CN112179608A - 用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置和试验系统 - Google Patents

Abstract

本申请公开了用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置和试验系统。其中，支撑装置包括测力天平、前轴承或旋转电机、前支撑件、后轴承、后支撑件和牵引组件。测力天平分别与模型前部和模型后部固接；前轴承内圈与测力天平固接，前轴承外圈与前支撑件固接；后轴承内圈与后支撑件固接、外圈与模型后部固接；牵引组件通过至少六根牵引索牵拉前支撑件和后支撑件，以约束旋转弹箭模型除滚转外的其他五个自由度。试验系统除上述支撑装置外，还包括航姿仪、收放索控制装置和数据采集和处理装置。采用上述技术方案，能够为实现模拟旋转弹箭的自转、进动和章动的耦合运动提供支撑基础并进而方便动态试验，同时还具有支撑干扰小、刚度高的特点。

Description

用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置和试验系统

技术领域

本申请涉及导弹或火箭风洞试验领域，具体涉及用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置和试验系统。

背景技术

旋转弹箭在空中飞行时角运动呈现三种形式，既有绕弹体纵轴线的自转，同时也有弹体纵轴绕速度矢量轴的旋转运动，即进动，以及弹体纵轴绕空间某轴的旋转运动，即章动。旋转弹箭在飞行中，弹体姿态在进动、章动和自转三个运动耦合作用下快速变换，此时的偏航角速率和俯仰角速率呈现不规则的振荡形式。这些旋转运动可能会导致弹体发生陀螺不稳定、马格努斯不稳定、耦合共振、灾难性偏航以及大角度章动等诸多不稳定现象。这不仅影响弹箭武器的射程和命中精度，严重时还可能会使弹体结构毁坏从而导致飞行失败。这些现象均与旋转弹箭的非定常空气动力学特性、非线性飞行动力学特性和飞行控制特性及其耦合密切相关。在风洞试验中模拟旋转弹箭角运动并测量其运动过程中非定常气动力，是旋转弹箭动态气动特性研究的主要手段。因此，发展可以复现旋转弹箭在高旋转、高过载和高速度下的高动态运动与气动耦合特性的新型风洞试验模型支撑技术，尤其需具备支撑干扰小、刚度高的特点，又可以同时完成多种动态试验的支撑技术，对摸清炮弹章动特性、锥形运动稳定性和动态气动特性等具有重要现实意义，也是国家增强国防力量的需求。

现有的旋转弹箭角运动模拟试验装置主要有串联的杆件硬式支撑(CN109540452A)，这种悬臂梁支撑方式刚度较弱，在动态试验中容易产生振动，造成气动导数测量失真。通常，这种硬式尾支撑方式中，模型内部安装测力天平和设计轴承结构，使得旋转弹或旋转尾翼可以自由旋转，现有的旋转弹箭的强迫旋转试验装置(CN 204495534 U)和测力试验装置(CN105527068A)，可以部分地模拟旋转弹箭飞行时的旋转效应，但转速难以真实模拟或转速随攻角变化而变化即转速不稳定。现有的用于旋转弹箭模型的张线支撑主要是采用套环固定于模型上并用张线支撑起来，具有对空气流场干扰小的优势且能强迫旋转控制，但无法实现旋转弹箭多自由度复杂的角运动，特别是梅花线运动轨迹，而且采用张线支撑方式，模型的运动范围不大。现有的绳牵引并联支撑方式(CN104132795B)主要用于飞机模型的六自由度运动主动控制，若旋转弹箭模型采用这种支撑方式就不能释放模型的滚转自由度，而且旋转弹箭模型的运动轨迹是自转、进动与章动三种运动形式按某种复杂规律组合形成的梅花线和螺旋线，这个轨迹不是简单的由三个平移和三个转动的六自由度运动能实现的。

发明内容

本申请的目的在于克服背景技术中存在的上述缺陷或问题，提供用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置和试验系统，能够为实现模拟旋转弹箭的自转、进动和章动的耦合运动提供支撑基础并进而方便动态试验，同时还具有支撑干扰小、刚度高的特点。

为达成上述目的，采用如下技术方案：

用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置，其中，所述旋转弹箭模型设有模型前部和模型后部；模型后部的尾翼在试验中形成舵偏角；所述支撑装置包括：测力天平，其前端与模型前部固接，其后端与模型后部固接；前轴承，其内圈与测力天平固接；前支撑件，其与前轴承的外圈固接，并与模型前部和模型后部无接触，其外缘面位于模型前部外缘面和模型后部外缘面之间，并与模型前部外缘面和模型后部外缘面取齐；后轴承，其外圈与模型后部固接；后支撑件，其与后轴承的内圈固接并伸出模型后部的后端，且与模型后部无接触；和牵引组件，包括至少六根牵引索和至少六个用于收放对应的牵引索的收放索单元，其通过牵拉前支撑件和后支撑件支撑所述旋转弹箭模型，并约束所述旋转弹箭模型除滚转外的其他五个自由度，以控制旋转弹箭模型在风洞中的位姿。

用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置，其中，所述旋转弹箭模型设有模型前部和模型后部；所述支撑装置包括：测力天平，其前端与模型前部固接，其后端与模型后部固接；旋转电机，其内圈转子与测力天平固接；前支撑件，其与旋转电机的外圈定子固接，并与模型前部和模型后部无接触，其外缘面位于模型前部外缘面和模型后部外缘面之间，并与模型前部外缘面和模型后部外缘面取齐；后轴承，其外圈与模型后部固接；后支撑件，其与后轴承的内圈固接并伸出模型后部的后端，且与模型后部无接触；和牵引组件，包括至少六根牵引索和至少六个用于收放对应的牵引索的收放索单元，其通过牵拉前支撑件和后支撑件支撑所述旋转弹箭模型，并约束所述旋转弹箭模型除滚转外的其他五个自由度，以控制旋转弹箭模型在风洞中的位姿。

进一步地，所述牵引组件还包括至少六个与牵引索对应的万向滑轮，各万向滑轮相对风洞壁固定，各牵引索通过对应的万向定滑轮连接至对应的收放索单元。

进一步地，所述收放索单元采用电动绞车或丝杠滑块机构。

进一步地，所述牵引索的数量为八根，各牵引索分别为：分别与前支撑件连接，并分别向风洞两侧上方延伸的两根前上牵引索；分别与前支撑件连接，并分别向风洞两侧下方延伸的两根前下牵引索；分别与后支撑件连接，并分别向风洞两侧上方延伸的两根后上牵引索；和分别与后支撑件连接，并分别向风洞两侧下方延伸的两根后下牵引索。

进一步地，所述测力天平为杆式五分力天平或杆式六分力天平。

进一步地，还包括前锥套和后锥套；所述前锥套固定地套设于测力天平前端并与模型前部固接，所述后锥套固定地套设于测力天平后端，并与模型后部以及前轴承的内圈或旋转电机的内圈转子固接。

用于旋转弹箭模型风洞动态试验的试验系统，其包括：用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置，其如上所述；航姿仪，其置于所述模型前部内，用于测量旋转弹箭模型的实时姿态角；收放索控制装置，其与各收放索单元电连接，用于控制各收放索单元收放索；和数据采集和处理装置，其采集航姿仪和测力天平的信号，并通过处理得到旋转弹箭模型的气动参数。

进一步地，所述航姿仪与所述数据采集和处理装置无线连接，所述测力天平与所述数据采集和处理装置电连接，所述后支撑件中空，用于引出所述测力天平的信号输出线。

进一步地，所述收放索控制装置通过同时控制各收放索单元收放索以控制各牵引索实时牵引长度，从而模拟旋转弹箭模型的进动和章动以及两者的耦合运动。

相对于现有技术，上述方案具有的如下有益效果：

本申请的支撑装置，将测力天平作为连接模型前部和模型后部的连接件，可以方便地实现测力天平在旋转弹箭模型内的安装。

本申请的支撑装置，将前支撑件与后支撑件通过两个轴承或旋转电机和后轴承与旋转弹箭模型连接，从而释放了旋转弹箭模型的滚转自由度。

本申请的支撑装置，将后支撑件与后轴承的内圈固接，同时将模型后部与后轴承的外圈固接，从而便于从尾端引出后支撑件，为尾翼的旋转提供了空间。

本申请的支撑装置，采用索系牵引支撑，对旋转弹箭模型周围流场的干扰较小，支撑刚度高，适合高速风洞试验。

本申请的支撑装置，通过旋转电机带动旋转弹箭模型自转，或通过具舵偏角的尾翼在风洞来流中被动自转，可以实现旋转弹箭模型的模拟自转。

本申请的试验系统，能够通过带预定计算机程序的收放索控制装置，控制各牵引索的牵引长度，从而控制旋转弹箭模型实现多自由度的复杂角运动，尤其是进动与章动耦合而成的复杂运动，当然同时旋转弹箭模型还在自转，因此，整体可以模拟自转、进动与章动三种运动形式按复杂规律组合形成的梅花线运动轨迹。

本申请的试验系统，同时采集旋转弹箭模型的姿态角和各方向应力大小，能够获得旋转弹箭模型的气动参数。

附图说明

为了更清楚地说明实施例的技术方案，下面简要介绍所需要使用的附图：

图1为实施例一中用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置立体图；

图2为实施例一中用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置剖视图；

图3为实施例一中用于旋转弹箭模型风洞动态试验的试验系统结构示意图；

图4为实施例一中旋转弹箭模型模拟自转、进动与章动耦合运动的示意图；

图5为实施例二中用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置剖视图。

主要附图标记说明：

用于旋转弹箭模型风洞动态试验的试验系统100；风洞A；

用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置10；航姿仪20；收放索控制装置30；数据采集和处理装置40；

旋转弹箭模型1，模型前部11，弹头段111，弹体前段112，模型后部12，尾翼121；

前锥套2；测力天平3；后锥套4；旋转电机51；后轴承6；前支撑件7；后支撑件8，第一支杆81，第二支杆82；牵引组件9，牵引索91，前上牵引索911，前下牵引索912，后上牵引索913，后下牵引索914，万向滑轮92，收放索单元93。

具体实施方式

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“第一”、“第二”或“第三”等，都是为了区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“中心”、“横向”、“纵向”、“水平”、“垂直”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系乃基于附图所示的方位和位置关系，且仅是为了便于简化描述，而不是暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或以特定的方位构造和操作。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“固接”或“固定连接”，应作广义理解，即两者之间没有位移关系和相对转动关系的任何连接方式，也就是说包括不可拆卸地固定连接、可拆卸地固定连接、连为一体以及通过其他装置或元件固定连接。

权利要求书和说明书中，除非另有限定，术语“包括”、“具有”以及它们的变形，意为“包含但不限于”。

下面将结合附图，对实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

实施例一

参见图1和图2，如图1和图2所示，本实施例中，旋转弹箭模型1设有模型前部11和模型后部12。其中，模型前部11设有在前的弹头段111和在后的弹体前段112，模型后部12即弹体后段，模型后部12的尾端外壁上设有尾翼121。本实施例中，弹头段111设有开口向后的筒腔，弹体前段112从前向后设有彼此连通的第一孔、第二孔和第三孔。其中第一孔的直径与第三孔的直径均大于第二孔的直径，第一孔前端开口于弹体前段112的前端，第三孔后端开口于弹体前段112的后端。模型后部12同样从前向后设有彼此连通的第四孔、第五孔和第六孔。其中，第四孔和第六孔的直径均大于第五孔的直径。第四孔前端开口于模型后部12的前端，第六孔后端开口于模型后部12的后端。

实施例一中用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置10包括前锥套2、测力天平3、后锥套4、旋转电机51、后轴承6、前支撑件7、后支撑件8和牵引组件9。

其中，前锥套2大体呈筒底带法兰的筒形，其筒底在前，开口向后。筒底设有法兰，筒腔呈从开口向筒底逐渐缩小的锥台状。前锥套2固接于弹体前段112，具体地，前锥套2的法兰贴靠于第一孔和第二孔之间的孔肩，并通过螺栓连接。前锥套2将弹头段111的筒腔和第一孔封闭，共同形成一容纳空间。如图2所示，该容纳空间用于容纳航姿仪20。前锥套2的筒壁与第二孔的孔壁匹配，前锥套的筒腔开口朝向第三孔。

测力天平3本申请中采用杆式六分力天平，用于采集模型前部11与模型后部12之间的各应力分量并形成电信号。当然，采用杆式五分力天平也同样可以完成试验。测力天平3的锥台状前端与前锥套2固定连接。测力天平3的锥台状后端伸出第三孔并与后锥套4固接。

后锥套4大体呈带法兰的环形，其中心孔呈锥台状，用于与测力天平3的锥台状后端固接。后锥套4的法兰在其后端并与第四孔与第五孔之间的孔肩通过螺栓连接。

旋转电机51设有外圈定子和内圈转子。其中，内圈转子与后锥套4的外壁固接，外圈定子与前支撑件7固接。

后轴承6的外圈与第五孔的孔壁固接，其内圈与后支撑件8固接。

前支撑件7大体呈带法兰的环形，其中心孔与外圈定子固接，其法兰的外缘面位于模型前部11的外缘面和模型后部12的外缘面之间，并与模型前部11的外缘面和模型后部12的外缘面取齐。且其法兰的前表面和后表面均与模型前部11的后端和模型后部12的前端无接触。前支撑件7的外缘面上设有沿周向均布的四个牵引索连接点，分别位于左上、左下、右上和右下。

后支撑件8包括第一支杆81和与第一支杆81固接的第二支杆82。如图2所示，第一支杆81的前端与后轴承6的内圈固接。第一支杆81伸出第六孔的后端开口，并向后延伸。第二支杆82沿与第一支杆81相垂直的方向设置，其分别设有位于第一支杆81上方的上段和位于第一支杆81下方的下段。上段的长度和下段的长度一致。第二支杆82的顶端设有两个牵引索连接点，第二支杆82的底端也设有两个牵引索连接点。

本实施例中，牵引组件9包括八根牵引索91、八个与牵引索91对应的万向滑轮92和八个与牵引索91对应的收放索单元93。本实施例中，收放索单元93采用电动绞车，每个电动绞车包括伺服电机和连接于伺服电机输出端的绞盘。当然，收放索单元93也可采用丝杠滑块结构或直线电机等任何能够实现运动功能的结构。其中，万向滑轮92均固接于风洞A的壁上。各牵引索91一端分别连接前支撑件7或后支撑件8，另一端绕过对应的万向滑轮92连接至收放索单元93的绞盘上。八根牵引索91包括分别与前支撑件7的左上和右上牵引索连接点连接的，并分别向风洞左侧上方和右侧上方延伸的两根前上牵引索911、分别与前支撑件7的左下和右下牵引索连接点连接的，并分别向风洞左侧下方和右侧下方延伸的两根前下牵引索912、分别与第二支杆82的顶端的两个牵引索连接点连接的，并分别向风洞左侧上方和右侧上方延伸的两根后上牵引索913和分别与第二支杆82的底端的两个牵引索连接点连接的，并分别向风洞左侧下方和右侧下方延伸的两根后下牵引索914。其中，两根前上牵引索911均是从后向前倾斜向上的，两根前下牵引索912均是从后向前倾斜向下的，两根后上牵引索913均是从前后向倾斜向上的，两根后下牵引索914均是从前向后倾斜向下的。

本实施例中的支撑装置10，将测力天平3作为连接模型前部11和模型后部12的连接件，可以方便地实现测力天平3在旋转弹箭模型1内的安装。本实施例中的支撑装置10，将前支撑件7与后支撑件8通过旋转电机51和后轴承6与旋转弹箭模型1连接，从而释放了旋转弹箭模型1的滚转自由度。本实施例中的支撑装置10，将后支撑件8与后轴承6的内圈固接，同时将模型后部12与后轴承6的外圈固接，从而便于从模型尾端引出后支撑件8，为尾翼121的旋转提供了空间。本实施例中的支撑装置10，采用索系牵引支撑，对旋转弹箭模型1周围流场的干扰较小，支撑刚度高，适合高速风洞试验。本实施例中的支撑装置10，通过旋转电机51带动旋转弹箭模型1自转，或通过具舵偏角的尾翼121在风洞来流中被动自转，可以实现旋转弹箭模型1的模拟自转。

本实施例中用于旋转弹箭模型风洞动态试验的试验系统100参见图3。如图3所示，用试验系统100包括上述用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置10、航姿仪20、收放索控制装置30和数据采集和处理装置40。

其中航姿仪20用于测量旋转弹箭模型1的实时姿态角。如上所述被装设于前述的容纳空间中，并与数据采集和处理装置40通过无线连接方式传递信号。

测力天平3与数据采集和处理装置40电信号连接，并通过后支撑件8的中空管道引出测力天平3的信号输出线。

收放索控制装置30与各收放索单元93电连接，用于根据预定的程序控制各收放索单元93收放索，以控制各牵引索91的实时牵引长度，从而控制旋转弹箭模型1模拟出进动和章动以及两者的耦合运动。

数据采集和处理装置40用于采集航姿仪20和测力天平3的信号，并通过处理得到旋转弹箭模型1的气动参数。

本实施例中的试验系统100，能够通过带预定计算机程序的收放索控制装置30，控制各牵引索91的牵引长度，从而控制旋转弹箭模型1实现多自由度的复杂角运动，尤其是如图4所示的自转、进动与章动耦合而成的复杂运动。相关的运动学方程，可以参考于2017年11月25日刊登于总第38期《航空学报》上的《基于绳系并联机器人支撑系统的SDM动导数试验可行性研究》的相关章节。当然同时旋转弹箭模型1还在自转，因此，整体可以模拟自转、进动与章动三种运动形式按复杂规律组合形成的梅花线运动轨迹。本实施例中的试验系统，同时采集旋转弹箭模型1的姿态角和各方向应力大小，通过数据采集和处理装置40能够获得旋转弹箭模型1的气动参数。

实施例二

如图5所示，实施例二与实施例一的区别在于：本实施例中，旋转弹箭模型1的尾翼121在试验中能够形成舵偏角，从而在风洞来流中使旋转弹箭模型1被动自转。

因此，本实施例不再需要驱动旋转弹箭模型1自转的旋转电机51，而代之以前轴承52，同样的，前轴承52的外圈与前支撑件固接，前轴承52的内圈与后锥套4固接。

虽然本实施例中，旋转弹箭模型1的自转是由尾翼121的舵偏角被动形成的，但并不妨碍其具有与实施例一中的支撑装置和试验系统相同的技术效果。

上述说明书和实施例的描述，用于解释本申请的保护范围，但并不构成对本申请保护范围的限定。

Claims (10)

1.用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置，其特征是：

所述旋转弹箭模型设有模型前部和模型后部；模型后部的尾翼在试验中形成舵偏角；

所述支撑装置包括：

测力天平，其前端与模型前部固接，其后端与模型后部固接；

前轴承，其内圈与测力天平固接；

前支撑件，其与前轴承的外圈固接，并与模型前部和模型后部无接触，其外缘面位于模型前部外缘面和模型后部外缘面之间，并与模型前部外缘面和模型后部外缘面取齐；

后轴承，其外圈与模型后部固接；

后支撑件，其与后轴承的内圈固接并伸出模型后部的后端，且与模型后部无接触；和

牵引组件，包括至少六根牵引索和至少六个用于收放对应的牵引索的收放索单元，其通过牵拉前支撑件和后支撑件支撑所述旋转弹箭模型，并约束所述旋转弹箭模型除滚转外的其他五个自由度，以控制旋转弹箭模型在风洞中的位姿。

2.用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置，其特征是：

所述旋转弹箭模型设有模型前部和模型后部；

所述支撑装置包括：

测力天平，其前端与模型前部固接，其后端与模型后部固接；

旋转电机，其内圈转子与测力天平固接；

前支撑件，其与旋转电机的外圈定子固接，并与模型前部和模型后部无接触，其外缘面位于模型前部外缘面和模型后部外缘面之间，并与模型前部外缘面和模型后部外缘面取齐；

后轴承，其外圈与模型后部固接；

后支撑件，其与后轴承的内圈固接并伸出模型后部的后端，且与模型后部无接触；和

牵引组件，包括至少六根牵引索和至少六个用于收放对应的牵引索的收放索单元，其通过牵拉前支撑件和后支撑件支撑所述旋转弹箭模型，并约束所述旋转弹箭模型除滚转外的其他五个自由度，以控制旋转弹箭模型在风洞中的位姿。

3.如权利要求1或2所述的用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置，其特征是，所述牵引组件还包括至少六个与牵引索对应的万向滑轮，各万向滑轮相对风洞壁固定，各牵引索通过对应的万向定滑轮连接至对应的收放索单元。

4.如权利要求1或2所述的用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置，其特征是，所述收放索单元采用电动绞车或丝杠滑块机构。

5.如权利要求1或2所述的用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置，其特征是，所述牵引索的数量为八根，各牵引索分别为：

分别与前支撑件连接，并分别向风洞两侧上方延伸的两根前上牵引索；

分别与前支撑件连接，并分别向风洞两侧下方延伸的两根前下牵引索；

分别与后支撑件连接，并分别向风洞两侧上方延伸的两根后上牵引索；和

分别与后支撑件连接，并分别向风洞两侧下方延伸的两根后下牵引索。

6.如权利要求1或2所述的用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置，其特征是，所述测力天平为杆式五分力天平或杆式六分力天平。

7.如权利要求1或2所述的用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置，其特征是，还包括前锥套和后锥套；所述前锥套固定地套设于测力天平前端并与模型前部固接，所述后锥套固定地套设于测力天平后端，并与模型后部以及前轴承的内圈或旋转电机的内圈转子固接。

8.用于旋转弹箭模型风洞动态试验的试验系统，其特征是，包括：

用于旋转弹箭模型风洞动态试验的支撑装置，其如权利要求1至7中任一项所述；

航姿仪，其置于所述模型前部内，用于测量旋转弹箭模型的实时姿态角；

收放索控制装置，其与各收放索单元电连接，用于控制各收放索单元收放索；和

数据采集和处理装置，其采集航姿仪和测力天平的信号，并通过处理得到旋转弹箭模型的气动参数。

9.如权利要求8所述的用于旋转弹箭模型风洞动态试验的试验系统，其特征是，所述航姿仪与所述数据采集和处理装置无线连接，所述测力天平与所述数据采集和处理装置电连接，所述后支撑件中空，用于引出所述测力天平的信号输出线。

10.如权利要求8或9所述的用于旋转弹箭模型风洞动态试验的试验系统，其特征是，所述收放索控制装置通过同时控制各收放索单元收放索以控制各牵引索实时牵引长度，从而模拟旋转弹箭模型的进动和章动以及两者的耦合运动。

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