級間分離風洞自由飛試驗裝置制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種級間分離風洞自由飛試驗裝置，包括：飛行器模型，其包括一級飛行器模型和二級飛行器模型，所述一級飛行器模型的頭部向前形成有抵頂部；套筒，其具有封閉端和開口端，所述套筒設置于所述二級飛行器模型的尾部；彈性元件，其容設于所述套筒內；以及分離解鎖機構；其中，所述抵頂部通過所述分離解鎖機構可分離地連接至所述套筒，所述抵頂部由所述開口端伸入至所述套筒的內部，抵頂至所述彈性元件，以使所述彈性元件產生預壓力，從而使在所述分離解鎖機構解鎖時一級飛行器模型與二級飛行器模型在該預壓力作用下彼此分離。本發(fā)明的一級飛行器模型和二級飛行器模型以一定相對速度分離，實現(xiàn)了對真實飛行器的級間分離過程的真實模擬。
【專利說明】級間分離風洞自由飛試驗裝置

【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及級間分離風洞自由飛試驗裝置，適用于模擬風洞中自由飛行的過程中前后兩級的分離。

【背景技術】
[0002]飛行器相鄰子級之間進行的分離稱為級間分離。為提高多級運載火箭或者導彈的運載能力和飛行速度等相關指標，在飛行過程中必須及時將運載器(助推器)上無用的部分及時分離并拋掉，這個分離過程即為前后級的級間分離。多級運載體級間分離成功的標志是前后兩級的正常分離，且沒有發(fā)生碰撞，同時分離過程中的各種干擾對前一級姿態(tài)影響要比較小，以免分離過程中的干擾導致分離失敗。飛行器級間分離過程中，由于后級運載器(助推器)處于飛行器前一級的尾部流場中，飛行器飛行來流與后級運載器(助推器)之間形成復雜的非定常干擾，這對飛行器前級及后級運載器(助推器)所承受的氣動力及分離過程產生較大影響，因此開展飛行器級間分離過程中的動態(tài)分離風洞試驗，對飛行器的級間分離過程進行研究，以確定導彈前級與后級運載器(助推器)分離過程中所承受的氣動特性與運動特性，對級間相對分離速度等分離參數(shù)、分離時刻模型飛行狀態(tài)如攻角、側滑角等參數(shù)，以及飛行M數(shù)等對安全分離的影響，及分離安全邊界的確立提供試驗依據(jù)，從而為級間分離方案及火箭控制系統(tǒng)設計提供重要依據(jù)。


【發(fā)明內容】

[0003]針對上述技術問題，本發(fā)明提供了一種級間分離風洞自由飛試驗裝置，以實現(xiàn)飛行器模型在風洞中作自由飛行的過程中，使一級飛行器模型和二級飛行器模型按一定相對速度分離，并進而使一級飛行器模型和二級飛行器模型在風洞流場中均作不受約束自由飛行，以研究一級飛行器模型和二級飛行器模型分離過程中的動態(tài)分離氣動特性及其相互影響和干擾，以及分離后兩級飛行器模型的動態(tài)飛行運動軌跡。
[0004]本發(fā)明的技術方案為:
[0005]一種級間分離風洞自由飛試驗裝置，包括:
[0006]飛行器模型，其包括一級飛行器模型和二級飛行器模型，所述一級飛行器模型的頭部向前形成有抵頂部；
[0007]套筒，其具有封閉端和開口端，所述套筒設置于所述二級飛行器模型的尾部；
[0008]彈性元件，其容設于所述套筒內；以及
[0009]分離解鎖機構；
[0010]其中，所述抵頂部通過所述分離解鎖機構可分離地連接至所述套筒，所述抵頂部由所述開口端伸入至所述套筒的內部，抵頂至所述彈性元件，以使所述彈性元件產生預壓力，從而使在所述分離解鎖機構解鎖時所述一級飛行器模型與所述二級飛行器模型在該預壓力作用下彼此分離。
[0011]優(yōu)選的是，所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置中，所述一級飛行器模型的頭部為中空的；所述分離解鎖機構包括鎖緊線、第一鎖緊孔和第二鎖緊孔，所述第一鎖緊孔開設在所述套筒的側壁，所述第二鎖緊孔貫通所述一級飛行器模型的頭部的側壁，所述鎖緊線的一端穿過所述第一鎖緊孔和所述第二鎖緊孔，并在該預壓力作用下被壓緊在所述第一鎖緊孔和所述第二鎖緊孔內，所述鎖緊線的另一端延伸至所述一級飛行器模型和所述二級飛行器模型的外部；通過牽拉所述鎖緊線，該鎖緊線的一端從所述第一鎖緊孔和所述第二鎖緊孔脫離，從而使所述分離解鎖機構解鎖。
[0012]優(yōu)選的是，所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置中，所述一級飛行器模型為中空的筒狀結構，所述一級飛行器模型的尾部具有開口 ；所述鎖緊線從所述一級飛行器模型的內部穿過，通過所述開口，從而使所述鎖緊線的另一端延伸至所述一級飛行器模型和所述二級飛行器模型的外側。
[0013]優(yōu)選的是，所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置中，所述第二鎖緊孔的靠近所述抵頂部內壁的一段的孔壁的一部分具有倒圓角，且該具有倒圓角的部分位于所述第二鎖緊孔的軸線的后側。
[0014]優(yōu)選的是，所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置中，所述鎖緊線的另一端連接至發(fā)射裝置的固定支撐架上。
[0015]優(yōu)選的是，所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置中，所述第一鎖緊孔的個數(shù)為兩個，分布在相對于所述一級飛行器模型的軸線呈180°的位置，且分布在同一圓周上，所述第二鎖緊孔的個數(shù)為兩個，所述鎖緊線的個數(shù)為兩個。
[0016]優(yōu)選的是，所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置中，兩個鎖緊線通過以下方式設置:每個鎖緊線的一部分分別穿過一個第一鎖緊孔和一個第二鎖緊孔，兩個鎖緊線的另一部分互相纏繞在一起，并從所述開口延伸至所述一級飛行器模型和所述二級飛行器模型的外側。
[0017]優(yōu)選的是，所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置中，每個鎖緊線的一部分平滑過渡至該鎖緊線的另一部分。
[0018]優(yōu)選的是，所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置中，所述套筒的側壁上沿所述套筒的軸向開設有一排第一鎖緊孔，和/或，所述抵頂部的側壁上沿所述一級飛行器模型的軸向開設有一排第二鎖緊孔。
[0019]優(yōu)選的是，所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置中，所述彈性元件為彈簧。
[0020]本發(fā)明的技術效果為:
[0021]在二級飛行器模型的尾部設置套筒，一彈性元件容設于套筒內，利用形成在一級飛行器模型頭部的抵頂部壓縮彈性元件，當分離解鎖機構解鎖時，彈性元件的預壓力同時作用在一級飛行器模型和二級飛行器模型上，使二者彼此分離。本發(fā)明實現(xiàn)了對級間分離過程的真實模擬。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0022]圖1為本發(fā)明所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置的一個實施例的結構示意圖。

【具體實施方式】
[0023]為使本發(fā)明的上述目的、特征和優(yōu)點能夠更加明顯易懂，下面結合附圖對本發(fā)明的【具體實施方式】做詳細的說明。
[0024]請參閱圖1，本發(fā)明提供了一種級間分離風洞自由飛試驗裝置，包括:飛行器模型，其包括一級飛行器模型8和二級飛行器模型14，所述一級飛行器模型8的頭部5向前形成有抵頂部13 ;套筒2，其具有封閉端和開口端，所述套筒2設置于所述二級飛行器模型14的尾部I ;彈性元件3，其容設于所述套筒2內；以及分離解鎖機構；其中，所述抵頂部13通過所述分離解鎖機構可分離地連接至所述套筒2，所述抵頂部13由所述開口端伸入至所述套筒2的內部，抵頂至所述彈性元件3，以使所述彈性元件產生預壓力，從而使在所述分離解鎖機構解鎖時所述一級飛行器模型與所述二級飛行器模型在該預壓力作用下彼此分離。在級間分離之前，分離解鎖機構鎖緊，需要級間分離時，分離解鎖機構解鎖，一級飛行器模型和二級飛行器模型在預壓力作用下彼此分離時，二者將同時具備一定的分離速度。
[0025]本發(fā)明是在風洞自由飛試驗的基礎上中實現(xiàn)級間分離，一級飛行器模型和二級飛行器模型在分離前后及分離過程中均全部處于自由飛行的狀態(tài)，能夠較為真實地模擬風洞中實際飛行狀態(tài)下的級間分離過程及真實飛行器之間的相互影響和干擾。
[0026]為了更精確地模擬級間分離的過程，一級飛行器模型和二級飛行器模型均嚴格模擬真實飛行器的外型、質量特性及運動參數(shù)，包括質心、質量、慣量以及解鎖方式、分離力的大小、形式、相對分離速度等，因此試驗中一級飛行器模型和二級飛行器模型將按與真實飛行具有相似性的運動規(guī)律自由飛行，能夠充分反應級間分離過程的運動與氣動耦合規(guī)律。由于從試驗原理上滿足了氣動力與運動瞬態(tài)耦合關系，試驗過程即是飛行器分離過程瞬態(tài)特性的真實反映，因而其對級間分離過程的模擬非常接近真實飛行狀態(tài)。
[0027]通過改變彈性元件的參數(shù)和壓縮長度，可實現(xiàn)對不同分離力及不同相對分離速度的相似模擬，進而可對級間相對分離速度等分離參數(shù)對安全分離的影響進行分析。通過調整發(fā)射裝置初狀態(tài)可改變分離時刻飛行器模型自由飛行的狀態(tài)如攻角、側滑角等參數(shù)，進而分析飛行器模型飛行狀態(tài)參數(shù)對安全分離的影響；通過改變風洞吹風M數(shù)，分析M數(shù)對級間安全分離的影響；綜合以上參數(shù)對級間安全分離的影響，可為分離安全邊界的確立提供試驗依據(jù)。
[0028]所述分離解鎖機構可以采用現(xiàn)有技術，也可以采用本發(fā)明所提供的分離解鎖機構。具體地，所述一級飛行器模型的頭部為中空的；所述分離解鎖機構包括飛行器模型、第一鎖緊孔和第二鎖緊孔，所述第一鎖緊孔11開設在所述套筒2的側壁，所述第二鎖緊孔10貫通所述的一級飛行器模型的頭部5的側壁，所述飛行器模型的一端穿過所述第一鎖緊孔11和所述第二鎖緊孔12，并在該預壓力作用下被壓緊在所述第一鎖緊孔11和所述第二鎖緊孔10內，所述飛行器模型的另一端延伸至所述一級飛行器模型和所述二級飛行器模型的外部，以便于牽拉鎖緊線；通過牽拉所述鎖緊線，使該鎖緊線的一端從所述第一鎖緊孔和所述第二鎖緊孔脫離，從而使所述分離解鎖機構解鎖。
[0029]在另一個實施例中，除鎖緊線的一端，鎖緊線的剩余部分都位于一級飛行器模型和二級飛行器模型的外部，此時，為了實現(xiàn)鎖緊線從第一鎖緊孔和第二鎖緊孔的脫離，二級飛行器模型的端部不能超過第一鎖緊孔，另外，第一鎖緊孔也是貫通套筒的側壁的。
[0030]在一個實施例中，所述一級飛行器模型8為中空的筒狀結構，所述一級飛行器模型8的尾部具有開口 ；所述飛行器模型從所述一級飛行器模型的內部穿過，通過所述開口，從而使所述鎖緊線的另一端延伸至所述一級飛行器模型和所述二級飛行器模型的外側。所述一級飛行器模型由主體部分和頭部構成，頭部5具有筒形部分，筒形部分具有前端面，該前端面作為抵頂部13，筒形部分的后端部沿徑向向外延伸出環(huán)形部分，該環(huán)形部分通過螺釘6連接至主體部分，主體部分的外徑與二級飛行器模型的尾部保持一致。所述二級飛行器模型為中空的筒狀結構，所述套筒2套設于所述二級飛行器模型的尾部1的內部，通過沉頭螺釘4與二級飛行器模型固定連接。
[0031]為了避免第二鎖緊孔的邊緣過于尖銳，導致分離解鎖時鎖緊線被切斷或卡住，進而導致不能解鎖，所述第二鎖緊孔的靠近所述抵頂部內壁的一段的孔壁的一部分9具有倒圓角，且該具有倒圓角的部分位于所述第二鎖緊孔的軸線的后側。
[0032]在一個實施例中，所述鎖緊線的另一端連接至發(fā)射裝置的固定支撐架上。這樣就保證在飛行器模型發(fā)射出去之后，鎖緊線將不隨飛行器模型的飛行而產生位移。在飛行器模型發(fā)射前，鎖緊線呈非張緊的狀態(tài)，也即鎖緊線的長度應大于分離解鎖機構至鎖緊線的固定點處距離，待飛行器模型飛至風洞觀察窗處鎖緊線拉緊，當鎖緊線的長度小于分離解鎖機構至鎖緊線的固定點處距離，鎖緊線的一端將被從第一鎖緊孔和第二鎖緊孔中拉出，從而實現(xiàn)解鎖，一級飛行器模型和二級飛行器模型將在彈性元件的預壓力的作用下實現(xiàn)級間分離。
[0033]為了保證在級間分離之前抵頂部和套筒之間平衡、穩(wěn)定地連接，所述第一鎖緊孔的個數(shù)為兩個，分布在相對于所述一級飛行器模型的軸線呈180°的位置，且分布在同一圓周上，所述第二鎖緊孔的個數(shù)為兩個，所述鎖緊線的個數(shù)為兩個。
[0034]優(yōu)選地，兩個鎖緊線通過以下方式設置:每個鎖緊線的一部分12分別穿過一個第一鎖緊孔11和一個第二鎖緊孔10，兩個鎖緊線的另一部分7互相纏繞在一起，并從所述開口延伸至所述一級飛行器模型和所述二級飛行器模型的外側。此時，兩個鎖緊線可以由一根鋼絲制成，即將一根鋼絲在中間處對折后將后半段互相纏繞在一起，即后半段相當于上述兩個鎖緊線的另一部分。
[0035]為了保證解鎖時鎖緊線易被從第一鎖緊孔和第二鎖緊孔中拉出，每個鎖緊線的一部分12平滑過渡至該鎖緊線的另一部分7，即每個鎖緊線的一部分通過彎曲的弧線16過渡至另一部分7。
[0036]為了方便地改變對彈性部件的壓縮程度，即為了獲得不同的預壓力，所述套筒的側壁上沿所述套筒的軸向開設有一排第一鎖緊孔，和/或，所述抵頂部的側壁上沿所述一級飛行器模型的軸向開設有一排第二鎖緊孔。當?shù)猪敳扛嗟厣烊胫撂淄矁葧r，所獲得預壓力更大，反之，則越小。
[0037]優(yōu)選地，所述彈性元件為彈簧。對于一級飛行器模型和二級飛行器模型之間的相對分離速度及分離力，可通過對彈簧參數(shù)的設計和改變彈簧的壓縮長度來實現(xiàn)。彈簧參數(shù)包括彈簧絲直徑d、彈簧中徑D、彈簧圈數(shù)η等，這些參數(shù)可確定彈簧的剛度系數(shù)K。如上一實施例所述，彈簧的壓縮長度可通過設計抵頂部伸進套筒的長度來進行調節(jié)，而該長度可根據(jù)套筒上第一鎖緊孔和抵頂部上第二鎖緊孔的位置來確定。分離解鎖機構中，抵頂部伸入至套筒內，同時還起到了分離導向裝置的作用，其作用具體是削弱分離解鎖時刻產生的分離干擾，使分離體沿特定方向運動，對分離易碰點進行保護。對于要求模擬分離導向距離的試驗，同樣可通過改變該段長度來實現(xiàn)模擬。
[0038]高速攝像機通過對風洞觀察窗范圍內進行拍攝，實現(xiàn)對飛行器模型在觀察窗范圍內級間分離前后及分離過程的觀察和記錄，因此飛行器模型縮比尺寸大小應保證在級間分離過程完成之前，一級飛行器模型和二級飛行器模型均不能飛出觀察窗范圍內，以便實現(xiàn)對整個分離過程的拍攝和記錄。通過高速攝影的拍攝和記錄即可對分離過程進行較為直觀的觀察，直接通過記錄圖像即可判斷飛行器模型是否安全分離。
[0039]多通道精確同步控制儀同時控制飛行器模型發(fā)射裝置和高速攝像機，使二者同步或延時啟動，從而保證高速攝像機能夠及時對飛行器模型級間分離過程，及分離前后一級飛行器模型和二級飛行器模型的動態(tài)飛行軌跡進行拍攝記錄。
[0040]本發(fā)明中，為表述方便，以圖1的左側為頭或前，以右側為尾或后，但本發(fā)明的技術方案的實施并不限定圖1所示出的方位。同時，圖1的左側也對應于飛行器模型的飛行方向，該飛行方向與風洞流場方向相反。
[0041]本發(fā)明雖然以較佳實施例公開如上，但其并不是用來限定本發(fā)明，任何本領域技術人員在不脫離本發(fā)明的精神和范圍內，都可以做出可能的變動和修改，因此，本發(fā)明的保護范圍應當以本發(fā)明權利要求所界定的范圍為準。
【權利要求】
1.一種級間分離風洞自由飛試驗裝置，其特征在于，包括: 飛行器模型，其包括一級飛行器模型和二級飛行器模型，所述一級飛行器模型的頭部向前形成有抵頂部； 套筒，其具有封閉端和開口端，所述套筒設置于所述二級飛行器模型的尾部； 彈性元件，其容設于所述套筒內；以及 分離解鎖機構； 其中，所述抵頂部通過所述分離解鎖機構可分離地連接至所述套筒，所述抵頂部由所述開口端伸入至所述套筒的內部，抵頂至所述彈性元件，以使所述彈性元件產生預壓力，從而使在所述分離解鎖機構解鎖時所述一級飛行器模型與所述二級飛行器模型在該預壓力作用下彼此分離。
2.如權利要求1所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置，其特征在于，所述一級飛行器模型的頭部為中空的；所述分離解鎖機構包括鎖緊線、第一鎖緊孔和第二鎖緊孔，所述第一鎖緊孔開設在所述套筒的側壁，所述第二鎖緊孔貫通所述一級飛行器模型的頭部的側壁，所述鎖緊線的一端穿過所述第一鎖緊孔和所述第二鎖緊孔，并在該預壓力作用下被壓緊在所述第一鎖緊孔和所述第二鎖緊孔內，所述鎖緊線的另一端延伸至所述一級飛行器模型和所述二級飛行器模型的外部；通過牽拉所述鎖緊線，該鎖緊線的一端從所述第一鎖緊孔和所述第二鎖緊孔脫離，從而使所述分離解鎖機構解鎖。
3.如權利要求2所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置，其特征在于，所述一級飛行器模型為中空的筒狀結構，所述一級飛行器模型的尾部具有開口 ；所述鎖緊線從所述一級飛行器模型的內部穿過，通過所述開口，從而使所述鎖緊線的另一端延伸至所述一級飛行器模型和所述二級飛行器模型的外側。
4.如權利要求3所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置，其特征在于，所述第二鎖緊孔的靠近所述抵頂部內壁的一段的孔壁的一部分具有倒圓角，且該具有倒圓角的部分位于所述第二鎖緊孔的軸線的后側。
5.如權利要求2或3所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置，其特征在于，所述鎖緊線的另一端連接至發(fā)射裝置的固定支撐架上。
6.如權利要求2或3所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置，其特征在于，所述第一鎖緊孔的個數(shù)為兩個，分布在相對于所述一級飛行器模型的軸線呈180°的位置，且分布在同一圓周上，所述第二鎖緊孔的個數(shù)為兩個，所述鎖緊線的個數(shù)為兩個。
7.如權利要求6所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置，其特征在于，兩個鎖緊線通過以下方式設置:每個鎖緊線的一部分分別穿過一個第一鎖緊孔和一個第二鎖緊孔，兩個鎖緊線的另一部分互相纏繞在一起，并從所述開口延伸至所述一級飛行器模型和所述二級飛行器模型的外側。
8.如權利要求7所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置，其特征在于，每個鎖緊線的一部分平滑過渡至該鎖緊線的另一部分。
9.如權利要求2所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置，其特征在于，所述套筒的側壁上沿所述套筒的軸向開設有一排第一鎖緊孔，和/或，所述抵頂部的側壁上沿所述一級飛行器模型的軸向開設有一排第二鎖緊孔。
10.如權利要求1所述的級間分離風洞自由飛試驗裝置，其特征在于，所述彈性元件為



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【文檔編號】G01M9/06GK104458201SQ201410768983
【公開日】2015年3月25日 申請日期:2014年12月12日 優(yōu)先權日:2014年12月12日
【發(fā)明者】蔣增輝, 宋威, 賈區(qū)耀 申請人:中國航天空氣動力技術研究院