CN113295368A - 一种后向分离风洞投放模型试验发射机构 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，采用多段滑道组合的方式使夹持机构不必完全打开就可以将内置飞行器以一定速度推出，从而突破了武器舱空间的限制，内置飞行器模型与载机按一定速度分后，内置飞行器模型在风洞流场中作不受约束自由飞行；同时通过工字型发射爪各结构面的形状设计，以及与滑道的配合，实现了对内置飞行器的稳定夹持和分离。可用于实现在风洞中，内置飞行器模型投放分离过程中的动态分离气动特性的分析，载机流场对其产生的影响和干扰分析，以及分离后飞行器的动态飞行运动轨迹研究，从而实现对内置飞行器的后向分离过程进行模拟。

Description

一种后向分离风洞投放模型试验发射机构

技术领域

本发明提供了一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，应用于内置飞行器从固定载机分离的飞行器风洞投放模型试验，实现其在风洞中向后发射与载机进行分离，并进而使得内置飞行器在风洞流场中作不受约束自由飞行的试验机构。

背景技术

内置飞行器从载机上以设定速度弹射出舱并进行自由飞行的过程称之为投放分离。四代机以超声速隐身作战为主要特征，其所携带的导弹等战斗武器在发射出舱之前均安装在内埋武器舱内，当目标出现在导弹有效射程范围内后，战机打开弹舱，将导弹以一定速度弹射出舱，待导弹飞出战机干扰流场后，导弹起控并飞向目标。导弹成功起控的关键在于导弹是否能与载机安全平稳分离，而导弹出舱速度是影响导弹安全平稳分离的重要因素，因此保证弹射机构能够推动导弹以设定的速度出舱至关重要。

当前战机内埋武器的分离多是垂直向下进行投放，便于导弹能够在垂向快速远离载机干扰流场。但导弹在载机干扰流场的影响下，容易出现抬头趋势，由于载机与导弹之间在流向(飞行方向)相对速度很小，导弹抬头后很可能与载机发生回碰。因此有研究机构尝试采用导弹后向分离的方式，完成导弹与载机的投放分离，弹射装置给导弹一个向后的速度，便于载机在流向快速远离载机，这时即便导弹产生抬头，向上飞行，由于导弹与载机在流向存在一定的速度差，导弹也不会与载机发生碰撞，增加分离安全性。

但现有技术中由于载机内置武器舱内空间有限，现有的内埋武器发射机构无法实现此类后向方式发射内置飞行器；同时现有技术中并未出现可用于模拟导弹真实飞行条件的后向方式发射分离情况的试验装置，此类装置要求内置飞行器在投放前发射机构需要将其稳固夹持，分离时又要保证内置飞行器处于自由状态，不受发射机构除单方向弹射作用力之外其他力的干扰，所以导致难以在风洞中对不同出舱速度下导弹的分离动态特性进行观测分析。

发明内容

本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，采用多段滑道组合的方式使夹持机构不必完全打开就可以将内置飞行器以一定速度推出，从而突破了武器舱空间的限制，内置飞行器模型与载机按一定速度分后，内置飞行器模型在风洞流场中作不受约束自由飞行。可用于实现在风洞中，内置飞行器模型投放分离过程中的动态分离气动特性的分析，载机流场对其产生的影响和干扰分析，以及分离后飞行器的动态飞行运动轨迹研究，从而实现对内置飞行器的后向分离过程进行模拟。

为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：

一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，包括：发射爪和发射套筒；

发射套筒为筒形结构，表面设有滑道，所述滑道包括夹持段滑道和分离段滑道；

发射爪设于内置飞行器头部与发射套筒之间；外部气缸推杆与发射爪固定连接，并与内置飞行器头部接触；

外部气缸推杆推动发射爪沿滑道运动，发射爪在夹持段滑道运动时，夹紧内置飞行器并带动其运动；发射爪在分离段滑道运动时，发射爪与内置飞行器分离。

进一步的，发射套筒所设夹持段滑道为直线滑道；所述分离段滑道包括过渡段滑道和全分离段滑道，所述过渡段滑道为向发射套筒外部凸起的曲线滑道，所述全分离段滑道为直线滑道；

所述全分离段滑道与发射套筒轴线的距离大于夹持段滑道与发射套筒轴线的距离。

进一步的，夹持段滑道和全分离段滑道与发射套筒轴线平行；过渡段滑道两端分别与夹持段滑道和全分离段滑道平滑过渡。

进一步的，过渡段滑道为圆弧形，所述圆弧的曲率半径为2000～4000mm。

进一步的，发射套筒所设滑道为开设于发射套筒筒壁上，且沿发射套筒轴线的长条形开口；所述发射爪为工字型，通过工字型凹槽安装于所述长条形开口中。

进一步的，夹持段滑道外侧设有限位板；

所述发射爪位于夹持段滑道时，限位板压紧工字型结构顶部，实现发射爪对内置飞行器的夹紧；所述工字型结构底部与内置飞行器外表面的形状相匹配。

进一步的，限位板下表面压紧工字型结构顶部上表面，所述限位板下表面和工字型结构顶部上表面均为平面。

进一步的，发射套筒表面所设滑道为2个且关于发射套筒轴线对称。

进一步的，外部气缸推杆与发射爪通过推杆前段固定连接；所述推杆前段一端与发射爪通过连接销连接，并与内置飞行器头部接触。

进一步的，工字型结构底部下表面为圆柱面的一部分，所述圆柱面与内置飞行器外表面所构成的圆柱面以及外部气缸推杆同轴。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，采用多段滑道组合的方式使夹持机构不必完全打开就可以将内置飞行器以一定速度推出，从而突破了武器舱空间的限制，实现内置飞行器的投放分离，完成内置飞行器后向分离过程，避免了现有技术中由于载机内置武器舱内空间有限，内埋武器发射机构无法实现此类后向方式发射内置飞行器的问题；

(2)本发明一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，在夹持段直线滑道外设有限位板，确保发射爪与限位板紧密接触，实现对内置飞行器的夹紧固定；曲线过渡段向外延伸，使得发射爪逐渐远离内置飞行器；全分离段直线滑道中，发射爪与内置飞行器完全分开，避免发射爪对内置飞行器产生干扰，使内置飞行器仅受到来自气缸推杆的弹射力；综上，既满足了内置飞行器在投放前需要稳固夹持的需求，又保证了分离时内置飞行器处于自由状态，不受发射机构除单方向弹射作用力之外其他力的干扰；

(3)本发明一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，通过工字型发射爪各结构面的形状设计，以及与滑道的配合，实现了对内置飞行器的稳定夹持和分离；

(4)本发明一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，整个发射装置为对称构型，发射爪工字型结构底部下表面为圆柱面的一部分，圆柱面与内置飞行器外表面所构成的圆柱面以及外部气缸推杆同轴，保证飞行器处于发射套筒与气缸推杆轴线位置；发射爪工字型凹槽嵌在发射套筒滑道中，保证发射爪与发射套筒仅存在沿轴线滑动的移动自由度，由此可以确保内置飞行器从发射装置推出时仅受到沿轴向方向的气缸推杆提供的推力，不会产生附加力矩，保证飞行器在发射出舱后仅具有沿发射装置轴线的线速度；

(5)本发明一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，能够通过调整输入气缸的压力控制内置飞行器的出舱速度，通过在风洞中对不同出舱速度下导弹的分离动态特性进行观测分析，可以获得导弹在真实飞行条件下的安全分离速度包线，在导弹后向分离的研究中具有重要意义。

附图说明

图1为本发明一种后向分离风洞投放模型试验发射机构结构示意图；

图2为本发明一种后向分离风洞投放模型试验发射机构立体示意图；

图3为本发明一种后向分离风洞投放模型试验发射机构正视图；

图4为本发明一种后向分离风洞投放模型试验发射机构后视图。

具体实施方式

下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

本发明是在风洞投放模型试验的基础上实现内置飞行器的后向分离，从而使得内置飞行器在后向分离过程中处于自由飞行的状态，能够较为真实的实现在风洞中模拟实际飞行状态下的后向分离过程及载机对内置飞行器的影响和干扰。

如图1、图2、图3和图4，一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，包括：发射爪4和发射套筒5；

发射套筒5为筒形结构，对称轴过发射套筒5两端面圆心，发射套筒5的表面设有滑道，所述滑道包括夹持段滑道71和分离段滑道；

发射爪4设于内置飞行器6头部与发射套筒5之间，发射爪4通过发射套筒5自身滑道与发射套筒5滑动连接；

外部气缸推杆1与发射爪4固定连接，并与内置飞行器6头部接触；

外部气缸推杆1推动发射爪4沿滑道运动，发射爪4在夹持段滑道运动时，夹紧内置飞行器6并带动其运动；发射爪4在分离段滑道运动时，发射爪4与内置飞行器6分离。

进一步的，发射套筒5所设夹持段滑道71为直线滑道；所述分离段滑道包括过渡段滑道72和全分离段滑道73，所述过渡段滑道72为向发射套筒5外部凸起的曲线滑道，所述全分离段滑道73为直线滑道；

所述全分离段滑道73与发射套筒5轴线的距离大于夹持段滑道71与发射套筒5轴线的距离。

进一步的，夹持段滑道71和全分离段滑道73与发射套筒5轴线平行；过渡段滑72道两端分别与夹持段滑道71和全分离段滑道73平滑过渡。

进一步的，过渡段滑道72为圆弧形，所述圆弧的曲率半径为2000～4000mm。

进一步的，发射套筒5所设滑道为开设于发射套筒5筒壁上，且沿发射套筒5轴线的长条形开口；所述发射爪4为工字型，通过工字型凹槽安装于所述长条形开口中。

进一步的，如图2，夹持段滑道71外侧设有限位板；

所述发射爪4位于夹持段滑道71时，限位板压紧工字型结构顶部，实现发射爪4对内置飞行器6的夹紧；所述工字型结构底部与内置飞行器6外表面的形状相匹配。

进一步的，限位板下表面压紧工字型结构顶部上表面，所述限位板下表面和工字型结构顶部上表面均为平面。工字型结构底部与内置飞行器6外表面接触的下表面为圆柱曲面，曲率半径与内置飞行器6表面半径相同，确保面面紧密接触。

进一步的，将发射爪4的工字型结构看作包括顶部块状结构、底部块状结构以及连接顶、底部块状结构的中间连接结构组成，顶部块状结构的上表面与限位板下表面接触，顶部块状结构的下表面与发射套筒5外表面，即滑道表面接触，顶部块状结构的上下表面均为平面；在将内置飞行器6发射前，内置飞行器6位于夹持段滑道71内，发射爪4与发射套筒5、内置飞行器6均为面面紧密接触连接且发射套筒5与内置飞行器6共轴线；

进一步的，发射套筒5表面所设滑道为2个且关于发射套筒5轴线对称。

进一步的，外部气缸推杆1与发射爪4通过推杆前段2固定连接；所述推杆前段2一端与发射爪4通过连接销3连接，并与内置飞行器6头部接触。推杆前段2与两个发射爪4通过两个连接销3连接，两个发射爪4将内置飞行器6稳定夹持。

进一步的，如图1所示，整个发射装置为面对称构型，两个发射爪对称分布，工字型结构底部下表面为圆柱面的一部分，所述圆柱面与内置飞行器(6)外表面所构成的圆柱面以及外部气缸推杆1同轴，保证飞行器处于发射套筒与气缸推杆轴线位置；发射爪工字型凹槽嵌在发射套筒滑道中，保证发射爪与发射套筒仅存在沿轴线滑动的移动自由度，由此可以确保内置飞行器从发射装置推出时仅受到沿轴向方向的气缸推杆提供的推力，不会产生附加力矩，保证飞行器在发射出舱后仅具有沿发射装置轴线的线速度。

本发明一种后向分离风洞投放模型试验发射机构安装于载机中，发射过程为：

内置飞行器在投放前发射机构需要将其稳固夹持，分离时又要保证内置飞行器处于自由状态，不受发射机构除单方向弹射作用力之外其他力的干扰。

在后向分离试验前，需先实现模型安装锁紧，具体过程如下，内置飞行器6后向分离前，推杆前段2先与两个发射爪4通过两个连接销3连接为一个组合体，再将该组合体从发射套筒5尾端(即后部与气缸推杆相反的一端)沿着发射套筒5滑道出口(此处出口指内置飞行器6的出射端)推入滑道，然后将内置飞行器6由发射套筒5尾端插入两个发射爪4之间，飞行器头部向里，待内置飞行器6尾端面与发射套筒5尾端面重合之后，将气缸推杆与推杆前段连接螺纹拧紧，完成后向分离试验的发射装置准备工作。内置飞行器6安装完毕，发射爪4被内置飞行器6向外撑开与发射套筒5夹持段滑道71外所设限位板下表面紧密接触，同时产生预紧力，保证发射爪4能够稳固夹紧内置飞行器6，最后将外部气缸推杆1与推杆前段2相连；

发射套筒5滑道由夹持段滑道71、过渡段滑道72和全分离段滑道73构成，夹持段滑道71与发射套筒5轴线平行，过渡段滑道72、全分离段滑道73与夹持段滑道71相切(即平滑过渡)，该曲线为曲率半径很大且向外延伸的一段圆弧，使得发射爪4沿着曲线过渡段滑道72滑行时，发射爪4能够平稳打开逐渐远离内置飞行器6；

在滑道夹持段滑道71，发射爪4工字型结构的顶部与限位板下表面紧密接触，发射爪4在气缸推杆1的推动下，夹持着内置飞行器6直线加速；发射爪夹持内置飞行器滑出夹持段滑道71时，发射爪不再受到限位板的挤压，内置飞行器所受预紧力相应解除，此时发射爪仍与内置飞行器表面有接触，因此设计带有向外延伸圆弧的曲线过渡段，到达滑道曲线过渡段滑道72后，发射爪4顶部上表面不再受到限位板下表面的约束，同时在曲面滑道的作用下，发射爪4逐渐张开一个小角度且逐渐远离内置飞行器6；直到全分离段滑道73，发射爪4完全与内置飞行器6分开，由于气缸推杆1与内置飞行器6头部接触，内置飞行器6仅在气缸推杆1的推动下直线加速，内置飞行器仅受到来自气缸推杆的弹射力，直到气缸推杆1达到最大行程，发射推杆1停止运动，内置飞行器6通过惯性射出发射套筒5，完成分离。同时有限的气缸推杆1行程使得发射爪4不会被完全推出发射套筒5，通过连接销3与推杆前段2相连使得发射爪4在发射推杆1停下后也随之停在滑道上，不会在惯性作用下飞出滑道，影响内置飞行器6的分离；

气缸推杆1的压力参数事先通过计算得到，以使内置飞行器6获得所需的相对分离速度。

内置飞行器6的设计要严格遵循风洞投放模型试验关于试验模型的设计要求，即试验模型需严格模拟飞行器外型质量特性及运动参数，包括质心、质量、惯量以及相对分离速度等，保证试验中内置飞行器模型按与真实飞行具有相似性的运动规律自由飞行，从而充分反应内置飞行器后向分离过程的运动与气动耦合规律。

后向分离前的内置飞行器6由后向分离发射装置在风洞中沿着风洞气流方向发射入流场中，可通过调整气缸压力改变分离时刻内置飞行器初始分离速度，调整发射装置初状态改变分离时刻模型飞行状态如攻角、侧滑角等参数。

综上，本发明一种后向分离风洞投放模型试验发射机构的原理为：通过外部气缸压力沿本发明发射机构轴向作用于气缸推杆表面，气缸推杆在高压气的作用下沿轴线移动，推动内置飞行器和发射爪沿轴线移动，发射爪沿夹持段直线滑道滑动时，发射爪顶部上表面受限于发射套筒滑道外侧的限位板，内置飞行器处于夹紧状态；当发射爪到达滑道曲线过渡段滑道时，发射爪顶部滑出限位板，内置飞行器不再受到发射爪的预紧力，发射爪继续沿着滑道曲线过渡段滑行时，受到过渡段滑道形状的影响，发射爪逐渐张开，慢慢解除对内置飞行器的约束；当发射爪到达全分离段直线滑道时，发射爪已经完全不与内置飞行器有接触，飞行器仅受到发射推杆沿轴向的推力，在发射推杆达到最大行程停下之后，内置飞行器在惯性作用下以一定发射速度出舱，完成后向分离。

内置飞行器分离速度及分离力的模拟可通过控制输入气缸的空气压力来实现。输入气缸的空气来自高压气源，通过调压阀来精准控制输入气缸的空气压力。

以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，其特征在于，包括：发射爪(4)和发射套筒(5)；

发射套筒(5)为筒形结构，表面设有滑道，所述滑道包括夹持段滑道(71)和分离段滑道；

发射爪(4)设于内置飞行器(6)头部与发射套筒(5)之间；外部气缸推杆(1)与发射爪(4)固定连接，并与内置飞行器(6)头部接触；

外部气缸推杆(1)推动发射爪(4)沿滑道运动，发射爪(4)在夹持段滑道运动时，夹紧内置飞行器(6)并带动其运动；发射爪(4)在分离段滑道运动时，发射爪(4)与内置飞行器(6)分离。

2.根据权利要求1所述的一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，其特征在于，所述发射套筒(5)所设夹持段滑道(71)为直线滑道；所述分离段滑道包括过渡段滑道(72)和全分离段滑道(73)，所述过渡段滑道为向发射套筒(5)外部凸起的曲线滑道，所述全分离段滑道为直线滑道；

所述全分离段滑道(73)与发射套筒(5)轴线的距离大于夹持段滑道(71)与发射套筒(5)轴线的距离。

3.根据权利要求2所述的一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，其特征在于，所述夹持段滑道(71)和全分离段滑道(73)与发射套筒(5)轴线平行；过渡段滑道(72)两端分别与夹持段滑道(71)和全分离段滑道(73)平滑过渡。

4.根据权利要求2所述的一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，其特征在于，所述过渡段滑道(72)为圆弧形，所述圆弧的曲率半径为2000～4000mm。

5.根据权利要求1所述的一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，其特征在于，所述发射套筒(5)所设滑道为开设于发射套筒(5)筒壁上，且沿发射套筒(5)轴线的长条形开口；所述发射爪(4)为工字型，通过工字型凹槽安装于所述长条形开口中。

6.根据权利要求5所述的一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，其特征在于，所述夹持段滑道(71)外侧设有限位板；

所述发射爪(4)位于夹持段滑道(71)时，限位板压紧工字型结构顶部，实现发射爪(4)对内置飞行器(6)的夹紧；所述工字型结构底部与内置飞行器(6)外表面的形状相匹配。

7.根据权利要求6所述的一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，其特征在于，所述限位板下表面压紧工字型结构顶部上表面，所述限位板下表面和工字型结构顶部上表面均为平面。

8.根据权利要求1所述的一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，其特征在于，所述发射套筒(5)表面所设滑道为2个且关于发射套筒(5)轴线对称。

9.根据权利要求1所述的一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，其特征在于，外部气缸推杆(1)与发射爪(4)通过推杆前段(2)固定连接；所述推杆前段(2)一端与发射爪(4)通过连接销(3)连接，并与内置飞行器(6)头部接触。

10.根据权利要求6所述的一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，其特征在于，所述工字型结构底部下表面为圆柱面的一部分，所述圆柱面与内置飞行器(6)外表面所构成的圆柱面以及外部气缸推杆(1)同轴。

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