减速伞风洞测力试验装置的制作方法

本发明涉及风洞试验，尤其是涉及一种减速伞风洞测力试验装置。

背景技术：

1、气动力减速系统即降落伞，也称减速伞，是从空中降落时依靠其结构形状和性能特征，来增大所连接飞行器的基本阻力，并提高飞行器稳定性的航空工具，是一种应用极为广泛的气动力减速装置，由于其具有重量轻、减速效果好的优点，并且能起到稳定作用，目前已经被广泛应用在航空、航天、兵器和体育运动等诸多领域。

2、像各种航弹都要求弹道准确，弹体在下降中稳定，以保证位于弹体头部的引信受冲击而触发。对于投放武器用的航弹伞，其稳定好坏直接影响弹道轨迹及命中精度。

3、目前通常通过风洞两次吹风，分别对导弹模型的固定弹身测力，以及在张开减速伞后，对导弹模型的旋转弹身测力。进而获取到减速伞锥动过程对上述导弹模型的影响。

4、但是，上述试验装置需要进行两次风洞试验，导弹模型的固定弹身测力与旋转弹身测力分开进行，使得试验效率不高，耗费试验成本。

技术实现思路

1、本发明的内容部分用于以简要的形式介绍构思，这些构思将在后面的具体实施方式部分被详细描述。本公开的内容部分并不旨在标识要求保护的技术方案的关键特征或必要特征，也不旨在用于限制所要求的保护的技术方案的范围。

2、本发明的一些实施例提供了减速伞风洞测力试验装置，来解决以上背景技术部分提到的技术问题。

3、该装置包括天平、与所述天平的下锥面固定连接的主支杆、设置到导弹模型中的轴承、挂钩组件以及减速伞，其中，所述轴承的内圈与所述天平的上锥面固定连接，所述轴承的外圈与所述导弹模型的定位台阶固定连接；所述挂钩组件包括分别连接到所述轴承的外圈和所述轴承的内圈的第一连接块和第二连接块，所述第一连接块与所述第二连接块连接，形成危险截面；所述天平用于所述导弹模型的固定弹身的测力以及响应于连接到所述导弹模型尾部的减速伞打开后所述危险截面被破坏后的所述导弹模型的旋转弹身的测力。

4、可选的，所述装置还包括设置有锥面孔的轴套，所述轴套与所述天平的上锥面相适配；在组装好的状态下，所述轴套的锥面孔与所述天平的锥面接合，所述轴套的上端圆周面与所述轴承的内圈配合。

5、可选的，所述天平的上锥面与所述轴套的锥面孔之间设置有键。

6、可选的，所述轴承的内圈上端设置有内圈压盖以及拉紧螺栓，所述拉紧螺栓穿过所述内圈压盖与所述天平上端的中心螺纹孔连接。

7、可选的，所述轴承的外圈上端设置有中空的外圈压盖和两个第一螺钉，所述两个第一螺钉穿过所述外圈压盖与所述导弹模型的定位台阶固定连接。

8、可选的，所述挂钩组件设置有两个，两个所述第一连接块相对地设置，通过第一螺钉连接到所述外圈压盖；两个所述第二连接块相对地设置，通过第二螺钉连接到所述内圈压盖。

9、可选的，所述天平的下锥面插设到所述主支杆内。

10、可选的，所述装置还包括楔键，所述楔键穿过所述主支杆与所述天平的下锥面。

11、可选的，所述天平是杆式应变天平。

12、可选的，所述天平的支杆连接端套置有天平保护套筒。

13、本发明的上述实施例具有如下有益效果：通过本发明的减速伞风洞测力试验装置，能够实现一次风洞吹风完成固定弹身以及旋转弹身的测力，可以实现弹身固定姿态到旋转姿态的切换，进而节约成本，减少拆装设备时间，提高试验效率。

14、具体来说，本发明的减速伞风洞测力试验装置通过将形成有危险截面的第一连接块和第二连接块分别连接到轴承的内圈和轴承的外圈，使得连接到轴承的外圈的导弹模型与连接到轴承的内圈的天平不会发生相对转动。当风洞吹风后，减速伞不张开，只有导弹模型暴露在气流中，进而能够获取固定弹身的气动力以及气动力矩。而当减速伞张开时，由于巨大的冲击力和力矩作用于导弹模型，使得第一连接块和第二连接块在危险截面处断开，使得轴承的内圈与轴承的外圈发生相对转动，实现导弹模型的自由旋转，模拟真实环境中减速伞弹开后弹身的姿态及受力情况。如此一来能够实现一次风洞吹风试验，获得固定弹身以及旋转弹身的测量数据，提高试验效率。

15、此外，该装置包括的天平能够从三个方向上采集导弹模型的气动力以气动力矩，进而丰富了试验数据。

技术特征：

1.一种减速伞风洞测力试验装置，其特征在于，包括天平、与所述天平的下锥面固定连接的主支杆、设置到导弹模型中的轴承、挂钩组件以及减速伞，其中，

2.根据权利要求1所述的减速伞风洞测力试验装置，其特征在于，所述装置还包括设置有锥面孔的轴套，所述轴套与所述天平的上锥面相适配；在组装好的状态下，所述轴套的锥面孔与所述天平的锥面接合，所述轴套的上端圆周面与所述轴承的内圈配合。

3.根据权利要求1所述的减速伞风洞测力试验装置，其特征在于，所述天平的上锥面与所述轴套的锥面孔之间设置有键。

4.根据权利要求2所述的减速伞风洞测力试验装置，其特征在于，所述轴承的内圈上端设置有内圈压盖以及拉紧螺栓，所述拉紧螺栓穿过所述内圈压盖与所述天平上端的中心螺纹孔连接。

5.根据权利要求4所述的减速伞风洞测力试验装置，其特征在于，所述轴承的外圈上端设置有中空的外圈压盖和两个第一螺钉，所述两个第一螺钉穿过所述外圈压盖与所述导弹模型的定位台阶固定连接。

6.根据权利要求5所述的减速伞风洞测力试验装置，其特征在于，所述挂钩组件设置有两个，两个所述第一连接块相对地设置，通过第一螺钉连接到所述外圈压盖；两个所述第二连接块相对地设置，通过第二螺钉连接到所述内圈压盖。

7.根据权利要求1：6中任一所述的减速伞风洞测力试验装置，其特征在于，所述天平的下锥面插设到所述主支杆内。

8.根据权利要求7所述的减速伞风洞测力试验装置，其特征在于，所述装置还包括楔键，所述楔键穿过所述主支杆与所述天平的下锥面。

9.根据权利要求8所述的减速伞风洞测力试验装置，其特征在于，所述天平是杆式应变天平。

10.根据权利要求9所述的减速伞风洞测力试验装置，其特征在于，所述天平的支杆连接端套置有天平保护套筒。

技术总结
本发明提供了一种减速伞风洞测力试验装置，包括天平、与天平的下锥面固定连接的主支杆、设置到导弹模型中的轴承、挂钩组件以及减速伞，其中，轴承的内圈与天平的上锥面固定连接，轴承的外圈与导弹模型的定位台阶固定连接；挂钩组件包括分别连接到轴承的外圈和轴承的内圈的第一连接块和第二连接块，第一连接块与第二连接块连接，形成危险截面；天平用于导弹模型的固定弹身的测力以及响应于连接到导弹模型尾部的减速伞打开后危险截面被破坏后的导弹模型的旋转弹身的测力。该实施方式能够实现一次风洞吹风完成固定弹身以及旋转弹身的测力，可以实现弹身固定姿态到旋转姿态的切换，进而节约成本，减少拆装设备时间，提高试验效率。

技术研发人员：郑芳,张家宝,刘泓杉,黄浩,肖策,陆伟
受保护的技术使用者：中国航天空气动力技术研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/3/11