自由飞模型舵面展开风洞试验装置

摘要

本发明公开了一种自由飞模型舵面展开风洞试验装置。其包括弹头、弹身、折叠舵和展开机构，展开机构包括后段带有圆凸台的推杆、前螺母、后螺母，大弹簧和小弹簧，弹身内部具有前端盲孔、后端盲孔和连通两者的中间通孔，在后端盲孔的弹身壁上具有用于安装折叠舵的安装槽和转轴安装孔，推杆穿过中间通孔，大弹簧从前端套入推杆安装于前端盲孔中，通过前螺母和前端盲孔的底壁进行限位，小弹簧从后端套入推杆并固定在圆凸台上，折叠舵的舵片通过转轴安装于安装槽处，后螺母在折叠舵后侧螺接在推杆上，后螺母前端设有倒角，折叠舵处于折叠状态时，倒角顶端与折叠舵后端的配合面接触，弹头在展开机构安装完后安装在弹身的前端。本装置加工简单，安装方便。

权利要求

1.一种自由飞模型舵面展开风洞试验装置，其特征在于：包括弹头、弹身、折叠舵和展开机构，所述展开机构包括后段带有圆凸台的推杆、前螺母、后螺母，大弹簧和小弹簧，所述弹身内部具有前端盲孔、后端盲孔和连通两者的中间通孔，在所述后端盲孔的所述弹身壁上具有用于安装所述折叠舵的安装槽和转轴安装孔，所述推杆穿过所述中间通孔，所述大弹簧从前端套入所述推杆安装于所述前端盲孔，并将所述前螺母螺在所述推杆上，通过所述前螺母和所述前端盲孔的底壁进行限位，所述小弹簧从后端套入所述推杆并固定在所述圆凸台上，所述折叠舵的舵片通过转轴安装于所述安装槽处，所述后螺母在所述折叠舵后侧螺接在所述推杆上，所述后螺母前端设有倒角，当所述折叠舵处于折叠状态时，所述倒角顶端与所述折叠舵后端的配合面接触，所述弹头在所述展开机构安装进所述弹身中后安装在所述弹身的前端。

2.如权利 要求1所述的自由飞模型舵面展开风洞试验装置，其特征在于：还包括折叠锁死机构，所述折叠锁死机构是通过将销插进所述弹身和所述推杆上设置有的销孔中，对所述推杆进行定位，使得所述折叠舵处于折叠状态。

3.如权利 要求1所述的自由飞模型舵面展开风洞试验装置，其特征在于：还包括展开锁死机构，所述展开锁死机构包括位于所述舵片后端的配合面和限位面，当所述推杆向前运动带动所述后螺母顶着所述舵片绕所述转轴转动而从所述安装槽中立起到位时，所述舵片后端的配合面刚好与所述后螺母外表面贴合，而所述限位面刚好卡合在所述弹身外壁上。

4.如权利 要求3所述的自由飞模型舵面展开风洞试验装置，其特征在于：当所述折叠舵处于展开状态时，所述推杆、所述后螺母和所述弹身的尾端齐平。

5.如权利 要求1～4中任一项所述的自由飞模型舵面展开风洞试验装置，其特征在于：

所述折叠舵具有沿着所述弹身的周向等间隔配置的四个所述舵片。

说明书

自由飞模型舵面展开风洞试验装置

技术领域：

[0001] 本发明涉及风洞试验模型支撑及投放，尤其涉及一种自由飞模型舵面展开风洞试验装置，属于航空航天工程领域。技术背景：

[0002] 未来战机的一大主要特征是具有隐身特性，这就要求飞机的导弹不能再像以前那样挂在机翼下面，而是要藏在机身内部，当需要发射时再将舱门打开。然而飞机的弹舱尺寸往往是受限的，如何更好的利用舱内空间、尽可能的多挂导弹，成为评价未来战机战斗力水平高低的重要指标。不过为了使导弹飞行更加灵活可控，导弹的舵面往往都比较大，突出于导弹弹身的舵面在导弹挂入弹舱时占据了舱内过多的空间，造成舱内空间的极度浪费，大大降低了飞机的战斗力。

[0003] 为此研发人员想出了折叠舵的理念。真实的导弹尺寸较大折叠舵的展开方式可以多种多样，但当人们进行风洞试验时，受限于风洞尺寸，所有模型不得不进行缩比，缩小后导弹的粗细长短类似于一支圆珠笔。怎样使如此袖珍的导弹也能灵活精准的进行折叠舵的展开，是摆在战机投弹自由飞试验面前的一大难题。同时风洞启动时有较强的乱流，所有的试验设备必须经得起启动超声速气流冲击载荷的考验，包括导弹的折叠舵，这就要求在试验前后机构的每个动作都要有可靠的自锁功能，这同时增加了设计的难度。

[0004] 由于折叠舵的理念较新，且真实导弹折叠舵打开的方式不可能在如此小的导弹上实现，因此以往的试验技术没有借鉴性，需要设计一种全新的自由飞模型舵面展开风洞试验装置。

[0005] 本发明针对折叠舵种类中最难的一种，即折叠舵的转动轴与母弹弹体的旋成体体轴垂直，这种折叠舵展开形式进行了仔细研究，设计出了一种经得住风洞启动冲击载荷，且加工容易、安装简单、可靠性极高的机构，从容的解决了一系列难题。

发明内容

[0006] 本发明解决的技术问题是：导弹模型从战机舱内投出，在距离弹身一定距离时进行导弹折叠舵的展开，从而研究折叠舵展开对飞机及导弹气动特性的影响，模拟战机发射导弹的真实过程。

[0007] 本发明的自由飞模型舵面展开风洞试验装包括弹头、弹身、折叠舵和展开机构，所述展开机构包括后段带有圆凸台的推杆、前螺母、后螺母，大弹簧和小弹簧，所述弹身内部具有前端盲孔、后端盲孔和连通两者的中间通孔，在所述后端盲孔的所述弹身壁上具有用于安装所述折叠舵的安装槽和转轴安装孔，所述推杆穿过所述中间通孔，所述大弹簧从前端套入所述推杆安装于所述前端盲孔，并将所述前螺母螺在所述推杆上，通过所述前螺母和所述前端盲孔的底壁进行限位，所述小弹簧从后端套入所述推杆并固定在所述圆凸台上，所述折叠舵的舵片通过转轴安装于所述安装槽处，所述后螺母在所述折叠舵后侧螺接在所述推杆上，所述后螺母前端设有倒角，当所述折叠舵处于折叠状态时，所述倒角顶端与所述折叠舵后端的配合面接触，所述弹头在所述展开机构安装进所述弹身中后安装在所述弹身的前端。

[0008] 优选还包括折叠锁死机构，所述折叠锁死机构是通过将销插进所述弹身和所述推杆上设置有的销孔中，对所述推杆进行定位，使得所述折叠舵处于折叠状态。

[0009] 优选还包括展开锁死机构，所述展开锁死机构包括位于所述舵片后端的配合面和限位面，当所述推杆向前运动带动所述后螺母顶着所述舵片绕所述转轴转动而从所述安装槽中立起到位时，所述舵片后端的配合面刚好与所述后螺母外表面贴合，而所述限位面刚好卡合在所述弹身外壁上。

[0010] 优选当所述折叠舵处于展开状态时，所述推杆、所述推杆后螺母和所述弹身的尾端齐平。

[0011] 优选所述折叠舵具有沿着所述弹身的周向等间隔配置的四个所述舵片。。

[0012] 本套试验机构较为轻松的解决了以前未遇到的试验情形，机构主要具有以下特点：

[0013] (1)试验装置通过两套锁死机构，解决了两大难题。两套锁死机构分别是初始位置锁死和结束位置锁死，两套锁死机构轻松的解决了舵面展开前抗风洞气动冲击载荷的难题和舵面展开后抗气流干扰的难题，使导弹舵面的展开、锁定更加自如，试验数据更加真实可信；

[0014] (2)试验装置的各个零件加工简单，安装方便，减少了许多繁琐的工序。此次试验装置通过合理的设计，仅使用两组不同的弹簧机构就成功解决了机构锁死、解锁、再锁死的难题，大大降低了导弹内部机构的复杂程度。

[0015] (3)机构触发灵活可靠，反映迅速。

附图说明

[0016] 图1为折叠舵展开前，导弹外观示意图。

[0017] 图2为折叠舵展开后，导弹外观示意图。

[0018] 图3为折叠舵展开前，内部机构示意图。

[0019] 图4为折叠舵展开后，内部机构示意图。

[0020] 图5为拔销拔出前，弹身内部主要部件关系示意图。

[0021] 图6为拔销拔出一瞬间，弹身内部主要部件关系示意图。

具体实施方式

[0022] 下面结合附图进一步阐述本发明。

[0023] 参见图1～图6所示，1为导弹头部，2为弹身，弹身2上有可供拔销3插入的拔销孔2-1，以及安装转轴10的转轴孔2-2，弹身2的前端有前端盲孔2-4，中间有中间通孔2-5，后端有后端盲孔2-6。拔销孔2-1的轴线通过导弹质心，这样做的目的是在进行拔销动作时尽量减小对导弹姿态的影响。推杆前螺母6通过螺纹与推杆8前端连接，推杆前螺母6后面有大弹簧
7。大弹簧7套在推杆8上，大弹簧7前端顶在推杆前螺母6的后端，后端顶在前端盲孔2-4的底部。推杆8上有可供拔销3插入的通孔8-1，推杆8从弹身2后端插入中间通孔2-5，推杆8后端有圆凸台8-2，圆凸台8-2前端能够顶到后端盲孔2-6的底部，小弹簧9前端固定在圆凸台8-2的后端。小弹簧9后端有折叠舵4的端面4-1，折叠舵4的转轴孔4-2与转轴10进行配合，折叠舵4上有限位面4-3，以及圆弧面4-4，圆弧面4-4与转轴10同轴。折叠舵4的前缘4-6可与弹身上的限位边2-3接触，起到限制折叠舵初始位置的作用。推杆8通过螺纹与推杆后螺母5连接，推杆后螺母5前端有后螺母倒角5-1，当推杆8向前运动时，后螺母倒角5-1可推着折叠舵的配合面4-5向前运动，从而使折叠舵4展开。为了方便机构的安装，推杆8、推杆前螺母6、推杆后螺母5的端部分别开有凹槽。需要说明的是：相对于弹身2来说，大弹簧7作用的两端一端是固定的，另一端是可移动的；而小弹簧9作用的两端都是可以移动的。

[0024] 机构安装方法如下：将固定有小弹簧9的推杆8从弹身2的后端插入，大弹簧7从弹身前端盲孔2-4放入，套在推杆8上，用螺丝刀将推杆前螺母6拧在推杆8上。此时大弹簧7已处在初始压缩状态，且圆凸台8-2顶在弹身后端盲孔2-6的底部。折叠舵4和转轴10安装在弹身2上，将折叠舵4转至其展开前的初始位置，限位边2-3起到初始限位作用，为了方便折叠舵4的转动，且由于小弹簧9长度有限，此时小弹簧9后端(即自由端)与配合面4-1没有接触。将弹身2固定，使用螺丝刀将推杆前螺母6向里顶，使得大弹簧7继续被压缩，推杆8和圆凸台
8-2一起向后运动，同时推动小弹簧7向后运动，运动过程中小弹簧9的后端与折叠舵4的小弹簧配合面4-1接触，圆凸台8-2继续向后运动的过程中由于限位边2-3限制了折叠舵4的继续转动从而使小弹簧9被压缩(在此之前小弹簧9一直处于自由状态)。继续顶推杆前螺母6，当推杆8上的通孔8-1与弹身2上的拔销孔2-1同轴时，将拔销3插入通孔8-1和拔销孔2-1，锁死机构。此时折叠舵4在小弹簧9和限位边2-3的共同作用下被卡死，这样做的目的是为了防止风洞启动时的冲击载荷使折叠舵意外展开。将推杆后螺母5旋在推杆8的尾端，直至后螺母倒角5-1与折叠舵4的配合面4-5接触为止。将导弹头1部旋在弹身2上，机构安装完毕。

[0025] 试验开始时，导弹模型从飞机中投出，当到达预定位置时拔出拔销。拔销拔出后的短时间内，在大弹簧7的大推力作用下，圆凸台8-2、小弹簧9及推杆后螺母5一起向前运动，同时夹着折叠舵4使其绕着转轴10转动。拔销拔出后随着圆凸台8-2不断向前移动，小弹簧9很快便恢复到自由状态，配合面4-1与小弹簧9脱离，使得折叠舵4解除转动约束，可以自由转动，而此时的推杆8继续受到大弹簧7的作用向前运动。推杆8向前运动的同时带动推杆后螺母5向前运动，后螺母倒角5-1推着折叠舵的配合面4-5向前运动，从而带动折叠舵4继续转动，直至完全展开。圆凸台8-2到达后端盲孔2-6的底部时，折叠舵4完全展开，且大弹簧7仍有剩余推力、配合面4-5和推杆后螺母5的外圆柱面接触、折叠舵4的限位面4-3与弹身2的外表面接触，二者同时保证折叠舵4打开后完全锁死。此时推杆8、推杆后螺母5和弹身2的尾端齐平。舵面展开完毕。

[0026] 以上对本发明的优选实施方式进行了说明，但本发明并不限定于上述实施例。对本领域的技术人员来说，在权利要求书所记载的范畴内，显而易见地能够想到各种变更例或者修正例，当然也属于本发明的技术范畴。