CN106197936A - 飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置，包括：弹体；两个半罩，所述两个半罩在锁紧构件的作用下彼此闭合，并罩设在所述弹体的头部；连接环，其环设于所述弹体上，所述两个半罩的尾部分别通过一个连接件连接至所述连接环；两个处于预压缩状态的弹性构件，各弹性构件设置在一个半罩与弹体之间，以向所述半罩施加向外侧旋转的弹性力；其中，所述锁紧机构解锁后，各半罩相对于连接件向外侧旋转，并且当所述连接件在气动力和弹性力的作用下发生断裂，两个半罩彼此分离并脱离所述弹体。本发明的试验过程中两个半罩的头部先张开，而尾部最后脱离，保证了对飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验的准确模拟。

Description

飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验方法及装置

技术领域

本发明属于飞行器风洞试验领域，尤其涉及一种飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验方法及装置。

背景技术

飞行器头罩具有保护飞行器内部有效载荷的功能，以防止内部有效载荷受到气动力、气动热及声振等有害环境的影响，同时可以使飞行器具有良好的空气动力学特性，减小飞行器受到的气动阻力，增加续航能力等作用。当飞行器飞行到一定高度时，必须及时将头罩分离并抛弃，以便有效载荷正常工作和减轻飞行器的后续质量，使飞行器的作用得到有效发挥。飞行器在大气层中的头罩分离后头罩运动轨迹主要由所受的气动力决定，流动呈现高度非定常和非线性等复杂特征，头罩周围的激波也会对弹体表面压力分布造成扰动，并伴随着多体间强烈的相互干扰，具有高动压、迎风面积大等特点，导致头罩分离后有可能发生重新闭合或与内部载荷、弹体、尾舵等部件发生碰撞。因此，头罩设计是否合理且能否成功安全分离，直接关系着飞行任务的成败。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提供了一种可以对风洞中飞行器头罩两瓣旋转分离特性进行模拟的试验装置，该试验装置可以保证头罩头部先张开。

本发明还提供了一种利用上述试验装置对对风洞中飞行器头罩两瓣旋转分离特性进行模拟的试验方法。

本发明提供的技术方案为：

一种飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置，包括：

弹体；

两个半罩，所述两个半罩在锁紧构件的作用下彼此闭合，并罩设在所述弹体的头部；

连接环，其环设于所述弹体上，所述两个半罩的尾部分别通过一个连接件连接至所述连接环；

两个处于预压缩状态的弹性构件，各弹性构件设置在一个半罩与弹体之间，以向所述半罩施加向外侧的弹性力；

其中，所述锁紧机构解锁后，各半罩相对于连接件向外侧旋转，并且当所述连接件在气动力和弹性力的作用下发生断裂，两个半罩彼此分离并脱离所述弹体。

优选的是，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述连接环包括与所述弹体之间形成第一环形间隙的连接部，其中，所述两个半罩的尾部均具有位于内侧的插入部以及位于外侧的衔接部，所述插入部插入至所述第一环形间隙内，并通过一个连接件连接至所述连接部，所述衔接部的后端面与所述连接部的前端面彼此紧密接触，所述连接部的前端面为由一圆弧相对于所述弹体的轴线旋转而成的凸曲面；当所述半罩相对于连接件向外侧旋转时，所述半罩沿着所述连接部的前端面旋转，并且当所述半罩旋转过所述圆弧的弧长，所述连接件在气动力和弹性力的作用下发生断裂。

优选的是，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述连接件为销钉。

优选的是，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述半罩的插入部与所述弹体之间保留有第二环形间隙，当所述半罩相对于连接件向外侧旋转时，所述插入部不与所述弹体发生碰触。

优选的是，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述锁紧构件包括钼丝，所述钼丝的两端分别连接于两个半罩；所述锁紧构件通过以下方式解锁：所述弹体的内部具有空腔，所述弹体的前端具有与所述空腔连通的开口，一直线动力机构设置在所述空腔内，且所述直线动力机构的动力输出部连接至所述钼丝的中部，当所述直线动力机构向所述钼丝施加向后运动的力，并将所述钼丝拉断，所述锁紧构件解锁。

优选的是，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述直线动力机构为气缸。

优选的是，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述弹性构件设置在对应的半罩的质心的后侧。

优选的是，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述弹性构件为弹簧。

一种飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验方法，包括：

将所述的试验装置安装在风洞中；

采用试验装置进行飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验：解锁锁紧机构，使两个半罩彼此分离并脱离所述弹体；

记录两个半罩的运动过程，以研究两个半罩的运动特性和气动特性；

通过改变所述试验装置中所述圆弧的弧长来改变各半罩脱离所述弹体的临界角，从而获得不同临界角时两个半罩的运动过程。

本发明所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，两个半罩的尾部分别通过一个连接件连接至连接环，当锁紧机构解锁后，各半罩相对于连接件向外侧旋转，并且随着旋转角度的增加，气动力和弹性力施加于连接件上的力矩也增加，并最终导致连接件的断裂，从而使两个半罩彼此分离并脱离弹体。本发明的试验过程中两个半罩的头部先张开，而尾部最后脱离，保证了对飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验的准确模拟。

此外，本发明中半罩在向外侧旋转时，其沿着连接部的前端面来旋转，而前端面为由一圆弧相对于弹体的轴线旋转而成的凸曲面。本发明可以通过改变该圆弧的弧长，来改变半罩在脱离弹体时的临界角，进而实现在不同临界角下对半罩的运动特性和气动特性的模拟。

附图说明

图1为本发明所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置的结构示意图。

图2为图1的A局部放大部；

图3为在一个实施例中利用本发明的试验装置的风洞试验记录图(攻角为α＝0°，β＝0°；

图4为在该实施例中所记录的头罩两瓣旋转分离后两个半罩的质心x坐标时间历程曲线；

图5为在该实施例中所记录的头罩两瓣旋转分离后两个半罩的质心y坐标时间历程曲线；

图6为在该实施例中所记录的头罩两瓣旋转分离后两个半罩的俯仰角θ时间历程曲线。

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。

如图1和图2所示，本发明提供一种飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置，包括：弹体14；两个半罩1,6，所述两个半罩在锁紧构件的作用下彼此闭合，并罩设在所述弹体14的头部3；连接环4，其环设于所述弹体上，所述两个半罩的尾部分别通过一个连接件连接至所述连接环4；两个处于预压缩状态的弹性构件12,7，各弹性构件设置在一个半罩与弹体之间，以向所述半罩施加向外侧的弹性力；其中，所述锁紧机构解锁后，各半罩相对于连接件向外侧旋转，并且当所述连接件在气动力和弹性力的作用下发生断裂，两个半罩彼此分离并脱离所述弹体。

在未进行风洞试验时，半罩的尾部通过连接件固定在连接环上，两个半罩在锁紧构件的作用下彼此闭合，罩设在弹体的头部。进行风洞试验时，试验装置的弹体后段与风洞的机架连接在一起，从而使试验装置固定在风洞中；之后使锁紧构件解锁，由于弹性构件处于预压缩状态，在锁紧构件刚刚解锁时，半罩在弹性构件的作用下会相对于连接件向外侧旋转，并且由于头罩始终处于风洞的流场之中，作用于头罩的气动力和来自于弹性构件的弹性力会对连接件产生力矩，该力矩所形成的反剪力最终将剪短该连接件，从而使半罩脱离弹体。上述过程中，在锁紧构件解锁后，半罩始终是相对于连接件向外侧旋转的，即半罩的头部先张开，而尾部最后脱离，而不会出现半罩的尾部先张开的情况(半罩的尾部先张开会导致半罩张开后又重新闭合的情况)。

两个半罩脱离弹体后，均进入自由飞行的状态，采用高速摄像机拍摄两个半罩的运动过程，以研究低空高速飞行器头罩两瓣旋转分离的运动特性和气动特性，为飞行器头罩的结构设计和控制系统设计提供参考数据。

具体地，弹性构件的设置方式为：在弹体14的内部开设有两个安装孔，每个弹性构件12,7装设在该安装孔内，其一端固定在安装孔的底部，另一端则从安装孔伸出，并抵顶至半罩的内壁面。

弹性构件的作用位置以及所施加弹性力的大小与真实飞行器头罩相似。

在一个实施例中，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述连接环4包括与所述弹体之间形成第一环形间隙的连接部11，其中，所述两个半罩的尾部均具有位于内侧的插入部18以及位于外侧的衔接部20，所述插入部18插入至所述第一环形间隙内，并通过一个连接件5连接至所述连接部11，所述衔接部20的后端面与所述连接部11的前端面19彼此紧密接触，所述连接部的前端面19为由一圆弧相对于所述弹体的轴线旋转而成的凸曲面；当所述半罩相对于连接件向外侧旋转时，所述半罩沿着所述连接部的前端面旋转，并且当所述半罩旋转过所述圆弧的弧长，所述连接件在气动力和弹性力的作用下发生断裂。

在该实施例中，半罩通过插入部插入至连接部的内侧(即插入至第一环形间隙内)，从而使连接件将半罩的尾部和连接环连接在一起；并且半罩的衔接部的后端面则与连接部的前端面彼此紧密接触，而且连接部的前端面为由圆弧相对于弹体的轴线旋转而成的凸曲面，当半罩相对连接件向外侧旋转时，半罩沿着连接部的前端面旋转，并且当半罩旋转的路径正好是圆弧的弧长时，连接件也在气动力和弹性力的作用下断裂，从而使半罩正好从弹体脱离。

在上述过程中，将半罩从闭合的位置旋转至正好从弹体脱离的位置所经过的角度η为半罩从弹体脱离的临界角η₀，该临界角与圆弧的圆心角实际是一致的，因此，在进行风洞试验时，可以通过改变圆弧的圆心角来改变临界角，从而实现在不同临界角的情况下对半罩的运动特性和气动特性的研究。

在一个实施例中，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述连接件5为销钉。具体地，该连接件5为圆锥销钉。该连接件可以是任何在半罩旋转过圆弧的弧长时可以发生断裂的部件。

在一个实施例中，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述半罩的插入部18与所述弹体14之间保留有第二环形间隙17，当所述半罩相对于连接件向外侧旋转时，所述插入部18不与所述弹体14发生碰触。即当半罩向外侧旋转时，其尾部不会受到弹体的干扰，从而保证半罩在脱离弹体后保持自由飞行。

在一个实施例中，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述锁紧构件包括钼丝2，所述钼丝2的两端分别连接于两个半罩1,6；所述锁紧构件通过以下方式解锁：所述弹体14的内部具有空腔15，所述弹体的前端具有与所述空腔连通的开口13，一直线动力机构10设置在所述空腔内，且所述直线动力机构10的动力输出部连接至所述钼丝2的中部，当所述直线动力机构向所述钼丝施加向后运动的力，并将所述钼丝拉断，所述锁紧构件解锁。

当需要解锁锁紧构件时，则控制直线动力机构动作，直线动力机构的动力输出部牵拉钼丝的中部，从而将钼丝拉断。为了保证弹体的结构上的整体性，将直线动力机构装设在弹体内部的空腔内。

上述锁紧构件采用的是高强度钼丝，以保证在不进行风洞试验时能够将半罩锁紧，使半罩稳定地罩设在弹体的头部。

上述锁紧构件的设计结构简单，易于实现，有助于降低试验装置的设计和制造成本。

在一个实施例中，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述直线动力机构10为气缸。气缸的活塞杆8连接至钼丝的中部，从而将钼丝拉断。另外，直线动力机构也可以采用电动缸或液压缸。但采用气缸时，弹体的结构设计更简单，且设计成本更低。

在一个实施例中，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述弹性构件设置在对应的半罩1的质心16的后侧。

在一个实施例中，所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置中，所述弹性构件为弹簧。具体地，该弹簧为圆柱形弹簧。

本发明还提供一种飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验方法，包括：

将所述的试验装置安装在风洞中；

采用试验装置进行飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验：解锁锁紧机构，使两个半罩彼此分离并脱离所述弹体；

记录两个半罩的运动过程，以研究两个半罩的运动特性和气动特性；

通过改变所述试验装置中所述圆弧的弧长来改变各半罩脱离所述弹体的临界角，从而获得不同临界角时两个半罩的运动过程。

图3至图6为在一个实施例中进行风洞试验的数据，其中，图4至图6为高速摄像机拍摄到的照片通过图像分析软件分析出来的两个半罩的运动轨迹和俯仰角，根据这些数据即可以对半罩的气动特性和运动特性加以研究。上述实施例中，由于在锁紧构件未解锁时，两个半罩分别处于上、下的位置，因此，也将两个半罩分别称为上罩和下罩，以分别对两个半罩的行为进行研究。

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 (9)

1.一种飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置，其特征在于，包括：

弹体；

两个半罩，所述两个半罩在锁紧构件的作用下彼此闭合，并罩设在所述弹体的头部；

连接环，其环设于所述弹体上，所述两个半罩的尾部分别通过一个连接件连接至所述连接环；

两个处于预压缩状态的弹性构件，各弹性构件设置在一个半罩与弹体之间，以向所述半罩施加向外侧旋转的弹性力；

其中，所述锁紧机构解锁后，各半罩相对于连接件向外侧旋转，并且当所述连接件在气动力和弹性力的作用下发生断裂，两个半罩彼此分离并脱离所述弹体。

2.如权利要求1所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置，其特征在于，所述连接环包括与所述弹体之间形成第一环形间隙的连接部，其中，所述两个半罩的尾部均具有位于内侧的插入部以及位于外侧的衔接部，所述插入部插入至所述第一环形间隙内，并通过一个连接件连接至所述连接部，所述衔接部的后端面与所述连接部的前端面彼此紧密接触，所述连接部的前端面为由一圆弧相对于所述弹体的轴线旋转而成的凸曲面；当所述半罩相对于连接件向外侧旋转时，所述半罩沿着所述连接部的前端面旋转，并且当所述半罩旋转过所述圆弧的弧长，所述连接件在气动力和弹性力的作用下发生断裂。

3.如权利要求2所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置，其特征在于，所述连接件为销钉。

4.如权利要求2所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置，其特征在于，所述半罩的插入部与所述弹体之间保留有第二环形间隙，当所述半罩相对于连接件向外侧旋转时，所述插入部不与所述弹体发生碰触。

5.如权利要求1至4中任一项所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置，其特征在于，所述锁紧构件包括钼丝，所述钼丝的两端分别连接于两个半罩；所述锁紧构件通过以下方式解锁：所述弹体的内部具有空腔，所述弹体的前端具有与所述空腔连通的开口，一直线动力机构设置在所述空腔内，且所述直线动力机构的动力输出部连接至所述钼丝的中部，当所述直线动力机构向所述钼丝施加向后运动的力，并将所述钼丝拉断，所述锁紧构件解锁。

6.如权利要求5所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置，其特征在于，所述直线动力机构为气缸。

7.如权利要求1所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置，其特征在于，所述弹性构件设置在对应的半罩的质心的后侧。

8.如权利要求7所述的飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验装置，其特征在于，所述弹性构件为弹簧。

9.一种飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验方法，其特征在于，包括

将如权利要求2至8中任一项所述的试验装置安装在风洞中；

采用试验装置进行飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验：解锁锁紧机构，使两个半罩彼此分离并脱离所述弹体；

记录两个半罩的运动过程，以研究两个半罩的运动特性和气动特性；

通过改变所述试验装置中所述圆弧的弧长来改变各半罩脱离所述弹体的临界角，从而获得不同临界角时两个半罩的运动过程。