CN104931222B - 机弹分离轨迹捕获试验系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种机弹分离轨迹捕获试验系统，包括分离体模型支撑驱动机构、测量机构和母体模型支撑机构。分离体模型支撑驱动机构包括滚转控制装置和直线运动控制装置，直线运动控制装置包括直线驱动器、轨道、轨道端万向铰链、连杆、多爪臂和尾支杆、轨道有多条，并在风洞实验段壁面上与风洞中轴平行安装，并在每条轨道上均通过滑块安装有一个轨道端万向铰链，直线驱动器和轨道都安装于风洞实验段内壁之外侧，每个轨道端万向铰链都连接有一个连杆，每个连杆另一端都分别通过一个万向铰链与多爪臂相连。多爪臂与支撑分离体模型的尾支杆刚性相连。滚转控制装置安装于尾支杆内部。本系统具有高刚度、高位置精度和高速度的特点。

Description

机弹分离轨迹捕获试验系统

技术领域

本发明涉及一种并联式多自由度的机弹分离轨迹捕获试验系统，用于航天、航空飞行器的级间分离，机弹、外挂物分离的轨迹捕获风洞试验，属于高速风洞试验技术、飞行器飞行力学领域。

背景技术

在航天器、火箭级间分离、飞机外挂物的发射与投放、子母弹抛撒，以及脱壳穿甲弹与弹托分离等飞行阶段，分离体和母体处于复杂的相互干扰的流场中，不良的分离特性不仅影响效果，还会导致多体间的相撞，甚至危及母机的安全。因此，通过地面风洞模拟试验来了解投放或分离的过程和动力学特性的轨迹捕获风洞试验(Captive TrajectorySystem-CTS)就十分必要。CTS这一特种实验技术可以追溯到上世纪五十年代。美国于50年代中期开始这一技术的研究和应用，法国和英国在70年代进一步发展了该技术如附图6中所示。CTS设备由四个滚转角位移机构602，604，606，607、两个俯仰角位移机构603，605和一个线位移机构601组成。每一机构都有一个作动、控制和测量系统，并都安装在一悬臂梁内。而分离体模型609经由这些系统以悬臂梁的形式与风洞洞体相连。法国ONERA在S1和S2风洞中使用的另一种用于航天器分离的CTS机构如附图7中所示。设备由三个滚转角位移机构702，704，706，两个俯仰角位移机构703，705和一个线位移机构701组成。

从上述图和结构安排中可以看到，分离体模型由一悬臂梁支承。悬臂梁的总长度约为分离体模型长度的4～5倍，甚至更长。这样，悬臂梁在分离体模型气动载荷作用下的变形并非小量。另外，由于线位移和角位移的驱动、控制和测量系统机构都安装在悬臂梁内，使悬臂梁不可能太细。因此，悬臂梁大堵塞比也是上述设备的难点。为了减少上述方法的大堵塞度，曾有将整 个系统放在风洞底座内，如图8所示。由一根细长支杆支撑分离体模型801，而将所有位移的驱动、控制和测量机构放在风洞下壁面内。这样，虽然风洞堵塞度可望减少，但支杆的变形比前者却更大。

现有技术(CN20772990)中公开了一种轨迹捕获风洞试验的六自由度运动装置如附图9和附图10所示。实验装置整体装在风洞试验段(或风洞扩散段)901上，包括竖直设置的Z轴运动机构904，水平Y轴运动机构903以及和Y、Z轴垂直的沿风洞轴向X向悬臂的运动机构902。除上述三个线位移外，三个角位移装置908装于悬臂机构902的顶端。上述方案中，或者Z轴装于洞壁，Y轴在风洞内(图9)；或者Y轴装于洞壁，Z轴在风洞内(图10)。X轴机构902，1002和三个角位移装置908，1008均一直在风洞中。

这种装置仍避免不了长的悬臂梁和因此由此带来的机构刚度的减弱。三个在风洞内的角度驱动、控制和检测设备也会增加风洞的堵塞度。另外，专门安装和调试这套设备，也会让风洞有较长的停吹风和停车准备时间，减低了风洞的吹风效率。

发明内容

本发明的目的是提供一种并联式多自由度的机弹分离轨迹捕获试验系统，本试验系统采用的并联机构将分离体模型的多自由度运动转换成直线驱动装置的直线运动，利用并联机构将分离模型支撑在风洞试验段指定位置，通过调节直线驱动装置的直线运动实现分离体模型的位置和姿态变化，完成对分离体模型运动轨迹的模拟。

本发明的机弹分离轨迹捕获试验系统包括分离体模型支撑驱动机构、测量机构以及母体模型支撑机构，所述分离体模型支撑驱动机构包括滚转控制装置和直线运动控制装置，所述直线运动控制装置包括直线驱动器、轨道、轨道端万向铰链、连杆、多爪臂和尾支杆，在风洞实验段壁面外侧，以与风洞中轴平行的方式安装有多条所述轨道，在所述风洞的壁上，设置有与每条所述轨道对应的长槽，在每条所述轨道上均通过滑块安装有一个所述轨道端万向铰链，所述直线驱动器安装于风洞实验段以外，能够驱动所述轨道端万向铰链沿所述轨道前后移动，每个所述轨道端万向铰链都连接有一个所述连 杆，每个所述连杆均穿过所述长槽伸进所述风洞中，其另一端均通过一个万向铰链与所述多爪臂相连，所述多爪臂与支撑分离体模型的尾支杆刚性相连，所述滚转控制装置安装于所述尾支杆内部。

优选所述测量机构包括：多分量天平、滚转数据测量装置、直线位移传感器、三坐标轴位移数据测量装置和俯仰偏航角度数据测量装置，所述多分量天平安装于所述分离体模型内腔，并与所述尾支杆相连；所述滚转数据测量装置与所述滚转控制装置一起安装于所述尾支杆内部；所述直线位移传感器的数量与所述轨道的数量相同，并各自安装在一个所述轨道上；所述三坐标轴位移数据测量装置和所述俯仰偏航的角度数据测量装置均安装于风洞试验段以外。

优选所述轨道为六条，所述多爪臂为六爪臂，所述多分量天平为六分量天平。

优选所述轨道端万向铰链和连接所述连杆与所述多爪臂的所述万向铰链均能够用球铰链替换。

优选所述连杆均采用流线型支杆。

优选母体模型通过绝缘部件安装在所述母体模型支撑机构上。

优选还包括一个特种风洞试验段，所述母体模型支撑机构固定在所述特种风洞试验段内，多条所述轨道与风洞中轴平行地安装在所述特种风洞实验段壁面上，所述特种风洞试验段的下方设有滚轮，能够与配套设置的导轨相配合，实现所述特种风洞试验段与常规风洞的试验段整体互换。。

本发明与现有技术相比的优点如下：

1.本发明满足高速度、高刚度、高位置精度、高效率的要求，能够实现在线测量。

2.本发明中用于实现三个坐标轴上的位移的直线驱动器和用于两个角度测量的角度测量装置都在风洞试验段内壁的外侧，能够使设备的风洞堵塞度小于1％。

3.本发明采用刚性的空间桁架结构支持分离体，比常见的悬臂梁有更高的刚度，能够降低静态误差；多爪臂的爪间有一定的距离，以保证多爪臂的弯曲刚度。这些特点减少了分离体模型在外气动力下的位移，从而提高分离 体的定位精度。

4.本发明采用多杆并联机构组成，六杆杆长都单独对分离体模型的位置和姿态起作用，因而不存在传统设备(即悬臂式串联机构)的几何误差累积和放大的现象，甚至还有平均化效果和因此增加精度的优点。

5.本发明中由直线驱动机构驱动的惯性质量(从第二平台到分离体)比传统设备(即串联式设备)更小，降低了动态误差。

6.本发明的位于风洞内的连杆由于其两端都连接有万向铰链或球铰链，所以使所有连杆都成为只承受纵向拉压的二力杆受力状态，这种受力形式比悬臂梁能承受更大的分离体的气动力。因而，在同样分离体的气动力作用下，各支杆可以比悬臂梁截面更细，以进一步减少风洞堵塞度和对主气流流场的干扰。

7.本发明采用了流线型支杆，这样，不但支杆阻力可以减少，也可进一步减少支杆对主气流流场的干扰。

8.本发明在风洞试验段内壁外侧有足够的空间和长度来安放直线驱动装置。由此可以选用大功率、高速度和高精度的直线驱动装置。

9.由于本发明的高刚度、高位置精度和高速度的特点，本发明的优势还在于可以进行固定舵面位置条件下的位置模拟和速度模拟试验(定常和准定常试验)。

10.本发明还有防止分离体模型和母体模型碰撞的预警功能，

并且本发明通过将本发明的各测试部件与特种风洞试验段固连在一起，能够实现与常规风洞试验段的整体互换，这样节省了在风洞中一个个组装本发明各部件的时间，提高了试验效率的精度。

附图说明

图1为装于风洞试验段内的本发明的整体结构图；

图2为图1中分离体模型的局部剖切放大图；

图3为六个后万向铰链组成的第一级运动平台的示意图；

图4为六个前万向铰链组成的第二级运动平台的示意图；

图5为可以与常规风洞试验段互换的特种风洞试验段简图；

图6为法国现用的机弹分离CTS机构示意图；

图7为法国现用的在ONERA的S1和S2风洞中使用的机弹分离CTS机构示意图；

图8为改进型的机弹分离CTS机构示意图；

图9为现有技术中使用的CTS机构示意图；

图10为现有技术中使用的另一种CTS机构示意图。

符号说明：

101-风洞实验段壁面，102-轨道，103-直线位移传感器，104-万向铰链，105-第一级运动平台，106-连杆，107-六爪臂，108-万向铰链，109-第二级运动平台，110-尾支杆，111-滚转控制装置，112-滚转数据测量装置，113-多分量天平，114-分离体模型，115-母体模型，116-绝缘套，117-绝缘片，118-滚轮，119-导轨，120-特种风洞试验段

601-线位移机构，602，604，606，607-四个滚转角位移机构，603，605-两个俯仰角位移机构，608-尾支杆，609-分离体模型。

701线位移机构，702，704，706-滚转角位移机构，703，705-俯仰角位移机构，。707-分离体模型的尾支杆、708-分离体模型、709-母体模型。

801-支杆，802-移测机构，803-分离体模型，804-母体模型。

901风洞试验段(或风洞扩散段)，902-沿风洞轴X的运动机构，903-沿风洞轴Y的运动机构，904-沿风洞轴Z的运动机构，905-沿X的驱动机构，906-沿Y的驱动机构，907-沿Z的驱动机构，908-角位移装置，909-重力平衡装置。

1001-风洞试验段(或风洞扩散段)，1002-沿风洞轴X的运动机构，1003-沿风洞轴Y的运动机构，1004-沿风洞轴Z的运动机构，1005-沿X的驱动机构，1006-沿Y的驱动机构，1007-沿Z的驱动机构，1008-角位移装置，1009-重力平衡装置。

具体实施方式

以下根据附图对本发明进行详细说明。

如图1所示，在风洞实验段壁面101的外侧与风洞中轴向平行地安装有 六条轨道102。在风洞实验段壁面101上设置有与每条轨道102对应的长槽，该轨道102的数量可根据需要而改变。在每个轨道102上都安装有一个万向铰链104，每个万向铰链104都能够被安装在风洞实验段外的直线驱动器驱动而在轨道102上前后作直线运动。在每个轨道102上安装有一个直线位移传感器103，用于测量所在轨道102上的万向铰链104的直线位移。每个万向铰链104都连接有一根连杆106，每个连杆106均穿过上述长槽伸进所述风洞中，其另一端都通过一个万向铰链108，与六爪臂107相连，六爪臂107与用于支撑分离体模型114的尾支杆110刚性相连。在本实施例中具体采用的是六爪臂，爪臂的数量对应连杆和轨道的数量。

在所述尾支杆110内部安装有驱动分离体模型114滚转的滚转控制装置111和滚转数据测量装置112，分离体模型114的内腔安装有多分量天平113，分量天平113与尾支杆110相连。在本实施例中分量天平采用的是六分量天平，可以根据需要进行选择。在试验过程中，利用多分量天平113测量到的力和力矩的结果，反解分离体模型114的运动模式，控制多根连杆106的并联运动，从而在风洞试验段内实现分离体模型114的多自由度位置和姿态变化，实现对分离体模型114运动轨迹的模拟。

具体而言，多根连杆106采用并联方式连接，试验过程中控制装置将分离体模型114的运动转换成直线驱动器的位移指令，分别控制每根连杆106的运动，使多根连杆106共同带动六爪臂107移动，将安装在尾支杆110上的分离体模型114送达到指定的位置，在风洞试验段101内实现分离体模型114的位置和姿态变化，完成对分离体模型114运动轨迹的模拟。

分离体模型114的除滚转自由度以外的三个坐标轴方向的位移自由度和俯仰、偏航的角度自由度由安装在风洞试验段以外的直线驱动器来控制，并且测量分离体模型114的三个坐标轴方向的位移和俯仰、偏航的角度的测量装置也安装在风洞试验段内壁外侧，从而能够降低设备的风洞堵塞度。

本实施例中采用刚性的空间桁架结构来支持分离体模型114，这一个刚性的空间桁架结构由安装在六条直线轨道上的六个万向铰链104、六根连杆106、连杆另一端的六个万向铰链108、以及六爪臂107组成，比常见的悬臂梁具有更高的刚度，六爪臂107的爪间有一定的距离，以保证六爪臂107的 弯曲刚度，这些特点减少了分离体模型114在外气动力下的位移，能够提高分离体的定位精度。

本实施例的并联式六自由度的机弹轨迹捕获试验系统能够装在一个单独的特种风洞试验段120上，特种风洞试验段120的下方有滚轮118，能够与配套设置的导轨119相配合，进行与常规风洞的试验段整体互换，通过将本发明的高速度、高刚度、高位置精度、高吹风效率和低风洞堵塞度的轨迹捕获风洞试验装置整体安装在特种风洞试验段120内。将该特种风洞试验段和常规风洞试验段整体互换地推入风洞，以更换风洞吹风项目。从而满足常规风洞试验和机弹轨迹捕获试验经常交互进行的要求。

在实验过程中，母体模型115通过绝缘套116和绝缘片117支撑在母体模型支撑机构上，分离体模型114的几何位置单一地决定了六条被直线驱动的连杆上万向铰链104的位置，分离体模型114的几个特征点(可以是模型头部和两翼尖处)和母体模型115距离能够根据模型原点的三个体轴的位置值和三个体轴的方位角决定，由此能够设立几个警戒区。进入警戒区后，系统运动的步长减少，以避免母体和分离体相碰。

由于母体模型115通过绝缘套116和绝缘片117支撑在母体模型支撑机构上，这样使母体模型与风洞壁之间处于电绝缘状态。而分离体模型与风洞壁同电位，这样，分离体模型与母体模型之间的绝缘状态可以作为分离体114和母体模型相碰的最后警戒位置。

另外，连杆106两端的万向铰链(104、108)均可以用球铰链代替。连杆106采用流线型支杆。这样，不但支杆阻力可以减少，也可进一步减少支杆对主气流流场的干扰。

并且由于直线驱动器安装在风洞试验段内壁以外，所以具有足够的安装空间和长度。由此可以选用大功率、高速度和高精度的直线驱动装置。对1.2米x1.2米的风洞试验段，若选择1米/秒的直线驱动器，本发明可以达到以下指标：

轴向范围(X)	1000mm	轴向移动精度	0.2mm
				垂直方向范围	800mm(±400mm)	垂直方向移动精度	0.2mm
侧向范围(Y)	800mm(±400mm)	侧向移动精度	0.2mm
				轴向移动速度	1000mm/秒
垂向移动速度	700mm/秒
				侧向移动速度()	400mm/秒
攻角范围()	±45°	攻角精度	0.1°
				侧滑角范围()	±45°	侧滑角精度	0.1°
滚转角范围()	±360°	滚转角精度	0.1°
				攻角速度	±120°/秒
侧滑角速度	±150°/秒
				滚转角速度	±150°/秒

综上所述，本发明的试验装置包括以下机构：1).六条安装在风洞试验段101内壁上的平行于风洞中轴的轨道102。2).每条轨道102上安装滑块。3).滑块上装有万向铰链104，由此组成第一级平台105。4).滑块的位置由直线位移传感器103测量，并由计算机根据要求的分离体模型114位置加以控制。5).六根连杆106将滑块上的六个万向铰链104和六爪臂107上的六个万向铰链108对应相连，由此组成第二级运动平台109。6).六爪臂107是一个刚性整体，并且爪脚端部间保持一定的距离，以保证行空间桁架的弯曲刚性。7).六爪臂107的中心部分又刚性地与支撑分离体模型的尾支杆110相连。8).尾支杆110内有滚转控制装置111、滚转数据测量装置112和多分量天平113。

应用本发明进行试验时，系统的软件可以进行固定舵面位置条件下的位置模拟和速度模拟。

进行分离体模型位置模拟风洞试验时，根据预定分离体模型轨迹将模型的三个线位移(x，y，z)和两个角位移(俯仰和偏航)参数要求值经计算机闭环控制系统处理后，将指令送往直线驱动器和尾支杆内的控制电机，尾支杆内的多分量天平记录相应位置下的气动力。

进行分离体模型速度模拟风洞试验时，由任一模型初始释放条件下的气动力经飞行动力学方程求得下一时间步长时的模型位置，六自由度位置控制系统在相应的步长时间上将分离体模型运动到新的模型位置。这一过程继续到需要的位置为止。由于本装置和控制系统有1000毫米/秒的极快的运行速度，可以实时模拟多数分离体在固定舵偏下的分离过程。

为了防止分离体模型和母体模型在分离试验中相撞，除接触式防碰撞外， 还有预防碰撞的软件系统。为此，在软件设计中建立了分离体模型的几个与母体模型最近的关键点(如分离体的头部、翼尖等)与分离体体轴的关系。在正常步长运行时，当分离体模型的几个关键点进入警戒区后，系统以更小的步长运作，直到脱离分离体模型和母体模型相碰的危险区为止，以避免分离体模型和母体模型相碰的事故。

由于本发明的高刚度、高位置精度和高速度的特点，本发明的优势还在于可以进行固定舵面位置条件下的位置模拟和速度模拟试验(定常和准定常试验)。作位置模拟风洞(定常试验)时，可以进行不带控制律和带控制律的试验。后者需把分离体的控制规律转化为相应的舵面效率，并将其影响量加入到运动方程中，由此来模拟分离体的分离特性和规律。作速度模拟风洞试验(准定常试验)时，由任一模型初始释放条件下的气动力经飞行动力学方程求得下一时间步长时的模型位置，六自由度位置控制系统在相应的步长时间上将分离体模型快速运动到新的模型位置。这一过程继续到需要的距离为止。在这种试验中，也可进一步进行带控制律的试验，以进一步模拟分离体的速度效应。

以上对本发明的优选实施方式进行了说明，但本发明并不限定于上述实施例。对本领域的技术人员来说，在权利要求书所记载的范畴内，显而易见地能够想到各种变更例或者修正例，当然也属于本发明的技术范畴。

本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (7)

1.一种机弹分离轨迹捕获试验系统，包括分离体模型支撑驱动机构、测量机构以及母体模型支撑机构，其特征在于：所述分离体模型支撑驱动机构包括滚转控制装置和直线运动控制装置，所述直线运动控制装置包括直线驱动器、轨道、轨道端万向铰链、连杆、多爪臂和尾支杆，在风洞实验段壁面外侧，以与风洞中轴平行的方式安装有多条所述轨道，在所述风洞的壁上，设置有与每条所述轨道对应的长槽，在每条所述轨道上均通过滑块安装有一个所述轨道端万向铰链，所述直线驱动器安装于风洞实验段以外，能够驱动所述轨道端万向铰链沿所述轨道前后移动，每个所述轨道端万向铰链都连接有一个所述连杆，每个所述连杆均穿过所述长槽伸进所述风洞中，其另一端均通过一个万向铰链与所述多爪臂相连，所述多爪臂与支撑分离体模型的尾支杆刚性相连，所述滚转控制装置安装于所述尾支杆内部。

2.如权利要求1所述的机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：所述测量机构包括：多分量天平、滚转数据测量装置、直线位移传感器、三坐标轴位移数据测量装置和俯仰偏航角度数据测量装置，所述多分量天平安装于所述分离体模型内腔，并与所述尾支杆相连；所述滚转数据测量装置与所述滚转控制装置一起安装于所述尾支杆内部；所述直线位移传感器的数量与所述轨道的数量相同，并各自安装在一个所述轨道上；所述三坐标轴位移数据测量装置和所述俯仰偏航的角度数据测量装置均安装于风洞试验段以外。

3.根据权利要求2所述的机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：所述轨道为六条，所述多爪臂为六爪臂，所述多分量天平为六分量天平。

4.根据权利要求1所述的机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：所述轨道端万向铰链和连接所述连杆与所述多爪臂的所述万向铰链均能够用球铰链替换。

5.根据权利要求1所述的机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：所述连杆均采用流线型支杆。

6.根据权利要求1所述的机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：母体模型通过绝缘部件安装在所述母体模型支撑机构上。

7.根据权利要求1～6中任一项所述的机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：还包括一个特种风洞试验段，所述母体模型支撑机构固定在所述特种风洞试验段内，多条所述轨道与风洞中轴平行地安装在所述特种风洞实验段壁面上，所述特种风洞试验段的下方设有滚轮，能够与配套设置的导轨相配合，实现所述特种风洞试验段与常规风洞的试验段整体互换。