弹箭复合模拟试验装置

摘要

本发明具体为一种弹箭复合模拟试验装置，解决了现有微小型弹箭飞行过程所受环境力影响导致模拟较困难的问题。包括上端部为扩口状的有机玻璃进气管道，有机玻璃进气管道内设置有弹箭载体，弹箭载体上方设置有高速电机，高速电机的输出轴上连接有另一端与弹箭载体连接的悬丝，高速电机旁侧设置有对准弹箭载体尾端的激光源，有机玻璃进气管道外侧壁设置有电磁铁，弹箭载体尾端中部开有盲孔，盲孔内放置有干冰，盲孔端部设置有尾堵，尾堵上开有排气孔，有机玻璃进气管道的底部螺纹连接有通气管道，通气管道的另一端设置有与其连通的可调气阀，可调气阀的另一端通过管道连接有气源。本发明可以直观的观察弹箭载体受到扰动时的姿态变化。

权利要求

1.一种弹箭复合模拟试验装置，其特征在于：包括上端部为扩口状的有机玻璃进气管道（1），有机玻璃进气管道（1）内设置有弹箭载体（2），弹箭载体（2）上方设置有高速电机（3），高速电机（3）的输出轴上连接有另一端与弹箭载体（2）连接的悬丝（4），且悬丝（4）为长度相同的若干根金属钢丝，高速电机（3）旁侧设置有对准弹箭载体（2）尾端的激光源（5），有机玻璃进气管道（1）外侧壁设置有与弹箭载体（2）水平位置对齐的电磁铁（6），弹箭载体（2）尾端中部开有盲孔，盲孔内放置有干冰（8），盲孔端部设置有与其螺纹连接的尾堵（7），尾堵（7）上开有排气孔，有机玻璃进气管道（1）的底部螺纹连接有通气管道（9），通气管道（9）的另一端设置有与其连通的可调气阀（11），可调气阀（11）的另一端通过管道连接有气源（10）。

2.根据权利要求1所述的弹箭复合模拟试验装置，其特征在于：悬丝（4）的数量为4-8条。

说明书

弹箭复合模拟试验装置

技术领域

[0001] 本发明涉及弹箭模拟测试技术领域，具体为一种微小型弹箭飞行姿态模拟用高速旋转、高速飞行、高速喷射的弹箭复合模拟试验装置。

背景技术

[0002] 随着各种高新科技在军事领域内的广泛运用，武器装备的性能有了飞跃性的发展，对弹箭飞行测试也提出了更高的要求。弹箭的飞行姿态等测试内容也变得越来越重要。在不同的飞行环境下，弹箭的飞行姿态、轨迹对其性能及控制影响很大，造成弹箭飞行状况变化复杂，且很难在理论仿真中再现。

[0003] 在弹箭测试方面，国内目前的相关应用有：弹载存储测试、光学测量以及雷达测试等。其中，弹载存储测试易损坏，回收困难、不易找弹；光学测量易受气候及障碍物影响且作用距离近；雷达测试易受干扰、远距离时精度较差且有盲区及黑障等现象。

[0004] 同时在试验方面，现有弹箭通常采用模拟试验和实弹射击两个方面，实弹射击成本过高，通常是在弹箭的最终试验或验收时采用。在研制阶段通常是通过模拟试验测试或分析弹箭的各种参数。在模拟试验方面，对于大型的弹箭的飞行姿态模拟通常采用风洞试验模拟，对于小型的子弹利用风洞试验相对消耗过大，同时也比较难于模拟弹的飞行姿态。风洞试验时被试验的弹箭通常是处于相对静止状态，利用相对运动的原理模拟弹箭在空中飞行过程中弹箭的姿态变化和表面气体压力变化。但是对于小型的子弹，如20mm炮弹和
17.5mm的子弹等由于其运动过程存在绕自身轴的高速自转，在现有风洞试验中很难实现其自转，同时，很难保证被试验的子弹径向两个方向不受约束或仅受微约束，因此，需要研究新的试验系统，以适应微小型弹箭的发展和研制需求。

发明内容

[0005] 本发明为了解决现有微小型弹箭飞行过程所受环境力影响导致模拟较困难的问题，提供了一种弹箭复合模拟试验装置。

[0006] 本发明是采用如下技术方案实现的：弹箭复合模拟试验装置，包括上端部为扩口状的有机玻璃进气管道，有机玻璃进气管道内设置有弹箭载体，弹箭载体上方设置有高速电机，高速电机的输出轴上连接有另一端与弹箭载体连接的悬丝，高速电机旁侧设置有对准弹箭载体尾端的激光源，有机玻璃进气管道外侧壁设置有与弹箭载体水平位置对齐的电磁铁，弹箭载体尾端中部开有盲孔，盲孔内放置有干冰，盲孔端部设置有与其螺纹连接的尾堵，尾堵上开有排气孔，有机玻璃进气管道的底部螺纹连接有通气管道，通气管道的另一端设置有与其连通的可调气阀，可调气阀的另一端通过管道连接有气源。

[0007] 进行弹箭飞行姿态模拟测试时，调节悬丝等长保证弹箭载体竖直向下，随后启动高速电机，使其缓慢加速转动，高速电机带动弹箭载体加速转动达到预定转速，由于悬丝为柔性的，因此可以认为悬丝对弹箭的约束力较弱，并且安装悬丝时，悬丝均布在弹箭载体的同一截面圆周上，因此悬丝对弹箭的其它位置没有约束力，弹箭的其它位置可以自由摆动，此过程可以模拟弹箭的高速自转产生的陀螺定向飞行过程。

[0008] 用激光源照射弹箭载体时，可使弹箭载体内的干冰气化为高压气体，通过弹箭载体尾端的尾堵上的喷气孔喷出，此时可实现模拟弹箭的高速自转过程和火箭发动机喷射过程。然后开启可调阀门，放入高压气体，可以实现模拟弹箭在空气中飞行过程，通过外置的测试系统可以测取此时弹箭的姿态参数。通过控制电磁铁通断，可以实现对弹箭载体产生径向引力干扰，使弹箭载体发生横向偏转，实现模拟弹箭在飞行过程中，空气扰动对弹箭的横向扰动物理过程。

[0009] 同时可以实现模拟微小型弹箭的高速自旋产生的定向过程，火箭发动机喷射过程，空气侧向干扰过程和空气对弹丸的姿态改变过程。克服了现有微小型弹箭飞行过程所受环境力影响导致模拟较困难的问题。

[0010] 悬丝的数量为4-8条，且悬丝为长度相同的若干根金属钢丝。

[0011] 本发明结构设计可靠，通过高速电机模拟弹箭飞行时的高速自旋，调节高压气体进气量，模拟弹箭飞行时的气流，电磁铁经过通、断电对弹箭载体造成径向干扰，模拟弹箭的横向气流对高速自旋弹的姿态影响过程。弹箭载体中的干冰受激光源照射气化，并通过尾堵上的小孔排出过程，可以模拟弹箭的发动机喷气调整过程。整个试验过程全程可有效观察，可以通过增设摄影机记录下来，能够直观反映气流对弹箭载体姿态的影响过程。本发明具有结构简单、操作方便且成本低的优点。

附图说明

[0012] 图1为本发明的结构示意图；

[0013] 图2为图1中A处的局部放大图。

[0014] 图中：1-有机玻璃进气管道，2-弹箭载体，3-高速电机，4-悬丝，5-激光源，6-电磁铁，7-尾堵，8-干冰，9-通气管道，10-气源，11-可调气阀。

具体实施方式

[0015] 弹箭复合模拟试验装置，包括上端部为扩口状的有机玻璃进气管道1，有机玻璃进气管道1内设置有弹箭载体2，弹箭载体2上方设置有高速电机3，高速电机3的输出轴上连接有另一端与弹箭载体2连接的悬丝4，高速电机3旁侧设置有对准弹箭载体2尾端的激光源5，有机玻璃进气管道1外侧壁设置有与弹箭载体2水平位置对齐的电磁铁6，弹箭载体2尾端中部开有盲孔，盲孔内放置有干冰8，盲孔端部设置有与其螺纹连接的尾堵7，尾堵7上开有排气孔，有机玻璃进气管道1的底部螺纹连接有通气管道9，通气管道9的另一端设置有与其连通的可调气阀11，可调气阀11的另一端通过管道连接有气源10。

[0016] 悬丝4的数量为4-8条，且悬丝4为长度相同的若干根金属钢丝。

[0017] 具体实施过程中，排气孔的数量为4-8个，悬丝4以弹箭载体2为圆心均布设置，保证弹箭载体2竖直向下；有机玻璃进气管道1的内径为弹箭载体直径的两倍以上；气源10采用压缩氮气，或者其它压缩的惰性气体及空气。