CN110398341B - 一种分离投放离心重力补偿装置及方法 - Google Patents

一种分离投放离心重力补偿装置及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110398341B
CN110398341B CN201910578149.0A CN201910578149A CN110398341B CN 110398341 B CN110398341 B CN 110398341B CN 201910578149 A CN201910578149 A CN 201910578149A CN 110398341 B CN110398341 B CN 110398341B
Authority
CN
China
Prior art keywords
separation
rotating
model
acceleration
rotating arm
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.)
Active
Application number
CN201910578149.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110398341A (zh
Inventor
薛飞
董垒
鲁伟
蒋增辉
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 CN201910578149.0A priority Critical patent/CN110398341B/zh
Publication of CN110398341A publication Critical patent/CN110398341A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110398341B publication Critical patent/CN110398341B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • G01M9/08—Aerodynamic models

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)

Abstract

本发明涉及一种分离投放离心重力补偿装置，该装置包括旋转台、旋转臂、旋转配重、旋转杆；旋转台垂直固定在地面上，旋转台顶端设有电机，旋转臂垂直于固定套在旋转台电机转轴上顶端，电机转轴带动旋转臂能够绕旋转台旋转；旋转杆一端套在旋转臂内，另一端沿旋转臂延伸到旋转臂外部，并且端部用来固定被测载机模型，被测载机模型上安装有分离模型，载机模型的安装姿态能够调节，以保证分离模型分离方向为旋转杆的延长线方向；旋转臂和旋转杆绕旋转台旋转，离心力产生分离加速度，当被测载机模型旋转至分离点时，释放分离模型。

Description

一种分离投放离心重力补偿装置及方法
技术领域
本发明涉及机械设计和风洞试验，尤其涉及一种分离投放离心重力补偿技术及方法，属于机械设计及航空航天工程领域。
背景技术
飞行器模型风洞试验在飞行器研制初期发挥着重要作用，风洞试验的一大特征是将真实飞行器的各种参数进行相似缩比，针对缩比模型进行试验，试验所得数据经相似缩比公式反向运算便可得真实飞行器的各类气动参数。风洞自由飞模型试验中，模型尺寸往往比真实飞行器小很多，实际中经常需将几米长的真实导弹缩比成圆珠笔长短粗细尺寸的试验模型。风洞模型虽满足外形相似，但由于模型各物理量具有相关性，模型缩小后要求其具有极高重力加速度。以往风洞试验表明，试验所需的重力加速度约为10g～30g之间，也就是普通重力加速度(g＝9.8m/s2)的10到30倍。
由于无法满足重力方向的加速度相似要求，以往的风洞试验加速度等于重力加速度，从而导致模型竖直方向运动的线位移与角位移不对应。在重点考虑的模型分离区内，存在着复杂的激波干扰流动，线位移直接影响模型处在哪个干扰区，而角位移在气动领域则是非常重要的一个参数，直接影响模型气动力的大小。因此以往试验并不能完全满足相似律要求，使得模型投放分离过程中竖直方向的位移轨迹存在一定偏差，对试验结果的预测精准度有一定影响。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的缺陷，使模型旋转运动产生离心加速度，补偿模型运动加速度不足导致的线位移不足的难题，提供一种分离投放离心重力补偿技术及方法。
本发明的技术解决方案是：一种分离投放离心重力补偿装置，该装置包括旋转台、旋转臂、旋转配重、旋转杆；旋转台垂直固定在地面上，旋转台顶端设有电机，旋转臂垂直于固定在电机转轴上，电机转轴带动旋转臂绕旋转台旋转；旋转杆一端套在旋转臂内，另一端沿旋转臂延伸到旋转臂外部，并且端部用来固定被测载机模型，被测载机模型上安装有分离模型，载机模型的安装姿态能够调节，以保证分离模型分离方向为旋转杆的延长线方向；旋转臂和旋转杆绕旋转台旋转，离心力产生分离加速度，当被测载机模型旋转至分离点时，释放分离模型。
所述旋转杆能够沿旋转臂方向伸缩，以调节被测载机模型与旋转台距离。
所述分离投放离心重力补偿装置还包括回收网，回收网通过支架固定安装在旋转杆远离旋转台的末端，用于回收分离模型。
所述分离投放离心重力补偿装置还包括反射镜、拍摄相机；反射镜安装在分离点正上方，用于将被测载机模型释放分离装置的过程反射至拍摄相机，拍摄相机用于拍摄记录分离全过程。
所述旋转配重放入不同质量的配重块，用于调节整套机构的质心位于旋转台上电机转轴的轴线上。
本发明的另一个技术解决方案是：基于上述装置的一种分离投放离心重力补偿方法，该方法包括如下步骤：
s1、根据飞行器在实际飞行过程中的分离马赫数，确定分离模型在分离点的分离速度v；采用相似律确定分离模型在分离点的分离加速度a；
s2、根据分离模型在分离点的分离速度v和分离加速度a，确定分离模型质心到达旋转中心的距离r；
s3、调节旋转臂相对于旋转杆向外延伸的长度，使得分离模型质心到达旋转中心的距离等于r；
s4、设置旋转臂的角加速度，驱动旋转臂按照匀加速旋转，使分离模型到达分离点时达到分离速度v，且释放分离模型。
整个试验全程使用摄影相机进行拍摄。
所述s2中分离模型质心到达旋转中心的距离r的计算公式为：
Figure BDA0002112579740000031
其中，a为离心加速度。
所述s1中采用相似律确定分离模型在分离点的计算得到分离模型在分离点的分离速度v和分离加速度a的具体方法为：根据弗劳德数相似率，根据，试验模型相对真实飞行器缩小的倍数，模型运动加速度相对飞行器重力方向的实际加速度增加相应的倍数。
所述步骤s1中根据飞行器在实际飞行过程中的分离马赫数，确定分离模型在分离点的分离速度v的原则是：飞行器实际飞行过程中的分离马赫数与分离模型在分离点的马赫数相等。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)、本发明可解决以往试验方法加速度不足导致试验失真的难题。本发明针对以往自由飞风洞试验的不足，特别是内埋武器投放模型所受重力加速度不满足相似律要求的缺陷，设计了一种新型的分离投放离心重力补偿技术，补偿装置可提供所需的离心力弥补分离加速度不足的缺陷；
(2)、本发明分离模型可回收，节约成本。以往试验由于模型处在风洞流场中，模型自由后便会被气流吹走而破坏，试验模型无法回收。本方法采用回收网的方式可防止模型破坏，模型可多次使用，节约试验成本；
(3)、本发明试验无需风洞、降低成本。风洞是一种高精度试验设备，体积大、设备多，各设备间还需要协同工作，建造成本及维护成本极高。本试验方法使用模型旋转的方法时模型产生与气流的相对运动，从而无需风洞的存在便可完成试验；
(4)、本发明试验方法简单。根据马赫数相似便可确定旋转速度v，根据a＝v2/r便可确定r值，便已确定所有试验参数。
(5)、本发明一次试验所需时间短，效率高。无需像风洞试验一样进行压气，试验无需等待；
(6)、本发明补偿装置为针对困惑自由飞风洞试验的一大难题提出的创新设计，解决了模型所受加速度不足引起的试验误差，本发明技术方案可以满足自由飞风洞试验的真实模拟，从而提高试验的精度及准度、提升自由飞风洞试验在航空航天研究领域内的地位。
附图说明
图1为本发明实施例试验平台试验前整体示意图；
图2为本发明实施例试验平台试验时整体示意图；
图3为本发明实施例试验平台试验前区域放大示意图。
具体实施方式
下面结合附图进一步阐述本发明。
参见图1～图3所示，本发明提供的一种分离投放离心重力补偿装置包括旋转台1、旋转臂2、旋转配重5、旋转杆3；旋转台1垂直固定在地面上，旋转台1顶端设有电机，旋转臂2垂直于固定在电机转轴上，电机转轴带动旋转臂2绕旋转台1旋转；旋转杆3一端套在旋转臂2内，另一端沿旋转臂2延伸到旋转臂2外部，并且端部用来固定被测载机模型4，被测载机模型4上安装有分离模型11，载机模型4的安装姿态能够调节，以保证分离模型11分离方向为旋转杆3的延长线方向；旋转臂2和旋转杆3绕旋转台旋转，离心力产生分离加速度，当被测载机模型4旋转至分离点时，释放分离模型11。
所述旋转杆3能够沿旋转臂2方向伸缩，以调节被测载机模型4与旋转台距离。所述旋转配重5放入不同质量的配重块，用于调节整套机构的质心位移转轴的轴线上。
所述分离投放离心重力补偿装置还包括回收网7，回收网7通过支架固定安装在旋转杆3远离旋转台1的末端，用于回收分离模型11。
所述分离投放离心重力补偿装置还包括反射镜8、拍摄相机9；反射镜8安装在分离点正上方，用于将被测载机模型4释放分离装置11的过程反射至拍摄相机9，拍摄相机9用于拍摄记录分离全过程。
基于上述装置，本发明还提供了一种分离投放离心重力补偿方法，该方法包括如下步骤：
s1、根据飞行器在实际飞行过程中的分离马赫数，确定分离模型11在分离点的分离速度v；采用相似律确定分离模型11在分离点的分离加速度a；
根据飞行器在实际飞行过程中的分离马赫数，确定分离模型11在分离点的分离速度v的原则是：飞行器实际飞行过程中的分离马赫数与分离模型11在分离点的马赫数相等。这样，根据飞行器在实际飞行过程中的分离马赫数，便可确定分离模型11在分离点的分离速度v；
采用相似律确定分离模型11在分离点的计算得到分离模型11在分离点的分离速度v和分离加速度a的具体方法为：根据弗劳德数相似率，根据，试验模型相对真实飞行器缩小的倍数，模型运动加速度相对飞行器重力方向的实际加速度增加相应的倍数。
s2、根据分离模型11在分离点的分离速度v和分离加速度a，确定分离模型11质心到达旋转中心的距离r；
Figure BDA0002112579740000051
其中，a为离心加速度。
s3、调节旋转臂2相对于旋转杆3向外延伸的长度，使得分离模型11质心到达旋转中心的距离等于r；
s4、设置旋转臂2的角加速度，驱动旋转臂2按照匀加速旋转，使分离模型11到达分离点时达到分离速度v，且释放分离模型11。
试验开始前，分离模型11位于远离反射镜8一侧，试验时机构匀加速旋转，当到达分离点时保持匀速，且释放分离模型11，整个过程使用高速摄影进行拍摄。回收网7回收分离模型11。试验结束。
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。

Claims (10)

1.一种分离投放离心重力补偿装置，其特征在于包括旋转台(1)、旋转臂(2)、旋转配重(5)、旋转杆(3)；旋转台(1)垂直固定在地面上，旋转台(1)顶端设有电机，旋转臂(2)垂直于固定在电机转轴上，电机转轴带动旋转臂(2)绕旋转台(1)旋转；旋转杆(3)一端套在旋转臂(2)内，另一端沿旋转臂(2)延伸到旋转臂(2)外部，并且端部用来固定被测载机模型(4)，被测载机模型(4)上安装有分离模型(11)，被测载机模型(4)的安装姿态能够调节，以保证分离模型(11)分离方向为旋转杆(3)的延长线方向；旋转臂(2)和旋转杆(3)绕旋转台旋转，离心力产生分离加速度，当被测载机模型(4)旋转至分离点时，释放分离模型(11)。
2.根据权利要求1所述的一种分离投放离心重力补偿装置，其特征在于所述旋转杆(3)能够沿旋转臂(2)方向伸缩，以调节被测载机模型(4)与旋转台距离。
3.根据权利要求1所述的一种分离投放离心重力补偿装置，其特征在于还包括回收网(7)，回收网(7)通过支架固定安装在旋转杆(3)远离旋转台(1)的末端，用于回收分离模型(11)。
4.根据权利要求1所述的一种分离投放离心重力补偿装置，其特征在于还包括反射镜(8)、拍摄相机(9)；反射镜(8)安装在分离点正上方，用于将被测载机模型(4)释放分离装置(11)的过程反射至拍摄相机(9)，拍摄相机(9)用于拍摄记录分离全过程。
5.根据权利要求1所述的一种分离投放离心重力补偿装置，其特征在于所述旋转配重(5)放入不同质量的配重块，用于调节整套机构的质心位于旋转台(1)上电机转轴的轴线上。
6.基于权利要求1所述装置的一种分离投放离心重力补偿方法，其特征在于包括如下步骤：
s1、根据飞行器在实际飞行过程中的分离马赫数，确定分离模型(11)在分离点的分离速度v；采用相似律确定分离模型(11)在分离点的分离加速度a；
s2、根据分离模型(11)在分离点的分离速度v和分离加速度a，确定分离模型(11)质心到达旋转中心的距离r；
s3、调节旋转臂(2)相对于旋转杆(3)向外延伸的长度，使得分离模型(11)质心到达旋转中心的距离等于r；
s4、设置旋转臂(2)的角加速度，驱动旋转臂(2)按照匀加速旋转，使分离模型(11)到达分离点时达到分离速度v，且释放分离模型(11)。
7.根据权利要求6所述的一种分离投放离心重力补偿方法，其特征在于整个试验全程使用摄影相机进行拍摄。
8.基于权利要求6所述装置的一种分离投放离心重力补偿方法，其特征在于所述s2中分离模型(11)质心到达旋转中心的距离r的计算公式为：
Figure FDA0002861520910000021
其中，a为离心加速度。
9.基于权利要求6所述装置的一种分离投放离心重力补偿方法，其特征在于所述s1中采用相似律确定分离模型(11)在分离点的计算得到分离模型(11)在分离点的分离速度v和分离加速度a的具体方法为：根据弗劳德数相似率，根据，试验模型相对真实飞行器缩小的倍数，模型运动加速度相对飞行器重力方向的实际加速度增加相应的倍数。
10.根据权利要求6所述的一种分离投放离心重力补偿方法，其特征在于所述步骤s1中根据飞行器在实际飞行过程中的分离马赫数，确定分离模型(11)在分离点的分离速度v的原则是：飞行器实际飞行过程中的分离马赫数与分离模型(11)在分离点的马赫数相等。
CN201910578149.0A 2019-06-28 2019-06-28 一种分离投放离心重力补偿装置及方法 Active CN110398341B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910578149.0A CN110398341B (zh) 2019-06-28 2019-06-28 一种分离投放离心重力补偿装置及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910578149.0A CN110398341B (zh) 2019-06-28 2019-06-28 一种分离投放离心重力补偿装置及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110398341A CN110398341A (zh) 2019-11-01
CN110398341B true CN110398341B (zh) 2021-04-13

Family

ID=68324330

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910578149.0A Active CN110398341B (zh) 2019-06-28 2019-06-28 一种分离投放离心重力补偿装置及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110398341B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111289280A (zh) * 2020-03-06 2020-06-16 中国工程物理研究院总体工程研究所 一种负载姿态可多向调整的抗弯型离心机转臂
CN111999031A (zh) * 2020-09-11 2020-11-27 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种基于旋转试验台的突变地效地面模拟装置
CN113016728B (zh) * 2021-02-04 2023-01-13 张晓霞 一种易于操作且可定位虾笼铅块的分离装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202024874U (zh) * 2011-04-14 2011-11-02 天津优瑞纳斯液压机械有限公司 风洞试验模型投放装置
CN106153291A (zh) * 2016-06-24 2016-11-23 中国航天空气动力技术研究院 补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法
CN106768829A (zh) * 2016-11-14 2017-05-31 北京航天长征飞行器研究所 一种高温风洞试验舱内的模型横向投放装置
CN107328547A (zh) * 2017-06-21 2017-11-07 中国航天空气动力技术研究院 内埋武器投放模型重力补偿装置

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202024874U (zh) * 2011-04-14 2011-11-02 天津优瑞纳斯液压机械有限公司 风洞试验模型投放装置
CN106153291A (zh) * 2016-06-24 2016-11-23 中国航天空气动力技术研究院 补偿高速风洞弹射投放模型垂直加速度不足的方法
CN106768829A (zh) * 2016-11-14 2017-05-31 北京航天长征飞行器研究所 一种高温风洞试验舱内的模型横向投放装置
CN107328547A (zh) * 2017-06-21 2017-11-07 中国航天空气动力技术研究院 内埋武器投放模型重力补偿装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
内埋武器高速投放风洞试验技术;薛飞 等;《航空学报》;20170125;第38卷(第1期);第1-7页 *
高速风洞模型自由飞试验技术;蒋增辉 等;《空气动力学学报》;20171031;第35卷(第5期);第680-687页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN110398341A (zh) 2019-11-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110398341B (zh) 一种分离投放离心重力补偿装置及方法
CN107991053B (zh) 高速风洞投放模型试验飞行器分离轨迹预测方法及系统
CN108408089B (zh) 针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法
CN102393213B (zh) 天基探测与跟踪成像系统测试装置及测试方法
CN109297666A (zh) 一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和试验方法
CN106679930B (zh) 车载式小型无人机气动力与动力特性试验测量方法及装置
CN110261057A (zh) 一种直升机旋翼、机身和尾桨组合模型风洞试验系统
CN105021372B (zh) 风洞自由飞模型相似设计方法
CN105173129A (zh) 一种三轴气浮台调平系统及方法
CN102494865A (zh) 飞行器俯仰/偏航/滚转三自由度强迫运动模拟装置
CN107525647A (zh) 一种气动失速的动态分岔发生装置
CN108318219B (zh) 自由飞试验相似律重力补偿设计方法
CN111964861B (zh) 补偿轻模型法垂直加速度不足的实验装置
CN110435924A (zh) 航空发动机叶片鸟撞试验模拟夹具
CN109506878B (zh) 一种多自由度机构
CN110615104A (zh) 一种无人机武器平台稳定瞄准控制方法
CN112464457A (zh) 基于火炮初始段坐标的跳角计算方法及装置
CN106275525B (zh) 一种太阳翼板气浮支撑地面模拟吊挂展开装置
CN107289902A (zh) 基于图像识别与跟踪的双目高速高精度经纬仪
CN110304251A (zh) 一种无人机灌篮、反弹自演化智能系统及控制方法
CN110816783A (zh) 一种航行体入水实验发射装置及其实现连续释放的方法
CN110108162A (zh) 一种运动平台远距自动投掷的落点修正制导控制方法
CN206945219U (zh) 一种高精度转动惯量测量仪
CN103926048A (zh) 侧向扰动对飞行弹丸作用模拟试验台
CN109540534B (zh) 用于航空发动机叶片fod模型的连续弹体发射装置及方法

Legal Events

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