機彈分離軌跡捕獲試驗系統(tǒng)的制作方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種并聯(lián)式多自由度的機彈分離軌跡捕獲試驗系統(tǒng)，用于航天、航空 飛行器的級間分離，機彈、外掛物分離的軌跡捕獲風洞試驗，屬于高速風洞試驗技術、飛行 器飛行力學領域。
【背景技術】
[0002] 在航天器、火箭級間分離、飛機外掛物的發(fā)射與投放、子母彈拋撒，以及脫殼穿甲 彈與彈托分離等飛行階段，分離體和母體處于復雜的相互干擾的流場中，不良的分離特性 不僅影響效果，還會導致多體間的相撞，甚至危及母機的安全。因此，通過地面風洞模擬 試驗來了解投放或分離的過程和動力學特性的軌跡捕獲風洞試驗（Captive Trajectory System-CTS)就十分必要。CTS這一特種實驗技術可以追溯到上世紀五十年代。美國于50 年代中期開始這一技術的研宄和應用，法國和英國在70年代進一步發(fā)展了該技術如附圖6 中所示。CTS設備由四個滾轉角位移機構602,604,606,607、兩個俯仰角位移機構603,605 和一個線位移機構601組成。每一機構都有一個作動、控制和測量系統(tǒng)，并都安裝在一懸臂 梁內。而分離體模型609經(jīng)由這些系統(tǒng)以懸臂梁的形式與風洞洞體相連。法國0NERA在S1 和S2風洞中使用的另一種用于航天器分離的CTS機構如附圖7中所示。設備由三個滾轉 角位移機構702, 704, 706,兩個俯仰角位移機構703, 705和一個線位移機構701組成。
[0003] 從上述圖和結構安排中可以看到，分離體模型由一懸臂梁支承。懸臂梁的總長度 約為分離體模型長度的4~5倍，甚至更長。這樣，懸臂梁在分離體模型氣動載荷作用下的 變形并非小量。另外，由于線位移和角位移的驅動、控制和測量系統(tǒng)機構都安裝在懸臂梁 內，使懸臂梁不可能太細。因此，懸臂梁大堵塞比也是上述設備的難點。為了減少上述方法 的大堵塞度，曾有將整個系統(tǒng)放在風洞底座內，如圖8所示。由一根細長支桿支撐分離體 模型801，而將所有位移的驅動、控制和測量機構放在風洞下壁面內。這樣，雖然風洞堵塞度 可望減少，但支桿的變形比前者卻更大。
[0004] 現(xiàn)有技術（CN20772990)中公開了一種軌跡捕獲風洞試驗的六自由度運動裝置如 附圖9和附圖10所示。實驗裝置整體裝在風洞試驗段（或風洞擴散段）901上，包括豎直 設置的Z軸運動機構904,水平Y軸運動機構903以及和Y、Z軸垂直的沿風洞軸向X向懸 臂的運動機構902。除上述三個線位移外，三個角位移裝置908裝于懸臂機構902的頂端。 上述方案中，或者Z軸裝于洞壁，Y軸在風洞內（圖9);或者Y軸裝于洞壁，Z軸在風洞內 (圖10)。X軸機構902,1002和三個角位移裝置908,1008均一直在風洞中。
[0005] 這種裝置仍避免不了長的懸臂梁和因此由此帶來的機構剛度的減弱。三個在風洞 內的角度驅動、控制和檢測設備也會增加風洞的堵塞度。另外，專門安裝和調試這套設備， 也會讓風洞有較長的停吹風和停車準備時間，減低了風洞的吹風效率。

【發(fā)明內容】

[0006] 本發(fā)明的目的是提供一種并聯(lián)式多自由度的機彈分離軌跡捕獲試驗系統(tǒng)，本試驗 系統(tǒng)采用的并聯(lián)機構將分離體模型的多自由度運動轉換成直線驅動裝置的直線運動，利用 并聯(lián)機構將分離模型支撐在風洞試驗段指定位置，通過調節(jié)直線驅動裝置的直線運動實現(xiàn) 分離體模型的位置和姿態(tài)變化，完成對分離體模型運動軌跡的模擬。
[0007] 本發(fā)明的機彈分離軌跡捕獲試驗系統(tǒng)包括分離體模型支撐驅動機構、測量機構以 及母體模型支撐機構，所述分離體模型支撐驅動機構包括滾轉控制裝置和直線運動控制裝 置，所述直線運動控制裝置包括直線驅動器、軌道、軌道端萬向鉸鏈、連桿、多爪臂和尾支 桿，在風洞實驗段壁面外側，以與風洞中軸平行的方式安裝有多條所述軌道，在所述風洞的 壁上，設置有與每條所述軌道對應的長槽，在每條所述軌道上均通過滑塊安裝有一個所述 軌道端萬向鉸鏈，所述直線驅動器安裝于風洞實驗段以外，能夠驅動所述軌道端萬向鉸鏈 沿所述軌道前后移動，每個所述軌道端萬向鉸鏈都連接有一個所述連桿，每個所述連桿均 穿過所述長槽伸進所述風洞中，其另一端均通過一個萬向鉸鏈與所述多爪臂相連，所述多 爪臂與支撐分離體模型的尾支桿剛性相連，所述滾轉控制裝置安裝于所述尾支桿內部。
[0008] 優(yōu)選所述測量機構包括：多分量天平、滾轉數(shù)據(jù)測量裝置、直線位移傳感器、三坐 標軸位移數(shù)據(jù)測量裝置和俯仰偏航角度數(shù)據(jù)測量裝置，所述多分量天平安裝于所述分離體 模型內腔，并與所述尾支桿相連；所述滾轉數(shù)據(jù)測量裝置與所述滾轉控制裝置一起安裝于 所述尾支桿內部；所述直線位移傳感器的數(shù)量與所述軌道的數(shù)量相同，并各自安裝在一個 所述軌道上；所述三坐標軸位移數(shù)據(jù)測量裝置和所述俯仰偏航的角度數(shù)據(jù)測量裝置均安裝 于風洞試驗段以外。
[0009] 優(yōu)選所述軌道為六條，所述多爪臂為六爪臂，所述多分量天平為六分量天平。
[0010] 優(yōu)選所述軌道端萬向鉸鏈和連接所述連桿與所述多爪臂的所述萬向鉸鏈均能夠 用球鉸鏈替換。
[0011] 優(yōu)選所述連桿均采用流線型支桿。
[0012] 優(yōu)選母體模型通過絕緣部件安裝在所述母體模型支撐機構上。
[0013] 優(yōu)選還包括一個特種風洞試驗段，所述母體模型支撐機構固定在所述特種風洞試 驗段內，多條所述軌道與風洞中軸平行地安裝在所述特種風洞實驗段壁面上，所述特種風 洞試驗段的下方設有滾輪，能夠與配套設置的導軌相配合，實現(xiàn)所述特種風洞試驗段與常 規(guī)風洞的試驗段整體互換。。
[0014] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的優(yōu)點如下：
[0015] 1.本發(fā)明滿足高速度、高剛度、高位置精度、高效率的要求，能夠實現(xiàn)在線測量。
[0016] 2.本發(fā)明中用于實現(xiàn)三個坐標軸上的位移的直線驅動器和用于兩個角度測量的 角度測量裝置都在風洞試驗段內壁的外側，能夠使設備的風洞堵塞度小于1 %。
[0017] 3.本發(fā)明采用剛性的空間桁架結構支持分離體，比常見的懸臂梁有更高的剛度， 能夠降低靜態(tài)誤差；多爪臂的爪間有一定的距離，以保證多爪臂的彎曲剛度。這些特點減少 了分離體模型在外氣動力下的位移，從而提高分離體的定位精度。
[0018] 4.本發(fā)明采用多桿并聯(lián)機構組成，六桿桿長都單獨對分離體模型的位置和姿態(tài)起 作用，因而不存在傳統(tǒng)設備（即懸臂式串聯(lián)機構）的幾何誤差累積和放大的現(xiàn)象，甚至還有 平均化效果和因此增加精度的優(yōu)點。
[0019] 5.本發(fā)明中由直線驅動機構驅動的慣性質量（從第二平臺到分離體）比傳統(tǒng)設備 (即串聯(lián)式設備）更小，降低了動態(tài)誤差。
[0020] 6.本發(fā)明的位于風洞內的連桿由于其兩端都連接有萬向鉸鏈或球鉸鏈，所以使所 有連桿都成為只承受縱向拉壓的二力桿受力狀態(tài)，這種受力形式比懸臂梁能承受更大的分 離體的氣動力。因而，在同樣分離體的氣動力作用下，各支桿可以比懸臂梁截面更細，以進 一步減少風洞堵塞度和對主氣流流場的干擾。
[0021] 7.本發(fā)明采用了流線型支桿，這樣，不但支桿阻力可以減少，也可進一步減少支桿 對主氣流流場的干擾。
[0022] 8.本發(fā)明在風洞試驗段內壁外側有足夠的空間和長度來安放直線驅動裝置。由此 可以選用大功率、高速度和高精度的直線驅動裝置。