CN105865743B - 高速风洞弹射投放试验机构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及风洞试验装置。更具体地说，本发明涉及一种高速风洞弹射投放试验机构，该试验机构外挂在高速飞行器上，包括：多个气缸动力源，其通过固定件固定在高速飞行器上，多个气缸动力源用以提供投放试验模型与高速飞行器分离时的弹射力；投放试验模型，其通过一组可伸缩连接件设置在固定件的下方，且投放试验模型与可伸缩连接件的连接方式为：投放试验模型以在多个气缸动力源的作用下解除与可伸缩连接件的约束，并以预定速度投放至高速风洞中。本发明保证了弹射投放过程迅速、可控，实现了准确模拟模型解锁时的分离速度和分离角速度，弥补了垂直加速度不足导致模型垂直方向位移与实物的差距，缩小了风洞投放试验结果与实际投放结果的失真度。
Description
技术领域
本发明涉及一种风洞试验装置。更具体地说，本发明涉及一种高速风洞弹射投放试验机构。
背景技术
飞行器外挂物如副油箱、火箭、导弹、炸弹、鱼雷、空运物资等，第四代战斗机的内埋武器从飞机上投放时，这些投放物在离开飞机的初期处于飞机的干扰流场中，它们的运动轨迹和姿态对保证飞机安全尤为重要。干扰流场的特性与飞机的外形、飞行速度、飞行高度、飞机的姿态、外挂物的外形及其在飞机上的安装位置和姿态等很多因素有关，所以投放物离开飞机初始瞬间的运动轨迹和投放物的姿态很难用理论方法准确地计算出来。特别是随着电子工业的发展，作战中的空袭和突防技术有新的发展，高马赫数弹射投放炸弹和发射导弹的越来越多，由于压缩性的影响和激波的干扰，使飞机附近的干扰流场变得更加复杂，更增加理论计算投放物轨迹和姿态的难度。
因而为了获取高速飞机弹射投放在投放初始阶段的运动姿态和轨迹，需要研究各种参数(如飞机外形、飞机姿态、飞行高度和速度，投放物外形以及悬挂位置等)对投放物轨迹和姿态的影响，从而判定投放初始瞬间的安全性和可靠性，确定安全投放的参数范围等，为外挂物的布局和投放参数控制提供可靠的数据，通常需在风洞中进行模型弹射投放试验。一般采用轻模型法试验模型，但该方法不能准确模拟分离速度和分离角速度，且垂直加速度不足，导致模型垂直方向位移与实物的差距，风洞投放试验结果与实际投放结果失真度较大。
发明内容
本发明的一个目的是解决至少上述问题，并提供至少后面将说明的优点。
本发明还有一个目的是保证弹射投放过程迅速、可控，能够瞬时加载弹射力，实现准确模拟模型解锁时的分离速度和分离角速度，弥补垂直加速度不足导致模型垂直方向位移与实物的差距，缩小风洞投放试验结果与实际投放结果的失真度。
为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种高速风洞弹射投放试验机构，该试验机构外挂在高速飞行器上，包括：
多个气缸动力源，其通过固定件固定在所述高速飞行器上，多个气缸动力源用以提供投放试验模型与所述高速飞行器分离时的弹射力；
投放试验模型，其通过一组可伸缩连接件设置在所述固定件的下方，且所述投放试验模型与所述可伸缩连接件的连接方式为：所述投放试验模型以在多个气缸动力源的作用下解除与所述可伸缩连接件的约束，并以预定速度投放至高速风洞中。
优选的是，所述的高速风洞弹射投放试验机构中，多个气缸动力源包括均垂直向下作用于所述投放试验模型的第一气缸、第二气缸和第三气缸，以及与所述第二气缸垂直设置，以限制所述第二气缸的工作状态的第四气缸。
优选的是，所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述第一气缸的推杆穿过所述固定件抵顶在所述投放试验模型的质心前端，以提供所述投放试验模型与所述可伸缩连接件分离时的分离俯仰角速度的弹射力。
优选的是，所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述第二气缸的推杆穿过所述固定件后，抵顶在与所述投放试验模型连接的所述可伸缩连接件的底部，以提供所述投放试验模型与所述可伸缩连接件分离时的分离速度的弹射力。
优选的是，所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述第三气缸的推杆依次穿过所述固定件和所述可伸缩连接件后，抵顶在所述投放试验模型的质心处，以在所述投放试验模型的质心处施加一个恒定作用力。
优选的是，所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述第四气缸的推杆水平插入所述第二气缸的推杆中，以控制所述第二气缸的工作状态。
优选的是，所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述可伸缩连接件包括与所述固定件连接的固定板、设置在固定板下方的至少两个连杆和与所述投放试验模型连接的活动板，每一连杆均为可伸缩式，以通过多个气缸动力源的作用改变固定板和活动板之间的距离，进而施加给所述投放试验模型一个与所述高速飞行器分离时的弹射力。
优选的是，所述的高速风洞弹射投放试验机构中，在所述固定板和所述活动板之间设置有一连接座，所述第二气缸的推杆依次穿过所述固定件和连接座后抵顶在所述活动板上。
优选的是，所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述连杆为曲柄连杆，且为四个，分别固定在所述固定板和活动板的四个顶角处，以在多个气缸动力源的作用下改变固定板和活动板之间的距离。
优选的是，所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述投放试验模型与所述活动板通过锁紧钼丝或插销可冲断连接。
本发明至少包括以下有益效果：在风洞流场建立过程中，投放试验模型通过一组可伸缩连接件设置在与高速飞行器固定的固定件的下方，实现弹射投放试验模型在高速飞行器上的可靠挂载，在非投放状态下不产生运动，尽量减小系统的内部应力。通过多个气缸动力源控制投放试验模型与高速飞行器之间的连接关系，保证试验模型弹射投放过程迅速、可控，能够瞬时加载弹射力，实现高速风洞弹射投放试验中所要求的模型解锁瞬时的俯仰角速度和分离速度。通过第三气缸在投放试验模型的质心处施加一个恒定作用力，弥补采用轻模型法试验模型垂直加速度不足导致其垂直方向位移与实物的差距，缩小风洞投放试验结果与实际投放结果的失真度。
本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明
图1为本发明的高速风洞弹射投放试验机构的示意图；
图2为图1的D-D面的剖视图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。
如图1和图2所示，本发明提供一种高速风洞弹射投放试验机构，该试验机构外挂在高速飞行器上，可以通过多个固定螺栓6固定在高速飞行器弹舱内或机翼下方，包括：
多个气缸动力源1，其通过固定件3固定在所述高速飞行器上，固定件可以为主体固定梁，主体固定梁上开设有多个螺栓孔，以安装固定螺栓。多个气缸动力源用以提供投放试验模型与所述高速飞行器分离时的弹射力，气缸动力源中进气，气缸推杆伸缩运动，提供动力。
投放试验模型2，其通过一组可伸缩连接件4设置在所述固定件的下方，且所述投放试验模型与所述可伸缩连接件的连接方式为：所述投放试验模型以在多个气缸动力源的作用下解除与所述可伸缩连接件的约束，并以预定速度投放至高速风洞中。
所述的高速风洞弹射投放试验机构中，多个气缸动力源包括均垂直向下作用于所述投放试验模型的第一气缸11、第二气缸12和第三气缸13，以及与所述第二气缸垂直设置，以限制所述第二气缸的工作状态的第四气缸14。第一气缸、第二气缸和第三气缸依次沿固定件的长度方向分布，第四气缸的轴向垂直于固定件的长度方向垂直设置。通过第四气缸的运动，控制第二气缸的运动状态。
所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述第一气缸的推杆111穿过所述固定件抵顶在所述投放试验模型的质心前端，以提供所述投放试验模型与所述可伸缩连接件分离时的分离俯仰角速度ωz的弹射力。第一气缸为分离角速度气缸，固定件上开设有允许分离角速度气缸的推杆穿过的开孔，分离角速度气缸在收到进气信号后，推动推杆竖直向下运动，以使得推杆直接作用在投放试验模型质心前端某点上。
所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述第二气缸的推杆121穿过所述固定件后，抵顶在与所述投放试验模型连接的所述可伸缩连接件的底部，以提供所述投放试验模型与所述可伸缩连接件分离时的分离速度Vy的弹射力。第二气缸为推力气缸，固定件上开设有允许推力气缸的推杆穿过的开孔，当第四气缸解除与第二气缸的限定后，推力气缸的推杆竖直向下运动，以使得推杆直接作用在可伸缩连接件的底部，而不直接作用在投放试验模型上，这主要是因为在风洞流场建立过程中，实现投放试验模型在可伸缩连接件底部下方的可靠挂载，在非投放状态下不产生运动，尽量减小系统的内部应力。
所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述第三气缸的推杆131依次穿过所述固定件和所述可伸缩连接件后，抵顶在所述投放试验模型的质心处，以在所述投放试验模型的质心处施加一个恒定作用力。第三气缸为虚拟重力气缸，固定件和可伸缩连接件的底部均开设有允许虚拟重力气缸的推杆穿过的开孔，虚拟重力气缸的推杆前端在高速风洞投放过程中一直在投放试验模型的质心处施加一个保持不变的力，从而使投放试验模型的垂直加速度满足高速风洞弹射投放轻模型法的运动动力学相似要求，弥补采用轻模型法试验模型垂直加速度不足导致其垂直方向位移与实物的差距，缩小风洞投放试验结果与实际投放结果的失真度。以往克服轻模型法垂直加速度不足的方法有：(1)载机加速向上运动，使模型相对重力加速度变大；(2)外加磁场保证垂直加速度；(3)加大弹射力，使模型产生一个附加速度。(1)和(2)方法需要增加一个复杂的装置，实现起来比较困难，(3)方法不能准确模拟分离速度和分离角速度。而本发明采用的虚拟重力气缸一直在投放试验模型的质心处施加一个保持不变的力，则很好地解决了上述问题。
所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述第四气缸的推杆141水平插入所述第二气缸的推杆中，以控制所述第二气缸的工作状态，进而实现对整个弹射投放试验机构的锁紧约束。第四气缸为解锁气缸，当解锁气缸收到进气信号时，解锁气缸的推杆向外抽出，推力气缸的推杆由于解除了约束，推力气缸、分离角速度气缸和虚拟重力气缸同时作用提供弹射力，当推力气缸运动一定行程后，投放试验模型与可伸缩连接件的底部解除约束，投放试验模型完成投放分离。
所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述可伸缩连接件包括与所述固定件连接的固定板41、设置在固定板下方的至少两个连杆42和与所述投放试验模型连接的活动板43，固定板与固定件采用螺钉可靠连接，连杆的两端分别与固定板和活动板固定。每一连杆均为可伸缩式，以通过多个气缸动力源的作用改变固定板和活动板之间的距离，进而施加给所述投放试验模型一个与所述高速飞行器分离时的弹射力。即推力气缸的推杆向下运动时作用在活动板上，推动活动板向下运动，同时连杆展开一定的长度，当推力气缸的推杆回缩时，连杆折回至初始状态。
所述的高速风洞弹射投放试验机构中，在所述固定板和所述活动板之间设置有一连接座5，连接座的上端与固定板固定，连接座的下端与活动板接触，但不固定，且连接座的长度等于连杆完全弯折时的长度，起到保护第二气缸的推杆，并引导其运动方向的作用，所述第二气缸的推杆依次穿过所述固定件和连接座后抵顶在所述活动板上。
所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述连杆为曲柄连杆，每一个曲柄连杆均由两个杆件421通过销轴422活动连接而成，且为四个，分别固定在所述固定板和活动板的四个顶角处，以在多个气缸动力源的作用下改变固定板和活动板之间的距离，保证支撑平稳。通过对各个连杆杆长的精确计算与优化，在特定的气体压力和流量下，使投放试验模型获得所要求解锁时俯仰角速度ωz和分离速度Vy，从而完成对投放试验模型位姿参数的精确控制。
所述的高速风洞弹射投放试验机构中，所述投放试验模型与所述活动板通过锁紧钼丝或插销可冲断连接。当多个气缸动力源施加在投放试验模型上的弹射力达到投放试验模型与高速飞行器分离时的临界值时，锁紧钼丝或插销被冲断，投放试验模型完成与高速飞行器的分离，投放到风洞中。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
Claims (8)
1.一种高速风洞弹射投放试验机构，该试验机构外挂在高速飞行器上，其特征在于，包括：
多个气缸动力源，其通过固定件固定在所述高速飞行器上，多个气缸动力源用以提供投放试验模型与所述高速飞行器分离时的弹射力；
投放试验模型，其通过一组可伸缩连接件设置在所述固定件的下方，且所述投放试验模型与所述可伸缩连接件的连接方式为：所述投放试验模型以在多个气缸动力源的作用下解除与所述可伸缩连接件的约束，并以预定速度投放至高速风洞中；
其中，多个气缸动力源包括均垂直向下作用于所述投放试验模型的第一气缸、第二气缸和第三气缸，以及与所述第二气缸垂直设置，以限制所述第二气缸的工作状态的第四气缸；
所述第三气缸的推杆依次穿过所述固定件和所述可伸缩连接件后，抵顶在所述投放试验模型的质心处，以在所述投放试验模型的质心处施加一个恒定作用力。
2.如权利要求1所述的高速风洞弹射投放试验机构，其特征在于，所述第一气缸的推杆穿过所述固定件抵顶在所述投放试验模型的质心前端，以提供所述投放试验模型与所述可伸缩连接件分离时的分离俯仰角速度的弹射力。
3.如权利要求1所述的高速风洞弹射投放试验机构，其特征在于，所述第二气缸的推杆穿过所述固定件后，抵顶在与所述投放试验模型连接的所述可伸缩连接件的底部，以提供所述投放试验模型与所述可伸缩连接件分离时的分离速度的弹射力。
4.如权利要求1所述的高速风洞弹射投放试验机构，其特征在于，所述第四气缸的推杆水平插入所述第二气缸的推杆中，以控制所述第二气缸的工作状态。
5.如权利要求3所述的高速风洞弹射投放试验机构，其特征在于，所述可伸缩连接件包括与所述固定件连接的固定板、设置在固定板下方的至少两个连杆和与所述投放试验模型连接的活动板，每一连杆均为可伸缩式，以通过多个气缸动力源的作用改变固定板和活动板之间的距离，进而施加给所述投放试验模型一个与所述高速飞行器分离时的弹射力。
6.如权利要求5所述的高速风洞弹射投放试验机构，其特征在于，在所述固定板和所述活动板之间设置有一连接座，所述第二气缸的推杆依次穿过所述固定件和连接座后抵顶在所述活动板上。
7.如权利要求5所述的高速风洞弹射投放试验机构，其特征在于，所述连杆为曲柄连杆，且为四个，分别固定在所述固定板和活动板的四个顶角处，以在多个气缸动力源的作用下改变固定板和活动板之间的距离。
8.如权利要求5所述的高速风洞弹射投放试验机构，其特征在于，所述投放试验模型与所述活动板通过锁紧钼丝或插销可冲断连接。
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