CN110193208A - 航行器模型发射管适配器及模型发射试验系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航行器模型发射管适配器及模型发射试验系统，该适配器包括多个适配器单元，多个适配器单元共同形成回转体结构，回转体结构具有容纳凹槽，航行器模型设置在容纳凹槽内，回转体结构的一端具有分离单元，分离单元用于在适配器离开发射管后依靠气动力实现其与航行器模型的分离。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中适配器不能与航行器模型快速分离导致对航行器模型的姿态和发射路径产生干扰的技术问题。

Description

航行器模型发射管适配器及模型发射试验系统

技术领域

本发明涉及航行器模型发射试验技术领域，尤其涉及一种航行器模型发射管适配器及模型发射试验系统。

背景技术

目前，航行器的无动力缩比模型发射试验有发射管和发射架两种发射方式。对于横截面呈圆形的回转体类航行器，其与发射管容易匹配，因此一般采用发射管发射。而对于非圆截面的复杂构型类航行器，由于难以装入发射管，而且难以适配约束，一般采用发射架方式发射，但其能够承受的发射质量和发射速度受到较大限制。因此，对于发射质量大，且要求更高发射速度的复杂构型类航行器模型，采用发射管发射并无匹配的适配器。同时，适配器在发射之后不能与航行器模型快速分离，会导致对航行器模型的姿态和发射路径产生干扰。

发明内容

本发明提供了一种航行器模型发射管适配器及模型发射试验系统，能够解决现有技术中适配器不能与航行器模型快速分离导致对航行器模型的姿态和发射路径产生干扰的技术问题。

根据本发明的一方面，提供了一种航行器模型发射管适配器，适配器设置于发射管内，适配器包括多个适配器单元，多个适配器单元共同形成回转体结构，回转体结构具有容纳凹槽，航行器模型设置在容纳凹槽内，回转体结构的一端具有分离单元，分离单元用于在适配器离开发射管后依靠气动力实现其与航行器模型的分离。

进一步地，容纳凹槽的结构与航行器模型的结构相适配。

进一步地，回转体结构的一端端面为朝向容纳凹槽方向凹陷的曲面，曲面形成分离单元。

进一步地，回转体结构的另一端具有俯仰调整单元，发射管内的高压气体通过俯仰调整单元以用于在适配器发射后调整适配器沿俯仰方向的运动。

进一步地，回转体结构的另一端端面包括平面单元和至少一个斜面单元，平面单元与适配器轴线相垂直，发射管内的高压气体作用于平面单元以产生用于驱动适配器向前运动的推力，斜面单元与平面单元呈夹角设置，斜面单元形成俯仰调整单元，发射管内的高压气体作用于俯仰调整单元以产生用于驱动适配器向前运动以及沿俯仰方向运动的作用力。

进一步地，适配器包括第一适配器单元和第二适配器单元，第一适配器单元和第二适配器单元相对于适配器的轴线对称设置。

进一步地，俯仰调整单元包括第一斜面单元和第二斜面单元，第一斜面单元包括位于第一适配器单元的第一斜面和位于第二适配器单元的第二斜面，第二斜面单元包括位于第一适配器单元的第三斜面和位于第二适配器单元的第四斜面，第一斜面与第二斜面相邻且呈夹角设置，第三斜面与第四斜面相邻且呈夹角设置，发射管内的高压气体作用于第一斜面单元和第二斜面单元以产生用于驱动适配器向前运动以及沿俯仰方向运动、驱动适配器与航行器模型相分离的作用力。

进一步地，容纳凹槽的中心线与适配器的轴线呈夹角设置，适配器通过调整容纳凹槽的中心线与适配器的轴线之间的夹角大小以调整航行器模型的发射攻角。

进一步地，回转体结构两端的外侧直径大于回转体结构中间部分的外侧直径。

根据本发明的另一方面，提供了一种模型发射试验系统，模型发射试验系统包括航行器模型发射管适配器、发射管和航行器模型，航行器模型发射管适配器为如上的航行器模型发射管适配器，航行器模型通过航行器模型发射管适配器设置在发射管内。

应用本发明的技术方案，提供了一种航行器模型发射管适配器及模型发射试验系统，该适配器包括多个适配器单元，且在回转体结构的一端设置有分离单元，当适配器发射后，该分离单元可依靠气动力实现多个适配器单元与航行器模型的快速分离。此种方式与现有技术相比，能够促使适配器在发射之后与航行器模型快速分离，避免对航行器模型的姿态和发射路径产生干扰，对于后续类似的发射试验具有较高的推广价值。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的航行器模型发射管适配器的侧前方结构示意图；

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的航行器模型发射管适配器的侧后方结构示意图；

图3示出了根据本发明的具体实施例提供的航行器模型发射管适配器的正视图；

图4示出了根据本发明的具体实施例提供的航行器模型发射管适配器的后视图；

图5示出了根据本发明的具体实施例提供的航行器模型发射管适配器的内部结构示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

10、回转体结构；10a、容纳凹槽；11、分离单元；12、俯仰调整单元；13、平面单元；101、第一适配器单元；102、第二适配器单元；121、第一斜面单元；1211、第一斜面；1212、第二斜面；122、第二斜面单元；1221、第三斜面；1222、第四斜面。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1至图5所示，根据本发明的具体实施例提供了一种航行器模型发射管适配器，该适配器设置于发射管内，适配器包括多个适配器单元，多个适配器单元共同形成回转体结构10，回转体结构10具有容纳凹槽10a，航行器模型设置在容纳凹槽10a内，回转体结构10的一端具有分离单元11，分离单元11用于在适配器离开发射管后依靠气动力实现其与航行器模型的分离。

应用此种配置方式，提供了一种航行器模型发射管适配器，该适配器包括多个适配器单元，且在回转体结构的一端设置有分离单元，当适配器发射后，该分离单元可依靠气动力实现多个适配器单元与航行器模型的快速分离。此种方式与现有技术相比，能够促使适配器在发射之后与航行器模型快速分离，避免对航行器模型的姿态和发射路径产生干扰

作为本发明的一个具体实施例，如图1所示，为了简化分离单元的制备工艺，降低生产成本，可将回转体结构10的一端端面配置为朝向容纳凹槽10a方向凹陷的曲面，该曲面形成分离单元11。在适配器发射之后，依靠气动力作用于该分离单元11可实现多个适配器单元与航行器模型的快速分离。

进一步地，在本发明中，为了扩大适配器的适用范围使其能够用于发射复杂构型类的航行器模型，可将容纳凹槽的结构配置为与航行器模型的结构相适配。作为本发明的一个具体实施例，当航行器模型横截面为不规则多边形时，可将容纳凹槽的结构配置为相应的不规则多边形以适配航行器模型；当航行器模型横截面为不规则圆形时，可将容纳凹槽的结构配置为相应的不规则圆形以适配航行器模型；依据航行器模型的结构适应性地改变容纳凹槽的结构，能够更稳定地约束航行器模型。

此外，在本发明中，为了便于在发射后通过适配器调整航行器模型沿俯仰方向运动，在回转体结构10的另一端具有俯仰调整单元12，发射管内的高压气体作用于该俯仰调整单元12以在适配器发射后调整适配器沿俯仰方向的运动。

作为本发明的一个具体实施例，如图1至图5所示，回转体结构10的另一端端面包括平面单元13和至少一个斜面单元，平面单元13与适配器轴线相垂直，发射管内的高压气体作用于平面单元13以产生用于驱动适配器向前运动的推力。斜面单元即可以为斜切面，也可以为斜曲面。如图2和图5所示，当斜面单元为斜切面时，该斜面单元与平面单元13呈夹角设置。该夹角可以根据实际情况进行调整，为了能够更加有效地调整适配器沿俯仰方向的运动，可调整斜面单元与平面单元13之间的夹角在30度到60度之间。斜面单元形成俯仰调整单元12，发射管内的高压气体作用于俯仰调整单元12以产生用于驱动适配器向前运动以及沿俯仰方向运动的作用力。

进一步地，在本发明中，为了减少适配器制备工序，降低制造成本，可以调整适配器单元的数量。作为本发明的一个具体实施例，如图1至5所示，适配器包括第一适配器单元101和第二适配器单元102，第一适配器单元101和第二适配器单元102相对于适配器的轴线对称设置。

此外，在本发明中，为了更有效地调整适配器在俯仰方向的运动，可以设置多个斜面单元。作为本发明的一个具体实施例，如图2至图5所示，俯仰调整单元12包括第一斜面单元121和第二斜面单元122，第一斜面单元121位于回转体10另一端的上部，第二斜面单元122位于回转体10另一端的下部，第一斜面单元121和第二斜面单元122间隔设置，平面单元13设置在第一斜面单元121和第二斜面单元122之间。

作为本发明的一个具体实施例，如图2至图5所示，为了进一步促进适配器与航行器模型的快速分离，可将第一斜面单元121配置为包括位于第一适配器单元101的第一斜面1211和位于第二适配器单元102的第二斜面1212，将第二斜面单元122配置为包括位于第一适配器单元101的第三斜面1221和位于第二适配器单元102的第四斜面1222，第一斜面1211与第二斜面1212相邻且呈夹角设置，第三斜面1221与第四斜面1222相邻且呈夹角设置。

为了更有效地调整适配器在俯仰方向的运动以及促进适配器与航行器模型分离，可调整第一斜面1211与第二斜面1212之间的夹角、第三斜面1221与第四斜面1222之间的夹角在30度到60度之间。通过上述夹角的调整，可根据实际需要改变发射管内高压气体驱动适配器向前运动以及沿俯仰方向运动、驱动所述适配器与所述航行器模型相分离的作用力的大小。

进一步地，在本发明中，为了调整航行器模型的发射攻角，可使容纳凹槽10a的中心线配置为与适配器的轴线呈夹角设置，适配器通过调整容纳凹槽10a的中心线与适配器的轴线之间的夹角大小以调整航行器模型的发射攻角。作为本发明的一个具体实施例，当航行器模型的发射攻角为0°时，可将容纳凹槽10a的中心线与适配器的轴线之间的夹角大小设置为0°，此时可将航行器模型的发射攻角调整为0°；当航行器模型的发射攻角为30°时，可将容纳凹槽10a的中心线与适配器的轴线之间的夹角大小设置为30°，此时可将航行器模型的发射攻角调整为30°。

此外，在本发明中，为了减小适配器在发射过程中与发射管之间的摩擦，可使回转体结构10两端的外侧直径大于回转体结构10中间部分的外侧直径，此时适配器仅在两端处与发射管接触，极大地减小了发射过程的摩擦力，提高了发射速度。

作为本发明的一个具体实施例，在发射管启动发射后，管内高压气体作用于平面单元13以产生用于驱动适配器向前运动的推力，同时高压气体作用于第一斜面单元121和第二斜面单元122以产生用于驱动适配器向前运动、沿俯仰方向运动、以及在适配器离开发射管后促使适配器与航行器模型分离的作用力。在适配器离开发射管后，回转体一端的凹陷曲面在高压气流的作用下，产生使第一适配器单元101和第二适配器单元102向外分离的力，从而依靠气动力可实现适配器与航行器模型的快速分离。

根据本发明的另一方面，提供了一种模型发射试验系统，该模型发射试验系统包括航行器模型发射管适配器、发射管和航行器模型，航行器模型发射管适配器为如上所述的航行器模型发射管适配器，航行器模型通过航行器模型发射管适配器设置在发射管内。

应用此种配置方式，提供了一种模型发射试验系统，该系统包括如上所述的航行器模型发射管适配器，由于本发明的航行器模型发射管适配器能够在发射之后与航行器模型快速分离，避免对航行器模型的姿态和发射路径产生干扰。因此，通过将航行器模型发射管适配器应用到模型发射试验系统中，能够极大地提高模型发射试验系统的工作性能。

为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1至5对本发明的航行器模型发射管适配器进行详细说明。

如图1至5所示，根据本发明的具体实施例提供了一种航行器模型发射管适配器，该适配器设置于发射管内，适配器包括第一适配器单元101和第二适配器单元102，两个适配器单元共同形成回转体结构10，回转体结构10两端的外侧直径大于回转体结构10中间部分的外侧直径。回转体结构10具有容纳凹槽10a，航行器模型设置在容纳凹槽10a内，容纳凹槽10a的结构与航行器模型的结构相适配。回转体结构10的一端具有向容纳凹槽10a方向凹陷的曲面，该曲面形成分离单元11。回转体结构10的另一端端面包括平面单元13和第一斜面单元121、第二斜面单元122两个斜面单元，平面单元13与适配器轴线相垂直，两个斜面单元与平面单元13均呈夹角设置。第一斜面单元121和第二斜面单元122形成俯仰调整单元12。第一斜面单元121包括位于第一适配器单元101的第一斜面1211和位于第二适配器单元102的第二斜面1212，第二斜面单元122包括位于第一适配器单元101的第三斜面1221和位于第二适配器单元102的第四斜面1222，第一斜面1211与第二斜面1212相邻且呈夹角设置，第三斜面1221与第四斜面1222相邻且呈夹角设置。

在发射管启动发射后，管内高压气体作用于平面单元13以产生用于驱动适配器向前运动的推力，同时高压气体作用于第一斜面单元121和第二斜面单元122以产生用于驱动适配器向前运动、沿俯仰方向运动、以及在适配器离开发射管后促使适配器与航行器模型分离的作用力。在适配器离开发射管后，回转体一端的凹陷曲面在高压气流的作用下，产生使第一适配器单元101和第二适配器单元102向外分离的力，从而依靠气动力可实现适配器与航行器模型的快速分离。

综上所述，本发明提供了一种航行器模型发射管适配器，该适配器包括多个适配器单元，且在回转体结构的一端设置有分离单元，当适配器发射后，该分离单元可依靠气动力实现多个适配器单元与航行器模型的快速分离。此种方式与现有技术相比，能够促使适配器在发射之后与航行器模型快速分离，避免对航行器模型的姿态和发射路径产生干扰。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位旋转90度或处于其他方位，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航行器模型发射管适配器，所述适配器设置于发射管内，其特征在于，所述适配器包括多个适配器单元，多个所述适配器单元共同形成回转体结构(10)，所述回转体结构(10)具有容纳凹槽(10a)，所述航行器模型设置在所述容纳凹槽(10a)内，所述回转体结构(10)的一端具有分离单元(11)，所述分离单元(11)用于在所述适配器离开发射管后依靠气动力实现其与航行器模型的分离。

2.根据权利要求1所述的航行器模型发射管适配器，其特征在于，所述容纳凹槽(10a)的结构与航行器模型的结构相适配。

3.根据权利要求1所述的航行器模型发射管适配器，其特征在于，所述回转体结构(10)的一端端面为朝向容纳凹槽(10a)方向凹陷的曲面，所述曲面形成所述分离单元(11)。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的航行器模型发射管适配器，其特征在于，所述回转体结构(10)的另一端具有俯仰调整单元(12)，所述发射管内的高压气体作用于所述俯仰调整单元(12)以在所述适配器发射后调整所述适配器沿俯仰方向的运动。

5.根据权利要求4所述的航行器模型发射管适配器，其特征在于，所述回转体结构(10)的另一端端面包括平面单元(13)和至少一个斜面单元，所述平面单元(13)与所述适配器轴线相垂直，所述发射管内的高压气体作用于所述平面单元(13)以产生用于驱动所述适配器向前运动的推力，所述斜面单元与所述平面单元(13)呈夹角设置，所述斜面单元形成所述俯仰调整单元(12)，所述发射管内的高压气体作用于所述俯仰调整单元(12)以产生用于驱动所述适配器向前运动以及沿俯仰方向运动的作用力。

6.根据权利要求5所述的航行器模型发射管适配器，其特征在于，所述适配器包括第一适配器单元(101)和第二适配器单元(102)，所述第一适配器单元(101)和所述第二适配器单元(102)相对于适配器的轴线对称设置。

7.根据权利要求6所述的航行器模型发射管适配器，其特征在于，所述俯仰调整单元(12)包括第一斜面单元(121)和第二斜面单元(122)，所述第一斜面单元(121)包括位于所述第一适配器单元(101)的第一斜面(1211)和位于所述第二适配器单元(102)的第二斜面(1212)，所述第二斜面单元(122)包括位于所述第一适配器单元(101)的第三斜面(1221)和位于所述第二适配器单元(102)的第四斜面(1222)，所述第一斜面(1211)与所述第二斜面(1212)相邻且呈夹角设置，所述第三斜面(1221)与所述第四斜面(1222)相邻且呈夹角设置，所述发射管内的高压气体作用于所述第一斜面单元(121)和所述第二斜面单元(122)以产生用于驱动所述适配器向前运动以及沿俯仰方向运动、驱动所述适配器与所述航行器模型相分离的作用力。

8.根据权利要求1至7任一项所述的航行器模型发射管适配器，其特征在于，所述容纳凹槽(10a)的中心线与所述适配器的轴线呈夹角设置，所述适配器通过调整所述容纳凹槽(10a)的中心线与所述适配器的轴线之间的夹角大小以调整所述航行器模型的发射攻角。

9.根据权利要求1所述的航行器模型发射管适配器，其特征在于，所述回转体结构(10)两端的外侧直径大于所述回转体结构(10)中间部分的外侧直径。

10.一种模型发射试验系统，其特征在于，所述模型发射试验系统包括航行器模型发射管适配器、发射管和航行器模型，所述航行器模型发射管适配器为权利要求1至9中任一项所述的航行器模型发射管适配器，所述航行器模型通过所述航行器模型发射管适配器设置在所述发射管内。