CN106706258A - 一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法 - Google Patents

一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法 Download PDF

Info

Publication number
CN106706258A
CN106706258A CN201710104208.1A CN201710104208A CN106706258A CN 106706258 A CN106706258 A CN 106706258A CN 201710104208 A CN201710104208 A CN 201710104208A CN 106706258 A CN106706258 A CN 106706258A
Authority
CN
China
Prior art keywords
angle
testpieces
guided missile
attack
adapter
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201710104208.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106706258B (zh
Inventor
于金玲
陆伟
张秋实
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN201710104208.1A priority Critical patent/CN106706258B/zh
Publication of CN106706258A publication Critical patent/CN106706258A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106706258B publication Critical patent/CN106706258B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • G01M9/04—Details
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G01M9/062—Wind tunnel balances; Holding devices combined with measuring arrangements

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法，试验步骤如下：a)试验模型安装；b)调整好模型姿态角，风洞开车；c)风速稳定后，改变一组侧滑角进行试验，当侧滑角到位后天平六个分量的电压信号及气流动压传感器的电压信号同时由计算机采集作为原始数据保存，并按预先编制的程序处理，实时提供试验数据和曲线。根据不同的试验状态，分析模型的气动特性数据，初步判定结果的有效性和可靠性。本发明的优点是该方法实用、可行、操作简单，试验结果可靠，适用范围广。

Description

一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法
技术领域
本发明涉及一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法，属于风洞试验领域。
背景技术
适配器作为导弹与发射筒的接口，在导弹武器系统中起着十分重要的作用。其在完成支撑、减振、适配、导向等功能后应尽快可靠地与导弹分离。适配器的正常分离是全弹飞行的关键环节，其分离性能的好坏将直接影响导弹发射的成败。适配器随弹出箱后，发射箱对其约束解除，适配器在射向与导弹保持同速，在径向则由弹簧力提供瞬时分离初速与弹体分离，随后适配器在大气流场及发射箱口部的燃气流场共同作用下运动。风洞试验可以模拟流场环境，得到适配器在相对气流的某一攻角、侧滑角及相对来流速度的气动特性数据，为适配器分离仿真提供气动数据依据。目前急需提供一种实用的导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法，实现导弹适配器的全圆周攻角的测力试验。
本发明目的通过如下技术方案予以实现：
提供一种利用全圆周攻角风洞测力试验装置进行导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法，所述全圆周攻角风洞测力试验装置包括下转盘(2)、下支杆(3)、尾支杆(4)、六分量天平(5)和数据采集系统；下支杆(3)固定在下转盘(2)上随下转盘(2)一起转动，尾支杆(4)与下支杆(3)连接，连接处有销孔，使下支杆(3)和尾支杆(4)之间的角度可调整，调整范围为90°～180°；六分量天平(5)安装在尾支杆(4)前端；数据采集系统采集六分量天平(5)的六分量数据，轴向、法向和侧向的力和力矩；
包括如下步骤：
(1)导弹适配器试验件的内部沿试验件轴向加工通槽，通槽内安装天平的前接头；
(2)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在0°～90°选择攻角α，将导弹适配器试验件大圆弧面朝上，六分量天平(5)的前端通过导弹适配器试验件后端沿通槽插入并连接前接头；调整下支杆(3)和尾支杆(4)之间的夹角为90°+α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘逆时针旋转由0°到90°来实现侧滑角β的测量角度0°到90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(3)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在270°～350°选择攻角α，将导弹适配器试验件大圆弧面朝下，六分量天平(5)的前端通过导弹适配器试验件后端沿通槽插入并连接前接头；调整下支杆(3)和尾支杆(4)之间的夹角为450°-α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由0°到-90°来实现侧滑角β的测量角度0°到90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(4)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在100°～180°选择攻角α，将导弹适配器试验件大圆弧面朝上，六分量天平(5)的前端通过导弹适配器试验件前端沿通槽插入并连接前接头；调整下支杆(3)和尾支杆(4)之间的夹角为270°-α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由0°到-90°来实现侧滑角β的测量角度0°到90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(5)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在190°～270°选择攻角α，将导弹适配器试验件大圆弧面朝下，六分量天平(5)的前端通过导弹适配器试验件前端沿通槽插入并连接前接头；调整下支杆3和尾支杆4之间的夹角为α-90°，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘逆时针旋转由0°到90°来实现侧滑角β的测量角度0°到90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(6)按预先编制的程序处理六分量数据，实时提供试验数据和曲线。
优选的，安装时六分量天平(5)处于导弹适配器试验件内部，如果六分量天平(5)无法处于导弹适配器试验件内部，则调整前接头的位置。
优选的，步骤(2)、(3)、(4)、(5)中不同攻角范围对应不同的安装方式及下转盘的不同旋转方向。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)本发明通过模型的不同安装方式，实现了全圆周攻角的测力试验，可行性好。
(2)本发明通过调整下支杆和尾支杆之间的角度，对应攻角的调整，仅需提供一套装置即可完成试验，装置简单，试验结果可靠，适用范围广。
附图说明
图1为本发明试验装置的安装结构示意图；1为风洞，2为下转盘机构，3为下支杆，4为尾支杆，5为天平，6为适配器试验件；
图2为适配器试验件前视外形示意图；
图3为适配器安装剖面示意图；
图4为适配器试验件不同安装状态的结构示意图；其中图4(a)为适配器试验件正向正装示意图；图4(b)为适配器试验件正向反装示意图；图4(c)为适配器试验件倒向正装示意图；图4(d)为适配器试验件倒向反装示意图。
具体实施方式
1、试验装置及适配器模型试验安装
试验装置参见图1，包括下转盘2、下支杆3、尾支杆4、六分量天平5、数据采集系统。
下转盘转动可以调整模型的侧滑角。下支杆固定在下转盘上随转盘一起转动，尾支杆与下支杆连接，连接处有销孔，可以使下支杆和尾支杆之间形成的角度可调整，调整范围通常为90°～180°，该角度的调整对应不同的攻角；天平安装在尾支杆前端，通过一个天平前接头将适配器模型与天平前端固定连接，参见图3；数据采集系统采集天平的六分量数据，轴向、法向和侧向的力和力矩。
参见图3，导弹适配器试验件的内部沿试验件轴向加工通槽，通槽内放置天平的前接头，前接头可以根据需要固定在通槽内的任意位置，天平沿通槽从试验件后端插入或前端插入，天平处于模型内部。
2、试验方法
试验时固定攻角α，通过转盘改变模型侧滑角β进行试验。对于试验攻角α＝0°～350°不能通过一次试验来实现，可通过四种安装状态进行试验，如图4所示，具体试验方法如下：
(1)安装好试验装置，将天平前接头安装在导弹适配器试验件6内部，图2为其前视外形；
(2)将导弹适配器试验件正向正装来完成α＝0°～90°、β＝0°～90°的试验，适配器的大圆弧面朝上，如图2所示，并且正向(六分量天平5的前端通过模型后端正向插入)通过前接头与试验装置连接，调整下支杆3和尾支杆4之间的夹角为90°+α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘逆时针旋转由0°到90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(3)将导弹适配器试验件正向(六分量天平5的前端通过模型后端正向插入)反装来完成α＝270°～350°、β＝0°～90°的试验；适配器的大圆弧面朝下，并且正向通过前接头与试验装置连接，调整下支杆3和尾支杆4之间的夹角为450°-α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由0°到-90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(4)将导弹适配器试验件倒向(六分量天平5的前端通过模型前端插入)正装来完成α＝100°～180°、β＝0°～90°的试验；适配器的大圆弧面朝上，并且倒向通过前接头与试验装置连接，调整下支杆3和尾支杆4之间的夹角为270°-α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由0°到-90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(5)将导弹适配器试验件倒向反装来完成α＝190°～270°、β＝0°～90°的试验；适配器的大圆弧面朝下，并且倒向(六分量天平5的前端通过模型前端插入)通过前接头与试验装置连接，调整下支杆3和尾支杆4之间的夹角为α-90°，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘逆时针旋转由0°到90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(6)按预先编制的程序处理六分量数据，实时提供试验数据和曲线。根据不同的试验状态(攻角、侧滑角、风速)，分析模型的气动特性数据，初步判定结果的有效性和可靠性。
下表1给出了试验时不同安装状态的名义攻角与之对应的试验装置夹角，以及不同安装状态转盘转动的方向。
表1
试验时控制气流的动压以保证所要求的风速。每次试验时固定攻角，按要求改变一组侧滑角。当侧滑角到位，待风速稳定后，天平六个分量的电压信号及气流动压传感器的电压信号同时由计算机采集作为原始数据保存，并按预先编制的程序处理，实时提供试验数据和曲线。
试验结果评定：
试验后对模型试验数据进行分析，试验分析处理人员应先分析所采集数据的有效性，剔除失效数据，根据不同的试验状态(攻角、侧滑角、风速)，分析模型的气动特性数据，初步判定结果的有效性和可靠性。对异常数据进行分析处理，给出处理结果。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (3)

1.一种利用全圆周攻角风洞测力试验装置进行导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法，所述全圆周攻角风洞测力试验装置包括下转盘(2)、下支杆(3)、尾支杆(4)、六分量天平(5)和数据采集系统；下支杆(3)固定在下转盘(2)上随下转盘(2)一起转动，尾支杆(4)与下支杆(3)连接，连接处有销孔，使下支杆(3)和尾支杆(4)之间的角度可调整，调整范围为90°～180°；六分量天平(5)安装在尾支杆(4)前端；数据采集系统采集六分量天平(5)的六分量数据，轴向、法向和侧向的力和力矩；
其特征在于，包括如下步骤：
(1)导弹适配器试验件的内部沿试验件轴向加工通槽，通槽内安装天平的前接头；
(2)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在0°～90°选择攻角α，将导弹适配器试验件大圆弧面朝上，六分量天平(5)的前端通过导弹适配器试验件后端沿通槽插入并连接前接头；调整下支杆(3)和尾支杆(4)之间的夹角为90°+α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘逆时针旋转由0°到90°来实现侧滑角β的测量角度0°到90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(3)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在270°～350°选择攻角α，将导弹适配器试验件大圆弧面朝下，六分量天平(5)的前端通过导弹适配器试验件后端沿通槽插入并连接前接头；调整下支杆(3)和尾支杆(4)之间的夹角为450°-α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由0°到-90°来实现侧滑角β的测量角度0°到90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(4)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在100°～180°选择攻角α，将导弹适配器试验件大圆弧面朝上，六分量天平(5)的前端通过导弹适配器试验件前端沿通槽插入并连接前接头；调整下支杆(3)和尾支杆(4)之间的夹角为270°-α，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘顺时针旋转由0°到-90°来实现侧滑角β的测量角度0°到90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(5)导弹适配器试验件侧滑角β测量角度范围为0°～90°，在190°～270°选择攻角α，将导弹适配器试验件大圆弧面朝下，六分量天平(5)的前端通过导弹适配器试验件前端沿通槽插入并连接前接头；调整下支杆3和尾支杆4之间的夹角为α-90°，销孔插入销钉固定攻角α，使转盘逆时针旋转由0°到90°来实现侧滑角β的测量角度0°到90°，控制气流的动压，测量并记录六分量数据；
(6)按预先编制的程序处理六分量数据，实时提供试验数据和曲线。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于：安装时六分量天平(5)处于导弹适配器试验件内部，如果六分量天平(5)无法处于导弹适配器试验件内部，则调整前接头的位置。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤(2)、(3)、(4)、(5)中不同攻角范围对应不同的安装方式及下转盘的不同旋转方向。
CN201710104208.1A 2017-02-24 2017-02-24 一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法 Active CN106706258B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710104208.1A CN106706258B (zh) 2017-02-24 2017-02-24 一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710104208.1A CN106706258B (zh) 2017-02-24 2017-02-24 一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106706258A true CN106706258A (zh) 2017-05-24
CN106706258B CN106706258B (zh) 2019-02-15

Family

ID=58917718

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710104208.1A Active CN106706258B (zh) 2017-02-24 2017-02-24 一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106706258B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112857736A (zh) * 2021-01-11 2021-05-28 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法
CN116183154A (zh) * 2023-04-24 2023-05-30 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 细长体模型的超大攻角风洞试验方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20130122373A (ko) * 2012-04-30 2013-11-07 국방과학연구소 마하프로브의 교정장치 및 이를 이용한 마하프로브의 교정방법
CN103698101A (zh) * 2013-12-15 2014-04-02 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 大载荷高精准度气动力测量装置及测量方法
CN104034208A (zh) * 2014-05-21 2014-09-10 北京航天发射技术研究所 一种防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法
CN105222984A (zh) * 2015-11-18 2016-01-06 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法
CN105258916A (zh) * 2015-11-18 2016-01-20 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20130122373A (ko) * 2012-04-30 2013-11-07 국방과학연구소 마하프로브의 교정장치 및 이를 이용한 마하프로브의 교정방법
CN103698101A (zh) * 2013-12-15 2014-04-02 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 大载荷高精准度气动力测量装置及测量方法
CN104034208A (zh) * 2014-05-21 2014-09-10 北京航天发射技术研究所 一种防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法
CN105222984A (zh) * 2015-11-18 2016-01-06 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法
CN105258916A (zh) * 2015-11-18 2016-01-20 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种高速风洞模型后体畸变对横航向气动特性影响的修正方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
牛钰森等: "基于气动耦合的导弹适配器初始分离弹道数值分析", 《弹道学报》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112857736A (zh) * 2021-01-11 2021-05-28 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法
CN112857736B (zh) * 2021-01-11 2022-04-12 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种获取流场非均匀性对模型气动特性影响的试验方法
CN116183154A (zh) * 2023-04-24 2023-05-30 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 细长体模型的超大攻角风洞试验方法
CN116183154B (zh) * 2023-04-24 2023-06-27 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 细长体模型的超大攻角风洞试验方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN106706258B (zh) 2019-02-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Norman et al. Full-scale wind tunnel test of the UH-60A airloads rotor
CN103323624A (zh) 校验飞行器迎角探测器的测量值一致性的方法和装置
CN106706258B (zh) 一种用于导弹适配器全圆周攻角风洞测力的试验方法
CN109977448A (zh) 一种基于实测结构载荷的旋翼气动载荷分析方法
CN105136423B (zh) 考虑摩擦力的自由振动动导数试验的数据分析方法
CN109976374B (zh) 无人机异常坠地的检测方法、装置、设备以及存储介质
CN102494864A (zh) 飞行器俯仰运动下偏航/滚转自由运动模拟装置
CN107525647B (zh) 一种气动失速的动态分岔发生装置
CN105373647B (zh) 一种通过地面滑跑试验辨识气动焦点的方法
US9784593B2 (en) Relative wind display and landing aid
CN108760220A (zh) 一种用于测量六自由度机构干扰的外挂天平尾架支撑装置
CN107544454A (zh) 嵌入式大气数据传感系统信息融合地面验证系统
CA2412271C (en) Air data measuring device and air data system for flight vehicles
CN109190248A (zh) 一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法及解析系统
Abrego et al. Blade displacement measurement technique applied to a full-scale rotor test
Mudford et al. Hypersonic wind-tunnel free-flying experiments with onboard instrumentation
CN104897006A (zh) 一种靶机气动布局
CN113933017A (zh) 高速冲击状态飞行器外舵展开角度实时测量系统及方法
CN110764432B (zh) 一种动态开伞控制系统
CN104376225A (zh) 一种风标式攻角传感器的攻角修正计算方法
Abrego et al. Summary of full-scale blade displacement measurements of the UH-60A airloads rotor
CN208140334U (zh) 一种用于测量六自由度机构干扰的外挂天平尾架支撑装置
RU2381471C1 (ru) Устройство для определения тяговых характеристик имитаторов воздушно-реактивных двигателей (врд), способ определения тяговых характеристик имитаторов врд и способ контроля достоверности определения тяговых характеристик имитаторов врд
CN114383805B (zh) 一种放电减阻设备的测量系统及测量方法
CN217456388U (zh) 一种用于飞翼式飞机的大气数据系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant