CN117782504A - 一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置及试验方法 - Google Patents

Abstract

一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置及试验方法，属于航空气动力试验技术领域。其包括导弹旋转安装装置安装于基座左侧，驱动电机通过电机安装座安装于基座右侧，传动轴通过第一高速轴承转动安装于基座上，传动轴上安装有导电滑环，导电滑环装于基座上，传动轴一端通过第一联轴器与驱动电机的输出端固定连接，传动轴另一端通过第二联轴器与导弹旋转安装装置右侧固定连接，导弹修正引信模型安装于导弹旋转安装装置左侧。解决在风洞吹风过程中真实模拟导弹弹体和引信翼面的自旋状态，从而验证弹体自旋的发电性能的问题，测量导弹翼面在不同马赫数气流作用下的自旋情况，并实时测量导弹修正引信的自旋发电性能。

Description

一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置及试验方法

技术领域

本发明涉及一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置及试验方法，属于航空气动力试验技术领域。

背景技术

精确制导武器因其自带的导航和姿态感知能力，通过计算并修正飞行弹道的误差，得到极高的命中精度。而普通炮弹只能按照设计好的弹道规律飞行，其命中精度存在极大的不确定性。

我国研制的二维修正引信技术，采用固定鸭舵双旋结构，其与传统引信的差别在于：PGK套件有GPS导引功能、具有4个引信翼面以及能自由旋转的引信头。PGK引信内部没有电池，其制导系统靠发射前赋予GPS坐标时给予外部供电，并在发射后完全靠弹体自旋发电。

为了验证弹体自旋的发电性能，传统试验方法是采用双电机分别驱动导弹弹体和4个引信翼面，使其进行相对转动，从而产生高压电流。该方法无法真实模拟导弹在不同飞行速度下由相对气流产生的翼面旋转状态。

因此，亟需提出一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置及试验方法，以解决上述技术问题。

发明内容

本发明研发目的是为了解决在风洞吹风过程中真实模拟导弹弹体和引信翼面的自旋状态，从而验证弹体自旋的发电性能的问题，通过驱动机构为导弹弹体提供最大20000rpm的恒定转速，测量不同气动力作用下由导弹弹体和引信翼面相对旋转产生的电压值，从而测试、验证导弹二维修正引信的工作性能。在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。

本发明的技术方案：

方案一、一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，包括基座、电机安装座、驱动电机、第一联轴器、第一高速轴承、传动轴、导电滑环安装座、导电滑环、第二联轴器、导弹修正引信模型和导弹旋转安装装置，导弹旋转安装装置安装于基座左侧，驱动电机通过电机安装座安装于基座右侧，传动轴通过第一高速轴承转动安装于基座上，传动轴上安装有导电滑环，导电滑环通过导电滑环安装座安装于基座上，传动轴一端通过第一联轴器与驱动电机的输出端固定连接，传动轴另一端通过第二联轴器与导弹旋转安装装置右侧固定连接，导弹修正引信模型安装于导弹旋转安装装置左侧。

优选的：所述导弹旋转安装装置包括第二高速轴承、套筒和整流罩，套筒通过第二高速轴承转动安装于基座上，套筒左端安装有整流罩，导弹修正引信模型穿过整流罩与套筒固定连接。

优选的：所述第二高速轴承至少设置有两个，整流罩与最左侧的第二高速轴承端面固定连接。

优选的：所述导弹修正引信模型包括导弹弹体和引信翼面，导弹弹体左侧安装有引信翼面，右侧穿过整流罩后与套筒通过螺纹固定连接。

优选的：所述基座与试验舱内试验平台固联，并位于喷管段出口核心流中心位置处。

优选的：所述传动轴通过两个第一高速轴承转动安装在基座上，同时传动轴穿过导电滑环的中心孔，并与导电滑环的转子通过螺钉固联。

优选的：所述导弹修正引信模型的尾端测试引出线依次穿过套筒、第二联轴器和传动轴内置的走线孔后，与导电滑环的转子出线焊接连接，导电滑环的定子出线沿基座引出风洞试验舱，并连接有测控设备。

方案二、一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验方法，其依托于方案一所述的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置实现的，包括以下步骤：

步骤1，将导弹修正引信模型通过螺纹连接安装在套筒上，并将尾端测试引出线依次穿过套筒、第二联轴器和传动轴内置的走线孔后，导出至导电滑环的转子出线处，完成焊接连接；

步骤2，控制驱动电机的转速，使其达到试验所需的导弹转速，并将驱动电机提供的动力转速，通过传动轴、导电滑环和导弹旋转安装装置传递到导弹弹体上，带动其以相同速度高速自旋；

步骤3，风洞启车，进行吹风试验，通过建立不同的马赫数流场，使流场内的气流带动引信翼面旋转，模拟导弹在不同飞行速度下翼面的旋转状态；通过导弹弹体和引信翼面间的相对转动产生高达500V的电压信号，将导电滑环输出的高频交流电压信号，经过高精度交流电压变速器转换成0~10V直流电压，测控设备的试验测量端采集该直流电压信号，用以分析、验证所测导弹修正引信的各项性能指标；

步骤4，重复步骤2和步骤3的过程，直至获得试验所需的不同导弹转速在不同马赫数下，导弹修正引信的被测电压信号数据，试验结束。

本发明具有以下有益效果：

1.本发明的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，可为导弹弹体提供最大20000rpm的恒定转速，测量不同气动力作用下由导弹弹体和引信翼面相对旋转产生的电压值，从而测试、验证导弹二维修正引信的工作性能；

2.本发明的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，可真实模拟导弹在不同飞行速度下引信翼面的自旋状态；

3.本发明的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验方法，可在风洞试验环境下测试验证导弹修正引信的工作性能，适于推广使用。

附图说明

图1是一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置的结构示意图；

图2是本发明的导电滑环安装座与导弹修正引信模型的配合安装图；

图3是本发明的导电滑环的主视图；

图4是本发明的导电滑环的侧视图。

图中：1-基座，2-电机安装座，3-驱动电机，4-第一联轴器，5-第一高速轴承，6-传动轴，7-导电滑环安装座，8-导电滑环，9-第二联轴器，10-导弹修正引信模型，11-导弹旋转安装装置，12-第二高速轴承，13-套筒，14-整流罩，15-导弹弹体，16-引信翼面，17-螺钉，18-走线孔。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。

本发明所提到的连接分为固定连接和可拆卸连接，所述固定连接即为不可拆卸连接包括但不限于折边连接、铆钉连接、粘结连接和焊接连接等常规固定连接方式，所述可拆卸连接包括但不限于螺纹连接、卡扣连接、销钉连接和铰链连接等常规拆卸方式，未明确限定具体连接方式时，默认为总能在现有连接方式中找到至少一种连接方式能够实现该功能，本领域技术人员可根据需要自行选择。例如：固定连接选择焊接连接，可拆卸连接选择铰链连接。

具体实施方式一：结合图1-图4说明本实施方式，本实施方式的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，包括基座1、电机安装座2、驱动电机3、第一联轴器4、第一高速轴承5、传动轴6、导电滑环安装座7、导电滑环8、第二联轴器9、导弹修正引信模型10和导弹旋转安装装置11，导弹旋转安装装置11安装于基座1左侧，所述驱动电机选用可稳定输出24000rpm的主轴电机，驱动电机3通过电机安装座2安装于基座1右侧，传动轴6通过第一高速轴承5转动安装于基座1上，传动轴6上安装有导电滑环8，导电滑环8通过导电滑环安装座7安装于基座1上，传动轴6一端通过第一联轴器4与驱动电机3的输出端固定连接，传动轴6另一端通过第二联轴器9与导弹旋转安装装置11右侧固定连接，导弹修正引信模型10安装于导弹旋转安装装置11左侧，所述导弹修正引信模型10包括导弹弹体15和引信翼面16，导弹弹体15左侧安装有引信翼面16，右侧穿过整流罩14后与套筒13通过螺纹固定连接。套筒13内部加工了特制尺寸的内螺纹，如M50.754×2.117内螺纹，可与绝大多数导弹修正引信进行适配使用。

所述导弹旋转安装装置11包括第二高速轴承12、套筒13和整流罩14，套筒13通过第二高速轴承12转动安装于基座1上，套筒13左端安装有整流罩14，导弹修正引信模型10穿过整流罩14与套筒13固定连接。套筒14为导弹修正引信模型10的安装基座，套筒13前端装有用以减小迎风阻力的整流罩14，同时整流罩14用以平顺流经弹修正引信模型10表面的气流，减小尾端结构对引信的气流影响，同时尽量减小套筒14前端所承受的迎面阻力。

所述第二高速轴承12至少设置有两个，整流罩14与最左侧的第二高速轴承12端面固定连接。

所述基座1的下表面法兰与试验舱内试验平台固联，并在安装过程中通过垫片调整试验装置的水平高度，并保证其位于试验段出口核心流中心位置处。

所述传动轴6为套筒13与驱动电机3间的传力零件，本实施方式所述第一高速轴承5的数量为两个，所述传动轴6两侧分别通过第一高速轴承5转动安装在基座1上，同时传动轴6穿过导电滑环8的中心孔，并与导电滑环8的转子通过螺钉17固联。

所述导弹修正引信模型10的尾端测试引出线依次穿过套筒13、第二联轴器9和传动轴6内置的走线孔18后，与导电滑环8的转子出线焊接连接，导电滑环8的定子出线沿基座1引出风洞试验舱，并连接有测控设备。

具体实施方式二：结合图1-图4说明本实施方式，基于具体实施方式一所述的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置实现的，本实施方式的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验方法，包括以下步骤：

步骤1，根据不同的试验需求，选取不同型号的待试验用导弹修正引信模型10，将导弹修正引信模型10通过螺纹连接安装在套筒13上，并将尾端测试引出线依次穿过套筒13、第二联轴器9和传动轴6内置的走线孔18后，导出至导电滑环8的转子出线处，完成焊接连接；

步骤2，高速电机变频器根据上位机设定的转速值，通过变频器控制驱动电机3转速，使其达到试验所需的导弹转速，并将驱动电机3提供的动力转速，通过传动轴6、导电滑环8和导弹旋转安装装置11传递到导弹弹体15上，带动其以相同速度高速自旋；

步骤3，风洞启车，进行吹风试验，通过建立不同的马赫数流场，使流场内的气流带动引信翼面16旋转，模拟导弹在不同飞行速度下翼面的旋转状态；通过导弹弹体15和引信翼面16间的相对转动产生高达500V的电压信号，将导电滑环8输出的高频交流电压信号，经过高精度交流电压变速器转换成0~10V直流电压，测控设备的试验测量端采集该直流电压信号，用以分析、验证所测导弹修正引信的各项性能指标；

步骤4，重复步骤2和步骤3的过程，直至获得试验所需的不同导弹转速在不同马赫数下，导弹修正引信的被测电压信号数据，试验结束。

需要说明的是，在以上实施例中，只要不矛盾的技术方案都能够进行排列组合，本领域技术人员能够根据排列组合的数学知识穷尽所有可能，因此本发明不再对排列组合后的技术方案进行一一说明，但应该理解为排列组合后的技术方案已经被本发明所公开。

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 (8)

1.一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，其特征在于：包括基座（1）、电机安装座（2）、驱动电机（3）、第一联轴器（4）、第一高速轴承（5）、传动轴（6）、导电滑环安装座（7）、导电滑环（8）、第二联轴器（9）、导弹修正引信模型（10）和导弹旋转安装装置（11），导弹旋转安装装置（11）安装于基座（1）左侧，驱动电机（3）通过电机安装座（2）安装于基座（1）右侧，传动轴（6）通过第一高速轴承（5）转动安装于基座（1）上，传动轴（6）上安装有导电滑环（8），导电滑环（8）通过导电滑环安装座（7）安装于基座（1）上，传动轴（6）一端通过第一联轴器（4）与驱动电机（3）的输出端固定连接，传动轴（6）另一端通过第二联轴器（9）与导弹旋转安装装置（11）右侧固定连接，导弹修正引信模型（10）安装于导弹旋转安装装置（11）左侧。

2.根据权利要求1所述的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，其特征在于：所述导弹旋转安装装置（11）包括第二高速轴承（12）、套筒（13）和整流罩（14），套筒（13）通过第二高速轴承（12）转动安装于基座（1）上，套筒（13）左端安装有整流罩（14），导弹修正引信模型（10）穿过整流罩（14）与套筒（13）固定连接。

3.根据权利要求2所述的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，其特征在于：所述第二高速轴承（12）至少设置有两个，整流罩（14）与最左侧的第二高速轴承（12）端面固定连接。

4.根据权利要求3所述的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，其特征在于：所述导弹修正引信模型（10）包括导弹弹体（15）和引信翼面（16），导弹弹体（15）左侧安装有引信翼面（16），右侧穿过整流罩（14）后与套筒（13）通过螺纹固定连接。

5.根据权利要求4所述的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，其特征在于：所述基座（1）与试验舱内试验平台固联，并位于喷管段出口核心流中心位置处。

6.根据权利要求5所述的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，其特征在于：所述传动轴（6）通过两个第一高速轴承（5）转动安装在基座（1）上，同时传动轴（6）穿过导电滑环（8）的中心孔，并与导电滑环（8）的转子通过螺钉（17）固联。

7.根据权利要求6所述的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，其特征在于：所述导弹修正引信模型（10）的尾端测试引出线依次穿过套筒（13）、第二联轴器（9）和传动轴（6）内置的走线孔（18）后，与导电滑环（8）的转子出线焊接连接，导电滑环（8）的定子出线沿基座（1）引出风洞试验舱，并连接有测控设备。

8.一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验方法，其依托于根据权利要求7所述的一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置实现的，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，将导弹修正引信模型（10）通过螺纹连接安装在套筒（13）上，并将尾端测试引出线依次穿过套筒（13）、第二联轴器（9）和传动轴（6）内置的走线孔（18）后，导出至导电滑环（8）的转子出线处，完成焊接连接；

步骤2，控制驱动电机（3）的转速，使其达到试验所需的导弹转速，并将驱动电机（3）提供的动力转速，通过传动轴（6）、导电滑环（8）和导弹旋转安装装置（11）传递到导弹弹体（15）上，带动其以相同速度高速自旋；

步骤3，风洞启车，进行吹风试验，通过建立不同的马赫数流场，使流场内的气流带动引信翼面（16）旋转，模拟导弹在不同飞行速度下翼面的旋转状态；通过导弹弹体（15）和引信翼面（16）间的相对转动产生高达500V的电压信号，将导电滑环（8）输出的高频交流电压信号，经过高精度交流电压变速器转换成0~10V直流电压，测控设备的试验测量端采集该直流电压信号；

步骤4，重复步骤2和步骤3的过程，直至获得试验所需的不同导弹转速在不同马赫数下，导弹修正引信的被测电压信号数据，试验结束。