CN112629815A - 一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统 - Google Patents

Abstract

一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，包括试验段、半臂攻角机构、弧形导轨、Y向驱动装置、Y向导轨、载机支杆、载机模型、三自由度并联机构、动平台、Z型支杆、载弹天平、载弹模型、Z向驱动装置、Z向导轨、横向座板，利用混联机构将分离模型支撑在风洞试验段指定位置，通过调节直线驱动装置的直线运动实现分离体模型的位置和姿态变化，完成对分离体模型运动轨迹的模拟。

Description

一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统

技术领域

本发明涉及一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，属于飞行器飞行力学领域。

背景技术

在航天器、火箭级间分离、飞机外挂物的发射与投放、子母弹抛撒，以及脱壳穿甲弹与弹托分离等飞行阶段，分离体和母体处于复杂的相互干扰的流场中，不良的分离特性不仅影响效果，还会导致多体间的相撞，甚至危及母机的安全。因此，通过地面风洞模拟试验来了解投放或分离的过程和动力学特性的轨迹捕获风洞试验就十分必要。

CTS这一特种实验技术可以追溯到上世纪五十年代。美国于50年代中期开始这一技术的研究和应用，法国和英国在70年代进一步发展了该技术，现有的试验系统始终存在机构刚度弱、刚度对位置的依赖程度较大、运动范围受限导致的定位精度降低的问题。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，传统试验系统设计始终存在的机构刚度弱、刚度对位置的依赖程度较大、运动范围受限导致的定位精度降低的问题，提出了一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，包括试验段、半臂攻角机构、弧形导轨、Y向驱动装置、Y向导轨、载机支杆、载机模型、三自由度并联机构、动平台、Z型支杆、载弹天平、载弹模型、Z向驱动装置、Z向导轨、横向座板、X向驱动装置，滑台、转动铰链、球铰链、滚动驱动装置、直线滑台，其中：

所述半臂攻角机构安装于风洞试验用试验段臂面上，所述弧形导轨安装于半臂攻角机构，Y向驱动装置、Y向导轨均安装于试验段一侧侧壁上，所述横向座板两端分别与试验段两侧侧壁连接，用于模拟飞行器状态的载机支杆及载机模型均设置于试验段内，动平台连接于三自由度并联机构上，Z型支杆、载弹天平、载弹模型依次相连，Z型支杆安装于动平台上，用于驱动三自由度并联机构及动平台的Z向驱动装置设置于Y向驱动装置相对位置的试验段侧壁上，横向座板设置有供三自由度并联机构滑动的Z向导轨，所述载弹模型在三自由度并联机构、动平台、Z型支杆带动下实现机弹分离运动轨迹模拟以进行机弹分离轨迹捕获试验。

所述三自由度并联机构包括并联机构壳体、直线运动装置、支撑杆，直线运动装置设置于并联机构壳体内，用于辅助动平台进行直线运动，Z型支杆通过支撑杆进行支撑。

所述三自由度并联机构内部还包括X向驱动装置、滑块、转动铰链、球铰链、滚动驱动装置、直线滑台，所述直线运动装置与X向驱动装置相连，X向驱动装置连接于滚动驱动装置上实现横向与滚动驱动，所述直线滑台与滑块相连且均设置于直线运动装置上，滑台另一端分别与转动铰链、球铰链相连，所述球铰链与滚动驱动装置相连。

所述半臂攻角机构可沿弧形导轨运动实现载机模型的攻角变化。

所述三自由度并联机构、Z向驱动装置、Y向驱动装置串联安装，Y向驱动装置、Z向驱动装置均安装于试验段外侧。

所述直线运动装置均设置于三自由度并联机构内，数量为3个。

所述并联机构壳体与横向座板连接，可于Z向导轨上滑动。

所述转动铰链一端与支撑杆相连，转轴与滑块对称面垂直，所述支撑杆于滑块对称面内运动。

所述转动铰链可选用具有滚转副的万向铰链。

所述载弹模型、载机模型相碰时，通过外部轨迹捕获机构进行检测，锁定三自由度并联机构、Z向驱动装置、Y向驱动装置，实现锁定保护。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提供的一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，采用具有串联与并联的混联多自由度机构将分离载弹模型的多自由度运动转换方式，多自由度运动转换成多直线驱动装置的直线运动，利用混联机构将分离模型支撑在风洞试验段指定位置，通过调节直线驱动装置的直线运动实现分离体模型的位置和姿态变化，完成对分离体模型运动轨迹的模拟，具有高刚度、高位置精度的特点，满足高速风洞轨迹捕获试验的要求，能够实现在线测量；

(2)本发明采用直角坐标平台与刚性设计的空间桁架结构支撑载弹模型，比常见的悬臂梁有更高的刚度，提高了定位精度和测试精度，采用短支撑杆的空间桁架并联结构，比长支撑杆的空间桁架并联结构的系统刚度更高，保证了在风洞试验时在高速气流作用下系统的定位精度，同时设计有碰撞监测系统，对系统具有保护作用。

附图说明

图1为发明提供的混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统结构示意图；

图2为发明提供的三自由度并联机构结构示意图；

图3为发明提供的三自由度并联机构内部结构示意图；

图4为发明提供的混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统前视图；

图5为发明提供的现有技术中使用的CTS机构示意图；

图6为发明提供的法国现用机弹分离CTS机构示意图；

图7为发明提供的法国现用的适用于ONERAS1和S2风洞的机弹分离CTS机构示意图；

图8为发明提供的改进型机弹分离CTS机构示意图；

图9为发明提供的现有技术中使用的新型CTS机构示意图一；

图10为发明提供的现有技术中使用的新型CTS机构示意图二；

具体实施方式

一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，采用具有串联+并联的混联多自由度机构将分离载弹模型的多自由度运动转换成多直线驱动装置的直线运动，利用混联机构将分离模型支撑在风洞试验段指定位置，通过调节直线驱动装置的直线运动实现分离体模型的位置和姿态变化，完成对分离体模型运动轨迹的模拟，主要包括试验段1、半臂攻角机构2、弧形导轨3、Y向驱动装置4、Y向导轨5、载机支杆6、载机模型7、三自由度并联机构8、动平台9、Z型支杆10、载弹天平11、载弹模型12、Z向驱动装置13、Z向导轨14、横向座板15，三自由度并联机构包括并联机构壳体16、直线运动装置17、支撑杆18、X向驱动装置19，滑台20、转动铰链21、球铰链22、滚动驱动装置23、直线滑台24，其中：

半臂攻角机构安装于风洞试验用试验段臂面上，弧形导轨安装于半臂攻角机构，Y向驱动装置、Y向导轨均安装于试验段一侧侧壁上，横向座板将试验段两侧侧壁连接，用于模拟飞行器状态的载机支杆及载机模型均设置于试验段内，动平台连接于三自由度并联机构上，Z型支杆、载弹天平、载弹模型依次相连，Z型支杆安装于动平台上，用于驱动三自由度并联机构及动平台的Z向驱动装置设置于Y向驱动装置相对位置的试验段侧壁上，横向座板设置有供三自由度并联机构滑动的Z向导轨，载弹模型在三自由度并联机构、动平台、Z型支杆带动下实现机弹分离运动轨迹模拟以进行机弹分离轨迹捕获试验。

三自由度并联机构内，并联机构壳体、直线运动装置、支撑杆，直线运动装置设置于并联机构壳体内，用于辅助动平台进行直线运动，Z型支杆通过支撑杆进行支撑，直线运动装置与X向驱动装置相连，X向驱动装置连接于滚动驱动装置上实现横向与滚动驱动，直线滑台与滑块相连且均设置于直线运动装置上，滑台另一端分别与转动铰链、球铰链相连，所述球铰链与滚动驱动装置相连。

其中，半臂攻角机构可沿弧形导轨运动实现载机模型的攻角变化，三自由度并联机构、Z向驱动装置、Y向驱动装置串联安装，Y向驱动装置、Z向驱动装置均安装于试验段外侧，而直线运动装置均设置于三自由度并联机构内，数量为3个。

并联机构壳体与横向座板连接，可于Z向导轨上滑动，转动铰链一端与支撑杆相连，转轴与滑块对称面垂直，所述支撑杆于滑块对称面内运动，具体的，转动铰链可选用具有滚转副的万向铰链，载弹模型、载机模型相碰时，通过外部轨迹捕获机构进行检测，锁定三自由度并联机构、Z向驱动装置、Y向驱动装置，实现锁定保护。

下面结合具体实施例进行进一步说明：

在本实施例中，如图1至图4所示，1-试验段，2-半臂攻角机构，3-弧形导轨，4-Y向驱动装置，5-Y向导轨，6-载机支杆，7-载机模型，8-3自由度并联机构，9-动平台，10-Z型支杆，11-载弹天平，12-载弹模型，13-Z向驱动装置，14-Z向导轨，15-横向座板，16-并联机构壳体，17-直线运动装置，18-支撑杆，19-X向驱动装置，20-滑台，21-转动铰链，22-球铰链，23-滚转驱动装置，24-直线滑台，其中：

混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统主要包括安装于风洞试验段壁面上的半臂攻角机构、Y向导轨和Y向驱动装置，连接与试验段左右侧壁且可在Y向导轨上滑动的横向座板，横向座板上安装有三自由度并联机构，横向座板上设置Z向导轨，且三自由度并联机构可在其上滑动，三自由度并联机构特征在于沿风洞轴向上三个直线运动装置，直线运动装置上设有直线滑台，直线滑台上布置有滑块，通过支撑杆将滑块与动平台连接，支撑杆一端连接于滑块上的转动铰链上，另一端连接于动平台上的球铰链上，动平台内部设有滚转驱动装置，动平台前端通过Z型支杆与载弹天平、载弹模型连接。其特征在于试验过程中利用天平测量载弹模型受到气动力和力矩的结果，反解载弹模型的运动模式，控制各驱动装置的运动，在风洞试验段内实现载弹模型的多自由度位置和姿态变化，实现对载弹模型运动轨迹的模拟。

具体的，将载弹模型分离的位置及姿态变化分解为多个驱动装置的联动，试验过程中根据载弹模型分离运动的要求，控制装置将分离体模型的运动转换成多条直线驱动装置的位移指令，分别控制每个直线驱动装置的运动，通过多机构的联动带动动平台的运动，通过安装于动平台前端的支杆天平将载弹模型移动到指定位置及姿态变化，实现载弹模型的位置和姿态变化，通过测量及运动控制的迭代运行完成对分离体模型运动轨迹的模拟。

半臂攻角机构2可沿弧形导轨3运动实现载机模型的7攻角变化，试验系统采用三自由度并联机构与Z向驱动装置、Y向驱动装置串联形式，三自由度并联机构采用刚性的空间桁架结构，本空间桁架结构由3条直线滑台上滑块、铰链、支撑杆与动平台连接，此支撑杆轴向尺寸短，刚度大。三自由度并联机构安装于横向底板上，横向底板左右两端分别与试验段左右侧壁连接，使得系统整体结构刚度大，可以大大减小风洞中因高速气流带来的系统变形，提高试验测试精度。

如图5-图10所示，101-试验段壁面，102-直线驱动装置，103-直线位移传感器，104-铰链，105-第一级运动平台，106-连杆，107-多爪臂，108-铰链，109-第二级运动平台，110-尾支杆，111-滚转驱动装置，112-滚转测量装置，113-天平,114-载弹模型；

601-线位移机构，602，604，606，607-四个滚转角位移机构，603，605-两个俯仰角位移机构，608-尾支杆，609-载弹模型；

701线位移机构，702，704，706-滚转角位移机构，703，705-俯仰角位移机构，。707-载弹模型尾支杆、708-载弹模型、709-载机模型；

801-支杆，802-移测机构，803-载弹模型，804-载机模型；

901风洞试验段(或风洞扩散段)，902-沿风洞轴X的运动机构，903-沿风洞轴Y的运动机构，904-沿风洞轴Z的运动机构，905-沿X的驱动机构，906-沿Y的驱动机构，907-沿Z的驱动机构，908-角位移装置，909-重力平衡装置；

1001-风洞试验段(或风洞扩散段)，1002-沿风洞轴X的运动机构，1003-沿风洞轴Y的运动机构，1004-沿风洞轴Z的运动机构，1005-沿X的驱动机构，1006-沿Y的驱动机构，1007-沿Z的驱动机构，1008-角位移装置，1009-重力平衡装置。

如图6所示，CTS设备由四个滚转角位移机构602，604，606，607、两个俯仰角位移机构603，605和一个线位移机构601组成。每一机构都有一个作动、控制和测量系统，并都安装在一悬臂梁内。而分离体模型609经由这些系统以悬臂梁的形式与风洞洞体相连。

如图7所示，法国ONERA在S1和S2风洞中使用的另一种用于航天器分离的CTS机构如图，设备由三个滚转角位移机构702，704，706，两个俯仰角位移机构703，705和一个线位移机构701组成。

从上述图和结构安排中可以看到，分离体模型由一悬臂梁支承。悬臂梁的总长度约为分离体模型长度的4～5倍，甚至更长。这样，悬臂梁在分离体模型气动载荷作用下的变形并非小量。另外，由于线位移和角位移的驱动、控制和测量系统机构都安装在悬臂梁内，使悬臂梁不可能太细。因此，悬臂梁大堵塞比也是上述设备的难点。

如图8所示，由一根细长支杆支撑分离体模型801，而将所有位移的驱动、控制和测量机构放在风洞下壁面内。这样，虽然风洞堵塞度可望减少，但支杆的变形比前者却更大。

如图9、图10所示，实验装置整体装在风洞试验段901上，包括竖直设置的Z轴运动机构904，水平Y轴运动机构903以及和Y、Z轴垂直的沿风洞轴向X向悬臂的运动机构902。除上述三个线位移外，三个角位移装置908装于悬臂机构902的顶端。上述方案中，或者Z轴装于洞壁，Y轴在风洞内；或者Y轴装于洞壁，Z轴在风洞内。X轴机构902和三个角位移装置908均一直在风洞中。这种装置仍避免不了长的悬臂梁和因此由此带来的机构刚度的减弱；

试验装置在风洞实验段壁面101外侧与风洞中轴平行的方式安装有6条直线运动控制装置102，6条直线运动控制装置上均通过铰链104、连杆106、铰链108与第二级运动平台109及多爪臂107连接，多爪臂前端连接载弹尾支杆110、天平113及载弹模型114，试验装置为并联式6自由度机构。这种装置避免不了长的悬臂梁带来的机构刚度的减弱，但同时由于连杆较长，高速风洞试验时其系统刚度对位置的依赖程度较大，从而造成系统运动范围受限，在其运动方位边界易出现刚度变差定位精度降低等问题。

上述试验系统分别为各国对应的风洞试验系统设计，均存在各种各样的问题，而本发明提出的试验系统，具有高刚度、高位置精度的特点，满足高速风洞轨迹捕获试验的要求，能够实现在线测量，定位精度与测试精度也更高。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此，本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。

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 (10)

1.一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：包括试验段、半臂攻角机构、弧形导轨、Y向驱动装置、Y向导轨、载机支杆、载机模型、三自由度并联机构、动平台、Z型支杆、载弹天平、载弹模型、Z向驱动装置、Z向导轨、横向座板、X向驱动装置，滑台、转动铰链、球铰链、滚动驱动装置、直线滑台，其中：

所述半臂攻角机构安装于风洞试验用试验段臂面上，所述弧形导轨安装于半臂攻角机构，Y向驱动装置、Y向导轨均安装于试验段一侧侧壁上，所述横向座板两端分别与试验段两侧侧壁连接，用于模拟飞行器状态的载机支杆及载机模型均设置于试验段内，动平台连接于三自由度并联机构上，Z型支杆、载弹天平、载弹模型依次相连，Z型支杆安装于动平台上，用于驱动三自由度并联机构及动平台的Z向驱动装置设置于Y向驱动装置相对位置的试验段侧壁上，横向座板设置有供三自由度并联机构滑动的Z向导轨，所述载弹模型在三自由度并联机构、动平台、Z型支杆带动下实现机弹分离运动轨迹模拟以进行机弹分离轨迹捕获试验。

2.根据权利要求1所述的一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：

所述三自由度并联机构包括并联机构壳体、直线运动装置、支撑杆，直线运动装置设置于并联机构壳体内，用于辅助动平台进行直线运动，Z型支杆通过支撑杆进行支撑。

3.根据权利要求2所述的一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：

所述三自由度并联机构内部还包括X向驱动装置、滑块、转动铰链、球铰链、滚动驱动装置、直线滑台，所述直线运动装置与X向驱动装置相连，X向驱动装置连接于滚动驱动装置上实现横向与滚动驱动，所述直线滑台与滑块相连且均设置于直线运动装置上，滑台另一端分别与转动铰链、球铰链相连，所述球铰链与滚动驱动装置相连。

4.根据权利要求3所述的一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：

所述半臂攻角机构可沿弧形导轨运动实现载机模型的攻角变化。

5.根据权利要求4所述的一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：

所述三自由度并联机构、Z向驱动装置、Y向驱动装置串联安装，Y向驱动装置、Z向驱动装置均安装于试验段外侧。

6.根据权利要求5所述的一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：

所述直线运动装置均设置于三自由度并联机构内，数量为3个。

7.根据权利要求6所述的一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：

所述并联机构壳体与横向座板连接，可于Z向导轨上滑动。

8.根据权利要求7所述的一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：

所述转动铰链一端与支撑杆相连，转轴与滑块对称面垂直，所述支撑杆于滑块对称面内运动。

9.根据权利要求8所述的一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：

所述转动铰链可选用具有滚转副的万向铰链。

10.根据权利要求9所述的一种混联式多自由度机弹分离轨迹捕获试验系统，其特征在于：

所述载弹模型、载机模型相碰时，通过外部轨迹捕获机构进行检测，锁定三自由度并联机构、Z向驱动装置、Y向驱动装置，实现锁定保护。

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