本发明涉及一种试验空气动力学领域，特别是一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置。
背景技术：
旋转飞行是炮弹、火箭弹和导弹等战术武器经常采用的一种飞行方式。枪弹、炮弹、火箭弹和末端防控导弹等战术武器通过高速旋转减小推力偏心、质量偏心、气动偏心对飞行的不利影响，提高落点精度。战术武器的旋转飞行也有不利影响，它会产生新的不对称气动力和力矩，使得飞行器的动态特性变得复杂。
“旋转空气动力效应”就是研究飞行器旋转所引起的绕流特性、气动性能的变化，以及这些变化对飞行器飞行性能的影响。弄清旋转空气动力效应的机理，给出其计算、测量和预估方法，对提高飞行器的设计水平有重要的意义。
旋转空气动力效应十分复杂，理论计算非常困难，计算结果可信度较低。所以，飞行器设计所需的气动性能数据主要靠风洞试验或飞行试验提供。此外，为了探索旋转空气动力效应的机理，弄清流动的物理特征，建立高质量的数学模型，以便更好地进行数值模拟，也必须以试验数据做基础。
获取旋转空气动力效应的试验数据有两种基本途径，一是在风洞中利用专用天平进行模型旋转测力试验；二是通过旋转模型自由飞试验反算出气动数据。目前大部分试验数据来源于第一条途径。
在风洞中开展旋转空气动力效应试验的主要特点是模型旋转，需要遵循的相似准则要求包括几何外形相似、来流马赫数ma相等、雷诺数re相等和缩减频率
旋转空气动力效应风洞试验除了满足常规测力试验要求外，还有以下问题：
1、模型要绕纵轴高速旋转，要求模型在天平杆上通过轴承支撑并轴向定位；
2、对于强迫旋转试验，模型内部需要有驱动模型旋转的动力装置，而且该装置应该结构简单，体积小，易于加工实现，操作控制简单。
3、模型必须保持动平衡，高速旋转状态下若存在动不平衡，会导致模型与天平系统损坏。
4、要求检测系统在检测记录天平载荷的同时，记录转速数据。
目前的风洞试验旋转驱动装置并没有很好的解决上述问题。
技术实现要素：
本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，结构简单可靠，加工工艺简便易于实现，驱动效率高，可以使试验模型快速达到非常高的转速。
本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：
一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，包括天平座、支杆、紫铜管、导流挡圈、涡轮套筒、叶片组和定位套筒；其中，涡轮套筒和定位套筒均为中空圆柱形结构；涡轮套筒与定位套筒的直径相同，且涡轮套筒沿轴向固定安装在定位套筒的轴向一端；支杆为阶梯型中空圆柱结构；支杆沿轴向固定安装在涡轮套筒和定位套筒的轴心位置；紫铜管为中空圆柱结构；紫铜管沿轴向固定安装在支杆的轴心处；叶片组固定套装在支杆与涡轮套筒之间；天平座沿轴向固定套装在支杆的窄径端外壁；且天平座的外壁与支杆宽径端外壁相同；导流挡圈套装在天平座的外壁，且导流挡圈位于天平座与支杆宽径端的连接处。
在上述的一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，所述旋转驱动装置还包括压紧螺钉；压紧螺钉垂直于导流挡圈轴向穿过导流挡圈，且压紧螺钉的头端伸入天平座，实现对导流挡圈和天平座的限位固定。
在上述的一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，旋转驱动装置还包括o型密封圈；o型密封圈套装在导流挡圈与天平座的接触处。
在上述的一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，所述的紫铜管的轴向前端外壁与支杆的窄径端内壁接触；紫铜管的轴向后端外壁与支杆的宽径端内壁形成空腔。
在上述的一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，试验时，通过定位套筒的外壁与外部试验模型的内壁接触；且外部试验模型内部凸台对涡轮套筒轴向端面的限位，实现将旋转驱动装置沿轴向固定安装在外部试验模型的内部。
在上述的一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，所述天平座的轴向前端设沿轴向置有锥形通孔；锥形通孔套装在外部试验模型轴心的锥形天平外壁；实现天平座与外部试验模型沿轴向对接固定。
在上述的一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，所述支杆的宽径端开设有通气孔；通气孔为环形结构；通气孔位于紫铜管与支杆形成空腔的轴向前端处；且通气孔与空腔连通。
在上述的一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，所述通气孔为扩散状通孔；通气孔的截面为直角梯形结构；通气孔两侧壁的夹角为45°-60°。
在上述的一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，所述叶片组包括8-16个叶片。
在上述的一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，旋转驱动装置的工作过程为：风洞试验时，外部高压空气进入支杆和紫铜管之间的空腔，并从通气孔喷射而出，经导流挡圈的引导，气流冲击叶片组产生周向驱动力矩，驱动外部试验模型高速旋转；导流挡圈和o型密封圈实现阻止外部高压气体向外部试验模型的轴向前端流动。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)本发明通气支杆系统的可用通气面积比一般的支杆内嵌通气管设计方案的流通面积大2～3倍，增大了高压空气质量流量，提高了涡轮驱动力矩，从而提高了模型转速极限与加速效率；另外，内嵌紫铜管还使得天平线路更加集中，降低了风洞试验系统安装难度；
(2)本发明采用在支杆上开带扩开角的通气孔的方式，可以产生超声速喷射气流，相比于过去的加工特殊型面拉瓦尔喷管的配装方式，结构更加简单实用，易于加工；
(3)本发明采用的单级涡轮叶片组合样式简单，在保证叶片效率和安全性能的前提下，提高了工艺性，降低了加工难度。
附图说明
图1为本发明旋转驱动装置结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
本发明提供了一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，通过设计新的高压空气流动通道形式与涡轮驱动形式，使得驱动装置简单而高效，能够在风洞中驱动试验模型实现高速旋转，可以模拟研究高旋战术武器的旋转空气动力效应。通气支杆内布置一个用于保护天平线的紫铜管，高压空气从紫铜管与支杆直接的空腔引入，由支杆上的带扩开角通气孔喷出，经导流挡圈引流后冲击到涡轮叶片组上，产生滚转力矩驱动模型高速旋转。
如图1所示为旋转驱动装置结构示意图，由图可知，一种旋转空气动力效应风洞试验的旋转驱动装置，包括天平座3、支杆4、紫铜管5、导流挡圈6、压紧螺钉7、o型密封圈8、涡轮套筒10、叶片组11和定位套筒12；其中，涡轮套筒10和定位套筒12均为中空圆柱形结构；涡轮套筒10与定位套筒12的直径相同，且涡轮套筒10沿轴向固定安装在定位套筒12的轴向一端；支杆4为阶梯型中空圆柱结构；支杆4沿轴向固定安装在涡轮套筒10和定位套筒12的轴心位置；紫铜管5为中空圆柱结构；紫铜管5沿轴向固定安装在支杆4的轴心处；叶片组11固定套装在支杆4与涡轮套筒10之间；天平座3沿轴向固定套装在支杆4的窄径端外壁；叶片组11包括8-16个叶片；结构简单高效，加工难度低。叶片形状尺寸、偏置角度、组数、间距在模型内部可用空间的限制下可以通过优化设计提高涡轮驱动效率。且天平座3的外壁与支杆4宽径端外壁相同；导流挡圈6套装在天平座3的外壁，且导流挡圈6位于天平座3与支杆4宽径端的连接处。压紧螺钉7垂直于导流挡圈6轴向穿过导流挡圈6，且压紧螺钉7的头端伸入天平座3，实现对导流挡圈6和天平座3的限位固定。o型密封圈8套装在导流挡圈6与天平座3的接触处。
其中，紫铜管5的轴向前端外壁与支杆4的窄径端内壁接触；紫铜管5的轴向后端外壁与支杆4的宽径端内壁形成空腔41。支杆4的宽径端开设有通气孔9；通气孔9为环形结构；通气孔9位于紫铜管5与支杆4形成空腔41的轴向前端处；且通气孔9与空腔41连通。通气孔9为扩散状通孔；通气孔9的截面为直角梯形结构；通气孔9两侧壁的夹角为45°-60°。
旋转驱动装置的工作过程为：通过定位套筒12的外壁与外部试验模型1的内壁接触；且外部试验模型1内部凸台对涡轮套筒10轴向端面的限位，实现将旋转驱动装置沿轴向固定安装在外部试验模型1的内部；涡轮套筒10与外部试验模型1紧配合连接，通过定位套筒12或者销钉进行定位，结构简单可靠。同时，天平座3的轴向前端设沿轴向置有锥形通孔；锥形通孔套装在外部试验模型1轴心的锥形天平2外壁；实现天平座3与外部试验模型1沿轴向对接固定。天平2的线路由紫铜管5引出风洞；风洞启动后，带流场稳定，打开高压气体通气阀门；外部高压空气进入支杆4和紫铜管5之间的空腔，并从通气孔9喷射而出，经导流挡圈6的引导，气流冲击叶片组11产生周向驱动力矩，驱动外部试验模型1高速旋转；导流挡圈6和o型密封圈8实现阻止外部高压气体向外部试验模型1的轴向前端流动，避免影响天平测试装置。
试验中，紫铜管5为外部天平2的线路提供保护，将其与高压空气隔绝；支杆4与高压气源连接；支杆4和紫铜管5通过焊接组合，保证气体密闭效果，构建高压空气流动通道；此设计方案可在保护天平线路的同时，构建更大的空气流通面积。在相似模型内部空间的限制条件下，此种设计方案的高压空气流通面积比常见的支杆内置中心通气管路的流通面积要大2～3倍，可以为涡轮系统提供更大的气体流量，增加了驱动效率。
带扩开角的通气孔9既引导了气流喷射方向，可以使入口处流动达到声速，从而在出口处膨胀到超声速，增大了涡轮叶片组11的驱动力矩；通气孔9的尺寸以及扩开形式可以优化。这种方式比加工拉瓦尔喷管提高了工艺性，简化了加工难度。
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。