一种高速风洞无人机投放试验机构的制作方法

本发明是涉及一种风洞试验装置，具体涉及一种高速无人机投放试验机构。

技术背景

飞行器飞行时，投放物从飞机上发射或投放出去以后，由于飞机和投放物之间的相互干扰，会对飞机的安全飞行产生很大的影响，因此，必须对投放物从飞机上投放之后的运动轨迹进行模拟测量。

目前有两种典型的的风洞试验技术可用于测量投放物从飞机上分离的运动轨迹。即自由投放技术以及捕获轨迹试验技术。自由投放技术的优点是不受外挂模型支撑系统的干扰，投放轨迹接近真实的轨迹，但这种技术的缺点也十分的明显，在高速风洞中实现非常复杂。

目前，常采用的是捕获轨迹系统(简称CTS)及其试验技术来预测投放物从飞机分离的运动轨迹。捕获轨迹系统试验技术是一种先进的测量投放物投放轨迹试验的试验方法，它将风洞模型试验与流体力学计算有机的结合起来，试验过程中就可获得投放物投放的轨迹以及投放物的运动姿态，并能有效地计算出其在各测量点的气动力和力矩。

现有技术(CN104931222A)公开了一种机弹分离捕获试验系统，其中分离体支撑驱动机构包含了滚转控制装置和直线运动控制装置，其控制机构复杂，对高速风洞的试验段阻塞较大。对于某些特定的投放试验，该装置的成本过高。

因此，对于要求在指定的轨迹点上对投放物的力和力矩的测量试验，需要一个简单纵向平面三自由度投放装置，该装置因具有机构简单、准确模拟、精度较高、改变状态简单、成本低的特点。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是提供一种较为简单的高速风洞三自由度轨迹模拟投放装置，该装置要具有机构简单、准确模拟、精度较高、改变状态简单、成本低的特点。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是设计一种手动操作系统，通过立梁、游标滑块的移动，实现投放物在竖直XY平面上运动，通过攻角环的转动，实现投放物在竖直XY平面内的转动。最终实现模拟投放物竖直XY平面三自由度的运动。具体如下：

本发明所述一种高速风洞无人机投放试验机构，该机构是放置在高速风洞内，其特点是：包括上下导轨、立梁、游标滑块以及攻角环结构。

所述上下导轨与所述立梁连接，所述立梁能够相对于所述上下导轨前后运动(X方向)；

所述立梁和所述游标滑块连接，所述游标滑块能够相对于所述立梁上下运动(Y方向)；

所述攻角环和所述游标滑块连接，所述攻角环能够在所述游标滑块上做XY平面的旋转运动。

所述上下导轨包括导轨主体，凹槽，多排螺纹孔。其中所述导轨主体表面有刻度，该刻度定义了所述立梁在前后方向(X方向)的具体位置，也确定所述立梁前后移动的距离(X方向)，每次风洞试验吹风前，通过手动移动所述立梁的位置，然后用螺栓固定；所述上下导轨通过螺栓固定在高速风洞上下洞壁，因所述上下导轨的厚度很小，为25mm，对风洞试验段阻塞很小。

所述立梁包括立梁主体和端部连接段。其中所述立梁主体表面有刻度，该刻度定义了所述游标滑块在上下方向(Y方向)的具体位置，也确定了所述游标滑块上下移动的距离(Y方向)，每次风洞试验吹风前，通过手动移动所述游标滑块的位置，然后用螺栓固定；所述端部连接段和所述上下导轨中的凹槽通过螺栓连接。

所述游标滑块，包括滑块主体，刻度观察窗，前支臂，横杆。其中所述滑块主体与所述立梁主体相连，两者可相对滑动；通过所述刻度观察窗可以观测所述立梁主体上的刻度，这个刻度就表征当前滑块的高度；所述前支臂和滑块主体固定连接，前支臂通过向前延伸一段距离，减少了滑块主体对流场的干扰，减少了试验误差；所述横杆和所述前支臂垂直固定连接，横杆的作用是方便所述攻角环在其上转动，最终实现投放物攻角的变化；所述横杆表面有刻度标记，该刻度定义了攻角环的攻角，也确定了所述攻角环转动的角度。每次风洞试验吹风前，通过手动旋转攻角环到指定位置，然后用螺栓固定。

所述攻角环，包括攻角环主体和套环。其中所述攻角环主体和所述套环同轴偏心固定连接，偏心距△R＝16mm，这样确保了所述攻角环主体和套环每次旋转时，角度相同；所述攻角环主体和所述横杆同轴连接，之间可相对转动，攻角环主体偏离横杆中心的距离为Z＝22mm，这样的距离确保了所述攻角环转动时不会和所述游标滑块前支臂干涉；所述套环开有直径为10mm的通孔，用于放置和固定天平杆，天平杆上固定了投放物，这样就确保了投放物旋转的角度和套环旋转的角度一致，也就和攻角环主体旋转的角度一致，这样就可以通过观测攻角环在横杆上转动的角度，确定投放物攻角变化。

由于通常投放物试验中，需要对投放物在同一位置处不同攻角的状态进行测力和测力矩试验，这就要求在同一轨迹点上变攻角时要求质心的位置不能变，要做到“纯粹”的变攻角。于是给定一个攻角变化，就需要三个自由度同时变化，来确保投放物质心保持不变而仅仅攻角变化。因此，本发明设计了针对本发明机构的一套计算方法，通过给定质心相对位置和所需攻角变化，推算出三个自由度各自的移动距离。计算方法如下：(如图5)

在试验操作前需要确定投放物质心的位置。投放物质心位置有以下位置关系：

式中X0表示横杆圆心横坐标，Y0表示横杆圆心纵坐标，XHK表示X定位线坐标，YHK表示Y定位线坐标，LHKX表示X定位标志线距攻角环圆心的X向距离，LHKY表示Y定位标志线距攻角环圆心的Y向距离，其中Y向定位标志线是其游标窗口的下边线，

LHKX＝150mm，LHKY＝-1.6mm。

然后推出

其中XC表示投放物质心横坐标，YC表示投放物质心纵坐标，ΔR表示攻角环主体圆心轴和横杆圆心的偏心距离ΔR＝16mm，LCM表示攻角环主体圆心到投放物质心的距离，αH表示投放物攻角，XWJ表示无人机桥板后缘上沿点横坐标，YWJ无人机桥板后缘上沿点纵坐标。

于是得定位面坐标如下：

考虑到游标滑块上下滑动量是以立梁上的刻度来识别的，所以Y向定位面坐标YHK须折合成立梁上的刻度值。这样，Y向位置的判读坐标为:

YP＝ΔY+YHK＝ΔY+{(YWJ-H)-[ΔRcosαH+LCM sinαH]+LHKY}

Y向定位面的下限对应的刻度是25mm，此刻距下壁板的物理高度是43mm，故偏差量△Y＝-18mm。X方向平板尺零点直接起自下壁板后缘即坐标原点，所以XP＝XHK，无需换算。

利用上述算法和几何信息，即可通过给定的投放物质心和飞机的相对位置(S,H)算得箭体质心轨迹点坐标,试验中依据该坐标值操作立梁滑块机构定位质心的位置。

本发明所述的高速风洞无人机投放试验机构相对于完整的自控系统具有以下的优点：

1.本发明机构简单、成本低。对于传统的自动控制投放机构，虽然实现了状态改变的自动化，但是涉及很多复杂的结构，制造困难，成本很高。本发明针对无人机投放物三自由度运动的特点，设计了简单的手动三自由度投放装置，在满足测试标准的基础上，成本大大降低。

2.本发明结构轻灵，同时测试精度满足试验要求。对于传统自动控制投放机构，虽然实现了状态改变的自动化，但由于结构复杂，因此安装、拆卸耗时耗力。本发明针结构轻灵，安装拆卸方便，适合复杂工况条件；且设计的定位计算方法，不仅简化了状态改变的操作步骤，且提高了定位精度。

3.本发明结构少，阻塞度小。对于解决了自控系统机构，有严重的阻塞干扰的问题，本发明结构简单，所占试验段空间很少，因此对流场干扰小，减少了试验误差。这一点对于正确提取投放物的载荷是至关重要的。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明。

图1是本发明整体结构示意图

图2是本发明立梁和上下导轨连接示意图

图3是本发明游标滑块和立梁连接示意图

图4是本发明攻角环和游标滑块连接示意图

图5是本发明摆放相对位置及相关参数示意图

附图中

100上下导轨 110导轨主体 120凹槽

130螺孔 200立梁 210立梁主体

220端部连接段 300游标滑块 310滑块主体

320刻度观察窗 330前支臂 340横杆

400攻角环 410攻角环主体 420套环

421光孔 500风洞上下洞壁 600无人机

700投放物质心

具体实施方案

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例和附图，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1，一种高速风洞投放装置，包括上下导轨100、立梁200、游标滑块300、攻角环400。

如图1，上下导轨100与立梁200连接，立梁200能够相对于上下导轨100前后运动(X方向)；立梁200和游标滑块300连接，游标滑块300能够相对于立梁200上下运动(Y方向)；攻角环400和游标滑块300连接，攻角环400能够在游标滑块300上做XY平面的旋转运动。

如图2，上下导轨100包括导轨主体110，凹槽120，多排螺孔130。其中导轨主体110表面有刻度，该刻度定义了立梁200在前后方向(X方向)的具体位置，也确定立梁200前后移动的距离(X方向)，每次风洞试验吹风前，通过手动移动立梁200的位置，然后用螺栓固定；所述上下导轨通过螺栓固定在高速风洞上下洞壁，因所述上下导轨100的厚度很小，为25mm，对风洞试验段阻塞很小。

如图2和3，立梁200包括立梁主体210和端部连接段220。其中立梁主体表面有刻度，该刻度定义了游标滑块300在上下方向(Y方向)的具体位置，也确定了游标滑块300上下移动的距离(Y方向)，每次风洞试验吹风前，通过手动移动游标滑块300的位置，然后用螺栓固定；端部连接段220和上下导轨100中的凹槽120通过螺栓连接。

如图1和3，游标滑块300包括滑块主体310，刻度观察窗320，前支臂330，横杆340。其中滑块主体310与立梁主体210相连，两者可相对滑动；通过刻度观察窗320可以观测所述立梁主体210上的刻度，这个刻度就表征当前滑块游标滑块300的高度；前支臂330和滑块主体310固定连接，前支臂330通过向前延伸一段距离，减少了滑块主体310对流场的干扰，减少了试验误差；横杆340和前支臂330垂直固定连接，横杆340的作用是方便攻角环400在其上转动，最终实现投放物攻角的变化；横杆340表面有刻度标记，该刻度定义了攻角环400的攻角，也确定了攻角环400转动的角度。每次风洞试验吹风前，通过手动旋转攻角环400到指定位置，然后用螺栓固定。

如图4，攻角环400包括攻角环主体410和套环420。其中攻角环主体410和套环420同轴偏心固定连接，偏心距△R＝16mm，这样确保了攻角环主体410和套环420每次旋转时，角度相同；攻角环主体410和横杆420同轴连接，之间可相对转动，攻角环主体410偏离横杆420中心的距离为Z＝22mm，这样的距离确保了所述攻角环400转动时不会和所述游标滑块300前支臂干涉；所述套环420开有直径为10mm的通孔421，用于放置和固定天平杆，天平杆上固定了投放物，这样就确保了投放物旋转的角度和套环旋转的角度一致，也就和攻角环主体410旋转的角度一致，这样就可以通过观测攻角环400在横杆上转动的角度，确定投放物攻角变化。

由于通常投放物试验中，需要对投放物在同一位置处不同攻角的状态进行测力和测力矩试验，这就要求在同一轨迹点上变攻角时要求质心的位置不能变，要做到“纯粹”的变攻角。于是给定一个攻角变化，就需要三个自由度同时变化，来确保投放物质心保持不变而仅仅攻角变化。因此，本发明设计了针对本发明机构的一套计算方法，通过给定质心相对位置和所需攻角变化，推算出三个自由度各自的移动距离。计算方法如下：(如图5)

在试验操作前需要确定投放物质心的位置。投放物质心位置有以下位置关系：

式中X0表示横杆圆心横坐标，Y0表示横杆圆心纵坐标，XHK表示X定位线坐标，YHK表示Y定位线坐标，LHKX表示X定位标志线距攻角环圆心的X向距离，LHKY表示Y定位标志线距攻角环圆心的Y向距离，其中Y向定位标志线是其游标窗口的下边线，

LHKX＝150mm，LHKY＝-1.6mm。

然后推出

其中XC表示投放物质心横坐标，YC表示投放物质心纵坐标，ΔR表示攻角环主体圆心轴和横杆圆心的偏心距离ΔR＝16mm，LCM表示攻角环主体圆心到投放物质心的距离，αH表示投放物攻角，XWJ表示无人机桥板后缘上沿点横坐标，YWJ无人机桥板后缘上沿点纵坐标。

于是得定位面坐标如下：

考虑到游标滑块上下滑动量是以立梁上的刻度来识别的，所以Y向定位面坐标YHK须折合成立梁上的刻度值。这样，Y向位置的判读坐标为:

YP＝ΔY+YHK＝ΔY+{(YWJ-H)-[ΔRcosαH+LCM sinαH]+LHKY}

式中YP表示Y方向定位线的判读值(刻度指示值)，Y向定位面的下限对应的刻度是25mm，此刻距下壁板的物理高度是43mm，故偏差量ΔY＝-18mm。X方向平板尺零点直接起自下壁板后缘即坐标原点，所以XP＝XHK，无需换算，XP表示X方向定位线的判读值(刻度指示值)。

利用上述算法和几何信息，即可通过给定的投放物质心和飞机的相对位置(S,H)算得箭体质心轨迹点坐标,试验中依据该坐标值操作立梁滑块机构定位质心的位置。

下面以试验中某个工况为例，初始条件为XWJ＝688mm，

YWJ＝373mm，ΔR＝16mm，S＝146.4mm，H＝75.5mm，LCM＝152.1mm，LHKX＝150mm，LHKY＝-1.6mm,αH＝4°,6°,8°,10°,15°,20°,25°,30°,35°,40°,45°，利用上述计算公式，得到如下结果

得到上述表格中的数据后，根据数据组合(XP，YP，αH)就可以确定如图1立梁200，游标滑块300，攻角环400的移动位置，投放物的三个自由度的状态也就确定了。

通过上述实例，可以发现本发明具有机构简单、准确模拟、精度较高、改变状态简单、成本低的特点。

本发明具体用途很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。