解锁。

在另一个实施例中，除锁紧线的一端，锁紧线的剩余部分都位于一级飞行器模型和二级飞行器模型的外部，此时，为了实现锁紧线从第一锁紧孔和第二锁紧孔的脱离，二级飞行器模型的端部不能超过第一锁紧孔，另外，第一锁紧孔也是贯通套筒的侧壁的。

在一个实施例中，所述一级飞行器模型8为中空的筒状结构，所述一级飞行器模型8的尾部具有开口；所述飞行器模型从所述一级飞行器模型的内部穿过，通过所述开口，从而使所述锁紧线的另一端延伸至所述一级飞行器模型和所述二级飞行器模型的外侧。所述一级飞行器模型由主体部分和头部构成，头部5具有筒形部分，筒形部分具有前端面，该前端面作为抵顶部13，筒形部分的后端部沿径向向外延伸出环形部分，该环形部分通过螺钉6连接至主体部分，主体部分的外径与二级飞行器模型的尾部保持一致。所述二级飞行器模型为中空的筒状结构，所述套筒2套设于所述二级飞行器模型的尾部1的内部，通过沉头螺钉4与二级飞行器模型固定连接。

为了避免第二锁紧孔的边缘过于尖锐，导致分离解锁时锁紧线被切断或卡住，进而导致不能解锁，所述第二锁紧孔的靠近所述抵顶部内壁的一段的孔壁的一部分9具有倒圆角，且该具有倒圆角的部分位于所述第二锁紧孔的轴线的后侧。

在一个实施例中，所述锁紧线的另一端连接至发射装置的固定支撑架上。这样就保证在飞行器模型发射出去之后，锁紧线将不随飞行器模型的飞行而产生位移。在飞行器模型发射前，锁紧线呈非张紧的状态，也即锁紧线的长度应大于分离解锁机构至锁紧线的固定点处距离，待飞行器模型飞至风洞观察窗处锁紧线拉紧，当锁紧线的长度小于分离解锁机构至锁紧线的固定点处距离，锁紧线的一端将被从第一锁紧孔和第二锁紧孔中拉出，从而实现解锁，一级飞行器模型和二级飞行器模型将在弹性元件的预压力的作用下实现级间分离。

为了保证在级间分离之前抵顶部和套筒之间平衡、稳定地连接，所述第一锁紧孔的个数为两个，分布在相对于所述一级飞行器模型的轴线呈180°的位置，且分布在同一圆周上，所述第二锁紧孔的个数为两个，所述锁紧线的个数为两个。

优选地，两个锁紧线通过以下方式设置：每个锁紧线的一部分12分别穿过一个第一锁紧孔11和一个第二锁紧孔10，两个锁紧线的另一部分7互相缠绕在一起，并从所述开口延伸至所述一级飞行器模型和所述二级飞行器模型的外侧。此时，两个锁紧线可以由一根钢丝制成，即将一根钢丝在中间处对折后将后半段互相缠绕在一起，即后半段相当于上述两个锁紧线的另一部分。

为了保证解锁时锁紧线易被从第一锁紧孔和第二锁紧孔中拉出，每个锁紧线的一部分12平滑过渡至该锁紧线的另一部分7，即每个锁紧线的一部分通过弯曲的弧线16过渡至另一部分7。

为了方便地改变对弹性部件的压缩程度，即为了获得不同的预压力，所述套筒的侧壁上沿所述套筒的轴向开设有一排第一锁紧孔，和/或，所述抵顶部的侧壁上沿所述一级飞行器模型的轴向开设有一排第二锁紧孔。当抵顶部更多地伸入至套筒内时，所获得预压力更大，反之，则越小。

优选地，所述弹性元件为弹簧。对于一级飞行器模型和二级飞行器模型之间的相对分离速度及分离力，可通过对弹簧参数的设计和改变弹簧的压缩长度来实现。弹簧参数包括弹簧丝直径d、弹簧中径D、弹簧圈数n等，这些参数可确定弹簧的刚度系数K。如上一实施例所述，弹簧的压缩长度可通过设计抵顶部伸进套筒的长度来进行调节，而该长度可根据套筒上第一锁紧孔和抵顶部上第二锁紧孔的位置来确定。分离解锁机构中，抵顶部伸入至套筒内，同时还起到了分离导向装置的作用，其作用具体是削弱分离解锁时刻产生的分离干扰，使分离体沿特定方向运动，对分离易碰点进行保护。对于要求模拟分离导向距离的试验，同样可通过改变该段长度来实现模拟。

高速摄像机通过对风洞观察窗范围内进行拍摄，实现对飞行器模型在观察窗范围内级间分离前后及分离过程的观察和记录，因此飞行器模型缩比尺寸大小应保证在级间分离过程完成之前，一级飞行器模型和二级飞行器模型均不能飞出观察窗范围内，以便实现对整个分离过程的拍摄和记录。通过高速摄影的拍摄和记录即可对分离过程进行较为直观的观察，直接通过记录图像即可判断飞行器模型是否安全分离。

多通道精确同步控制仪同时控制飞行器模型发射装置和高速摄像机，使二者同步或延时启动，从而保证高速摄像机能够及时对飞行器模型级间分离过程，及分离前后一级飞行器模型和二级飞行器模型的动态飞行轨迹进行拍摄记录。

本发明中，为表述方便，以图1的左侧为头或前，以右侧为尾或后，但本发明的技术方案的实施并不限定图1所示出的方位。同时，图1的左侧也对应于飞行器模型的飞行方向，该飞行方向与风洞流场方向相反。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此，本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。

Claims (10)

1.一种级间分离风洞自由飞试验装置，其特征在于，包括：

飞行器模型，其包括一级飞行器模型和二级飞行器模型，所述一级飞行器模型的头部向前形成有抵顶部；

套筒，其具有封闭端和开口端，所述套筒设置于所述二级飞行器模型的尾部；

弹性元件，其容设于所述套筒内；以及

分离解锁机构；

其中，所述抵顶部通过所述分离解锁机构可分离地连接至所述套筒，所述抵顶部由所述开口端伸入至所述套筒的内部，抵顶至所述弹性元件，以使所述弹性元件产生预压力，从而使在所述分离解锁机构解锁时所述一级飞行器模型与所述二级飞行器模型在该预压力作用下彼此分离。

2.如权利要求1所述的级间分离风洞自由飞试验装置，其特征在于，所述一级飞行器模型的头部为中空的；所述分离解锁机构包括锁紧线、第一锁紧孔和第二锁紧孔，所述第一锁紧孔开设在所述套筒的侧壁，所述第二锁紧孔贯通所述一级飞行器模型的头部的侧壁，所述锁紧线的一端穿过所述第一锁紧孔和所述第二锁紧孔，并在该预压力作用下被压紧在所述第一锁紧孔和所述第二锁紧孔内，所述锁紧线的另一端延伸至所述一级飞行器模型和所述二级飞行器模型的外部；通过牵拉所述锁紧线，该锁紧线的一端从所述第一锁紧孔和所述第二锁紧孔脱离，从而使所述分离解锁机构解锁。

3.如权利要求2所述的级间分离风洞自由飞试验装置，其特征在于，所述一级飞行器模型为中空的筒状结构，所述一级飞行器模型的尾部具有开口；所述锁紧线从所述一级飞行器模型的内部穿过，通过所述开口，从而使所述锁紧线的另一端延伸至所述一级飞行器模型和所述二级飞行器模型的外侧。

4.如权利要求3所述的级间分离风洞自由飞试验装置，其特征在于，所述第二锁紧孔的靠近所述抵顶部内壁的一段的孔壁的一部分具有倒圆角，且该具有倒圆角的部分位于所述第二锁紧孔的轴线的后侧。

5.如权利要求2或3所述的级间分离风洞自由飞试验装置，其特征在于，所述锁紧线的另一端连接至发射装置的固定支撑架上。

6.如权利要求2或3所述的级间分离风洞自由飞试验装置，其特征在于，所述第一锁紧孔的个数为两个，分布在相对于所述一级飞行器模型的轴线呈180°的位置，且分布在同一圆周上，所述第二锁紧孔的个数为两个，所述锁紧线的个数为两个。

7.如权利要求6所述的级间分离风洞自由飞试验装置，其特征在于，两个锁紧线通过以下方式设置：每个锁紧线的一部分分别穿过一个第一锁紧孔和一个第二锁紧孔，两个锁紧线的另一部分互相缠绕在一起，并从所述开口延伸至所述一级飞行器模型和所述二级飞行器模型的外侧。

8.如权利要求7所述的级间分离风洞自由飞试验装置，其特征在于，每个锁紧线的一部分平滑过渡至该锁紧线的另一部分。

9.如权利要求2所述的级间分离风洞自由飞试验装置，其特征在于，所述套筒的侧壁上沿所述套筒的轴向开设有一排第一锁紧孔，和/或，所述抵顶部的侧壁上沿所述一级飞行器模型的轴向开设有一排第二锁紧孔。

10.如权利要求1所述的级间分离风洞自由飞试验装置，其特征在于，所述弹性元件为弹簧。