一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及风洞试验技术领域，尤其涉及一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置。
【背景技术】
[0002]“马格努斯效应”指当飞行器在有攻角飞行状态时，由于绕体轴的旋转运动与横向流动的作用，所受到的垂直于来流和转轴的侧向气动力及力矩效应。马格努斯力虽然量值不大，但对不同飞行马赫数和不同攻角条件下的旋转弹的动稳定性有重要影响。
[0003]在飞行中绕自身弹体轴线旋转的战术火箭弹分为两类，一类是无控旋转弹，一类是有控(鸭舵控制，鸭舵也可称为前舵)旋转弹。在1.2米量级风洞内进行试验时，受风洞流场均匀区的限制，模型尺寸较小。对于大长径比的旋转弹，若要满足试验要求，传统解决方法是截短弹体等直段的长度，并将模型直径尽量做大。这种方法基于忽略气流经过长度不等的弹身后对尾翼影响的差异，这种方法经过理论计算和实弹射击证明是比较可靠的。而对于大长径比的有控旋转弹，由于鸭舵的存在，有攻角时鸭舵会对尾翼产生洗流，洗流的状态也随弹身长短的不同有着不可忽略的变化，因此对于大长细比有控火箭弹截短弹身等直段长度的方法并不可取。另外，若将模型做大，保证长径比不变，试验模型长度就会随之增大，但这样只能减小攻角范围，并不能达到型号设计方案的要求。
[0004]在现今1.2米量级风洞的马格努斯效应试验装置大多是针对小长径比旋转弹的自旋转试验，即通常使用尾支撑方式，模型内部安装测力天平，测量吹风时模型受到的气动力和力矩，在试验模型内部设计轴承结构，使得导弹或旋转尾翼可以自由旋转，部分地模拟导弹飞行时的旋转效应，这种方法有三个不足:1)转速难以真实模拟;2)导弹转速随攻角变化而变化即转速不稳定;3)鸭舵偏转对导弹控制力的施加难以真实模拟。
[0005]对于少量的强迫旋转试验，国内外主要采用以下几种驱动模型旋转的方法:
[0006]I)涡轮驱动。用装在支杆上的喷嘴喷出的高速气流推动涡轮，从而使与涡轮连在一起的模型旋转，其特点是需用功率较少，结构复杂，气动数据测量采用增速法有喷气影响，减速法经济性不好，多用于单独弹体试验。
[0007]2)吹气驱动。在翼面侧向安装一个可以对翼面垂直吹气的装置，高压气经喷嘴产生的射流强迫翼面带动模型旋转，其特点是结构复杂，气动数据测量采用增速法有喷气影响，减速法经济性不好，仅适用于有翼面的组合体模型。
[0008]3)电机驱动。一般采用转速可以控制的气动电动机、变频电动机或一般电动机，经减速后驱动模型旋转。电动机一般放在风洞外，经过传动轴来驱动模型，电动机尺寸不受限制，功率大，传动结构复杂，多用于翼面阻尼大的模型试验。电动机也放在风洞内直接与模型连接，但电动机尺寸必须很小，多用于小长径比的无控旋转模型；到目前为止，在大长径比的有控旋转弹模型上并没有得到应用；同时，为了更为逼真地模拟有控旋转导弹在空中飞行过程中自身旋转和鸭舵偏转的有效组合，在此基础上增加对鸭舵控制的设计则更是处于空白阶段。
【发明内容】
[0009]针对上述技术问题，本发明设计开发了一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，实现了鸭式布局旋转导弹的自转和前舵的偏转，并实现了对鸭式布局旋转导弹的气动力和力矩的测量，本发明还特别适用于实现大长径比试验导弹模型在1.2米量级亚跨超声速风洞中的测力试验。
[0010]本发明提供的技术方案为:
[0011]—种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，包括:
[0012]尾支杆；
[0013]试验导弹模型，其内部具有空腔，且所述试验导弹模型的前端封闭，后端敞开，其中，所述试验导弹模型的后部套设在所述尾支杆的外侧，与所述尾支杆之间不接触，所述试验导弹模型具有可偏转的前舵；
[0014]舵机驱动机构，其连接至所述前舵，以驱动所述前舵偏转，且所述舵机驱动机构设置在所述空腔的前部；
[0015]测力天平，其设置在所述空腔的后部，且所述测力天平的后端连接至所述尾支杆的前端；
[0016]固定套筒，其设置在所述空腔的后部，且所述固定套筒的后端连接至所述测力天平的前端，所述试验导弹模型可转动地套设在所述固定套筒外侧；
[0017]自转驱动机构，其设置在所述固定套筒的内部，且所述自转驱动机构的动力输出轴由所述固定套筒的前侧开口伸出，并连接至所述试验导弹模型，以驱动所述试验导弹模型自转；
[0018]数据采集和处理系统，其通信连接至所述测力天平，以接收所述测力天平的测力数据。
[0019]优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述数据采集和处理系统还与所述舵机驱动机构和所述自转驱动机构通信连接，以改变所述前舵的偏转角度和所述试验导弹模型的自转速率。
[0020]优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，还包括:
[0021]导电滑环，其设置在所述固定套筒内，套设在所述动力输出轴上；
[0022]其中，所述舵机驱动机构通过所述导电滑环电连接至所述自转驱动机构，根据由所述自转驱动机构驱动实现的所述试验导弹模型的自转频率来调节所述舵机驱动机构驱动实现的所述前舵的偏转频率。
[0023]优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，还包括:
[0024]圆盘形构件，其设置在所述空腔内，以将所述空腔分隔成空腔的前部和空腔的后部，所述圆盘形构件的外缘与所述试验导弹模型连接；
[0025]其中，所述动力输出轴连接至所述圆盘形构件的中央位置，从而与所述试验导弹模型连接。
[0026]优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述圆盘形构件上设置有第一穿线孔;所述舵机驱动机构的线缆穿过第一穿线孔，并且所述舵机驱动机构的一部分线缆电连接至所述导电滑环的动子。
[0027]优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述自转驱动机构通过法兰固定于所述固定套筒内，所述法兰上具有第二穿线孔;所述测力天平和所述尾支杆均为前后贯通的中空结构；所述舵机驱动机构的另一部分线缆依次穿过第二穿线孔，再与所述自转驱动机构的线缆一起，依次穿过所述固定套筒、所述测力天平和所述尾支杆的内部，再电连接至所述数据采集和处理系统。
[0028]优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述试验导弹模型包括弹头和弹身，其中，所述弹身由从前向后依次设置的第一段弹身、第二段弹身和第三段弹身构成，其中，所述弹头和所述第一段弹身之间以及所述第二段弹身和所述第三段弹身之间均为可拆卸地连接，所述前舵设置于所述第一段弹身，所述圆盘形构件设置于所述第一段弹身和所述第二段弹身之间，与所述第一段弹身和所述第二段弹身均为可拆卸地连接，所述第二段弹身套设于所述固定套筒外侧，所述测力天平设置于所述第三段弹身，所述第三段弹身还可拆卸地设置有尾翼。
[0029]优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述试验导弹模型包括两个配重环，在所述弹身开设有两个环形槽;各配重环设置在一个环形槽内；一个环形盖板封闭一个环形槽，从而使所述弹身的外型平滑过渡。
[0030]优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，还包括:
[0031]支撑架；
[0032]其中，所述尾支杆设置于所述支撑架上。
[0033]优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述试验导弹模型为大长径比试验导弹模型。
[0034]本发明所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置具有以下有益效果:
[0035](I)本发明将舵机驱动机构设置在试验导弹模型的空腔的前部，试验导弹模型可转动地套设在固定套筒上，而将自转驱动机构设置在固定套筒的内部，当自转驱动机构输出旋转驱动力，则试验导弹模型携带着舵机驱动机构做相对于固定套筒做绕自身轴线的旋转，即本发明同时实现了试验导弹模型的自转，并且随着自转，前舵可以在舵机驱动机构的驱动下进行偏转运动，在试验导弹模型的运动过程中，测力天平实现对测力数据的测量。本发明能够满足带舵试验导弹模型在1.2米量级风洞中进行强迫旋转马格努斯效应等动态测力试验的要求，特别适用于长径比为20以上的试验导弹模型。
[0036](2)本发明的数据采集和处理系统可以向舵机驱动机构和自转驱动机构输入控制信号，以改变前舵的偏转角度和试验导弹模型的自转速率，从而实现在不同试验条件下对测力数据的测量。
[0037](3)本发明中，舵机驱动机构还电连接至自转驱动机构，接收自转驱动机构的输出信号，根据自转驱动机构的输出信号来了解试验导弹模型的