本发明公开了一种带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置，包括一级模型、二级模型、固定块、固定钉、活块、调节螺钉、拔销、摩擦绳索等；使用固定块螺钉将固定块固定在二级模型上，活块、调节弹簧可放入二级模型通孔中，摩擦绳索卡在固定块缺口与活块之间，并在二级空腔内部留有足够的长度，将调节螺钉拧入二级模型螺纹孔，增减调节螺钉的旋入量可调节摩擦绳索所受压力值。二级模型内部有台阶孔可与固定钉配合，固定钉穿过拔销弹簧、二级台阶孔可插入一级模型内部的盲孔，并将拔销插入一级模型拔销孔及固定钉孔锁定。本发明可保证一级二级模型进行分离时能够快速有效、无干扰的进行分离，并可真实模拟带动力并联级间分离全自由飞风洞试验过程。
1.一种带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置，其特征在于，包括一级模型(1)、二级模型(2)、解锁机构以及减速机构；
解锁机构用于固定一级模型(1)和二级模型(2)的相对位置，并在需要解锁时，释放两级模型之间的约束；
所述减速机构设置在二级模型(2)内，包括摩擦绳索(4)和压力调节机构，摩擦绳索(4)提供摩擦力作为所述减速拉力，压力调节机构调节能够调节施加在摩擦绳索(4)上的压力，进而调节摩擦绳索(4)的摩擦力；
摩擦绳索(4)一端经压力调节机构后固定，该端在试验过程中不移动；并留有足够的长度，保证在解锁后至试验结束一直能够对二级模型(2)提供所述减速拉力；
压力调节机构包括固定部件、活动部件以及压力调节部件；
所述固定部件包括固定块(5)以及固定块螺钉(7)，固定块(5)经固定块螺钉(7)固定至二级空腔(2-2)内，固定块(5)的下端具有缺口(5-2)，用于定位摩擦绳索(4)；所述活动部件设置在二级模型(2)下部的通孔(2-3)中，包括活块(6)和调节弹簧(8)、所述压力调节部件为调节螺钉(9)；调节螺钉(9)旋入二级模型(2)的二级模型(2)下部的通孔(2-3)下段的螺纹孔(2-4)中，经调节弹簧(8)顶在活块(6)的下端面；
所述解锁机构包括固定钉(3)、拔销(10)和拔销绳索(11)；固定钉(3)为T字形结构，二级模型(2)内部有二级台阶孔(2-1)，一级模型1内部具有盲孔(1-2)，与二级台阶孔(2-1)相对设置，固定钉(3)上部套设拔销弹簧(12)，固定钉(3)顺次穿过二级台阶孔(2-1)和盲孔(1-2)实现一级模型(1)和二级模型(2)的定位；一级模型(1)的后部具有空腔，空腔底部具有拔销孔(1-1)，拔销(10)通过拔销孔(1-1)插入固定钉(3)下部的固定钉孔(3-1)，将固定钉(3)锁定在一级模型(1)内。
2.如权利要求1所述的带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置，其特征在于，所述固定部件固定在二级模型(2)的二级空腔(2-2)内，所述活动部件经压力调节部件顶置固定部件的下端，摩擦绳索(4)经固定部件和活动部件之间的空隙穿过；压力调节部件调节固定部件和活动部件施加在摩擦绳索(4)上的压力，进而调节摩擦绳索(4)的摩擦力。
3.如权利要求1所述的带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置，其特征在于，所述活块(6)的上端面为平面并具有倒圆角。
4.如权利要求1所述的带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置，其特征在于，试验前通过拉力计拉动摩擦绳索(4)进行校准，调节螺钉(9)拧入量，以提供试验所需的减速拉力。
5.如权利要求1所述的带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置，其特征在于，摩擦绳索(4)螺旋状盘绕在二级空腔(2-2)内。
6.一种利用权利要求1所述带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置进行风洞试验的方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)试验前用测力计拉动摩擦绳索(4)，调节螺钉(9)拧入量，使产生的拉力值达到要求的减速拉力数值；
(2)固定一级模型(1)和二级模型(2)的相对位置；拔销绳索(11)及摩擦绳索(4)固定至发射装置；
(3)一级模型(1)和二级模型(2)以一定速度向前发射，当达到拔销绳索(11)长度极限时，拔销(10)被拔出，释放两级模型的6自由度；
(4)摩擦绳索(4)提供恒定的减速拉力至试验结束。
带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置及方法
技术领域
[0001] 本发明涉及风洞试验模型支撑及发射投放，尤其涉及一种带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置，属于航空航天工程领域。
背景技术
[0002] 模型自由飞风洞试验是一种常用的研究飞行器动态气动特性的研究方法，同样可用于飞行器多体干扰方面的研究。试验的基本方法是风洞流场稳定之后将模型逆气流方向高速弹出，模型短时间内会在风洞中自由飞行，检验多级飞行器分离的安全性，同时使用高速摄影通过观察窗对模型进行拍摄，可获得飞行器模型自由飞的姿态轨迹，后期经过数据处理便可得出飞行器的动态气动参数。
[0003] 真实飞行器一级二级分离前及分离时二级发动机未点火，二者克服阻力稳定飞行的动力主要靠一级，当进行分离时二级失去前进推力会直接变为向后的减速运动，而一级由于减少了二级的阻力，发动机推力会大于一级自身的阻力，从而变为向前的加速运动。带动力的分离与无动力的分离一级二级的运动有着明显区别，一前一后的位移会对分离安全性产生影响，因此不能忽略动力因素。
[0004] 以往的自由飞试验方法未考虑动力对分离的影响，当然也未建立相应的试验技术，为了更真实的模拟实际分离状态、以及找到安全分离边界建立相应的试验技术是必须的。
发明内容
[0005] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置，可保证一级二级分离快速有效无干扰分离的前提下，又可模拟动力对分离安全的影响。
[0006] 本发明的技术解决方案是：
[0007] 提供一种带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置，包括一级模型、二级模型、解锁机构以及减速机构；
[0008] 所述一级模型模拟为飞行器一级的缩比模型；
[0009] 所述二级模型模拟为飞行器二级的缩比模型；
[0010] 解锁机构用于固定一级模型和二级模型的相对位置，并在需要解锁时，释放两级模型之间的约束；
[0011] 减速机构在解锁后对二级模型提供减速拉力。
[0012] 优选的，所述减速机构设置在二级模型内，包括摩擦绳索和压力调节机构，摩擦绳索提供摩擦力作为所述减速拉力，压力调节机构调节能够调节施加在摩擦绳索上的压力，进而调节摩擦绳索的摩擦力。
[0013] 优选的，摩擦绳索一端经压力调节机构后固定，该端在试验过程中不移动；并留有足够的长度，保证在解锁后至试验结束一直能够对二级模型提供所述减速拉力。
[0014] 优选的，压力调节机构包括固定部件、活动部件以及压力调节部件；所述固定部件固定在二级模型的二级空腔内，所述活动部件经压力调节部件顶置固定部件的下端，摩擦绳索经固定部件和活动部件之间的空隙穿过；压力调节部件调节固定部件和活动部件施加在摩擦绳索上的压力，进而调节摩擦绳索的摩擦力。
[0015] 优选的，所述固定部件包括固定块以及固定块螺钉，固定块经固定块螺钉固定至二级空腔内，固定块的下端具有缺口，用于定位摩擦绳索；所述活动部件设置在二级模型下部的通孔中，包括活块和调节弹簧、所述压力调节部件为调节螺钉；调节螺钉旋入二级模型的二级模型下部的通孔下段的螺纹孔中，经调节弹簧顶在活块的下端面。
[0016] 优选的，所述活块的上端面为平面并具有倒圆角。
[0017] 优选的，试验前通过拉力计拉动摩擦绳索进行校准，调节螺钉拧入量，以提供试验所需的减速拉力。
[0018] 优选的，所述解锁机构包括固定钉、拔销和拔销绳索；固定钉为T字形结构，二级模型内部有二级台阶孔，一级模型1内部具有盲孔，与二级台阶孔相对设置，固定钉上部套设拔销弹簧，固定钉顺次穿过二级台阶孔和盲孔实现一级模型和二级模型的定位；一级模型的后部具有空腔，空腔底部具有拔销孔，拔销通过拔销孔插入固定钉下部的固定钉孔，将固定钉锁定在一级模型内。
[0019] 优选的，摩擦绳索螺旋状盘绕在二级空腔内。
[0020] 同时提供一种利用所述带动力并联级间分离全自由飞风洞试验装置进行风洞试验的方法，包括如下步骤：
[0021] (1)试验前用测力计拉动摩擦绳索，调节螺钉拧入量，使产生的拉力值达到要求的减速拉力数值；
[0022] (2)固定一级模型和二级模型的相对位置；拔销绳索及摩擦绳索固定至发射装置；
[0023] (3)一级模型和二级模型以一定速度向前发射，当达到拔销绳索长度极限时，拔销被拔出，释放两级模型的6自由度；
[0024] (4)摩擦绳索提供恒定的减速拉力至试验结束。
[0025] 本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0026] (1)本发明解决了以往技术无法模拟带动力并联级间分离的难题，可更真实模拟分离状态。模型前端流场是不能破坏的，因而一级模型向前加速度较难以实现，而二级向后的加速度是较为容易实现的，通过在二级上施加向后的恒定力，使其产生向后的恒定加速度，从而实现一级二级间的相对加速度差，达到真实模拟带动力分离的难题。
[0027] (2)本发明使用摩擦绳索提供恒定的加速度，克服了以往使用弹簧力来产生速度冲量的缺陷，可保证模型在飞行过程中持续产生运动加速度。弹簧力是自由飞试验中经常使用的力的来源，针对此问题如考虑使用弹簧力产生持续作用力，弹簧力与位移成正比，而本发明难题中随着位移的变化，模型需收到恒定力，因而不能采用弹簧力产生加速度。另外弹簧力可产生速度冲量，但仍不能产生恒定加速度因而不能使用弹簧。本技术创新使用摩擦力来代替自由飞试验中经常使用的弹簧力，可产生持续的摩擦力作用在二级上，从而对二级产生持续的加速度，从而真实模拟分离状态。
[0028] (3)针对不同分离状态，本发明通过调节相应装置，可达到针对不同状态分离参数的模拟。不同分离状态以及不同分离模型的加速度差是不同的，因此需要产生的加速度可调，本技术通过调节相应机构，可改变施加在摩擦绳索上的压力，而摩擦力正比于压力，从而达到调节二级加速度的目的，从而提高本发明的通用性。
[0029] (4)本发明活块边缘有活块倒角，避免绳索受到活块额外的摩擦力，保证摩擦力仅由固定块和活块提供的压力产生，以提供恒定的减速拉力。
附图说明
[0030] 图1为本发明所述的一级、二级模型分离前整体轴测图；
[0031] 图2为本发明所述的二级模型全剖图；
[0032] 图3为本发明所述的一级、二级模型全剖图；
[0033] 图4为本发明所述的一级、二级解锁装置示意图；
[0034] 图5为本发明所述的固定块示意图；
[0035] 图6为本发明所述的固定钉示意图；
[0036] 图7为本发明所述的活块示意图；
[0037] 图8为本发明所述的调节螺钉示意图。
具体实施方式
[0038] 下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
[0039] 结合体图1，并联级间分离全自由飞试验的装置包括一级模型1、二级模型2、解锁机构以及减速机构。
[0040] 一级模型1模拟飞行器一级的外形，为飞行器一级的缩比模型。
[0041] 二级模型2模拟飞行器二级的外形，为飞行器二级的缩比模型。
[0042] 解锁机构用于固定一级模型1和二级模型2的相对位置，并在需要解锁时，释放两级模型的6个自由度。具体包括固定钉3、拔销10和拔销绳索11。
[0043] 参见图6，固定钉3为T字形结构，二级模型2内部有二级台阶孔2-1，一级模型1内部具有盲孔1-2，与二级台阶孔2-1相对设置，固定钉3上部套设拔销弹簧12，固定钉3顺次穿过二级台阶孔2-1和盲孔1-2实现一级模型1和二级模型2的定位；一级模型1的后部具有空腔，空腔底部具有拔销孔1-1，穿过盲孔1-2，拔销10通过拔销孔1-1插入固定钉3下部的固定钉孔3-1，将固定钉3锁定在一级模型1内。拔销10后端连接有拔销绳索11，拔销绳索11的另一端固定在发射装置上。拔销绳索11在飞行过程中将拔销10拔出，拔销弹簧12将固定钉3弹出，使得一级模型1和二级模型2解锁。
[0044] 减速机构包括摩擦绳索4和压力调节机构。二级模型2内部有二级空腔2-2，摩擦绳索4设置在二级空腔2-2内，一端经压力调节机构后固定在发射装置上，并留有足够的长度，保证在解锁后至试验结束一直能够对二级模型2提供向后的加速度。
[0045] 结合图4，压力调节机构包括固定块5、活块6、固定块螺钉7、调节弹簧8、调节螺钉9。本发明通过调节调节螺钉9，可改变施加在摩擦绳索上的压力，而摩擦力正比于压力，从而达到调节二级加速度的目的。提供的摩擦力可以在试验前通过拉力计拉动摩擦绳索4进行校准，以提供试验所需的减速拉力。
[0046] 参见图2，二级模型2内部有二级空腔2-2，二级空腔2-2上部有二级螺纹盲孔2-5，下部有二级通孔2-3，二级通孔2-3下部为二级螺纹孔2-4。结合图5，使用固定块螺钉7穿过固定块5的固定块通孔5-1可将固定块5固定在二级模型2上，活块6、调节弹簧8可放入二级通孔2-3中，摩擦绳索4卡在固定块缺口5-2与活块6之间，并在二级空腔2-2内部留有足够的长度，为防止活块6边缘对摩擦绳索4产生额外摩擦力，将活块6边缘有活块倒角6-1，参见图7。调节螺钉9外圆有调节螺钉外螺纹9-1、调节螺钉通孔9-2、及调节螺钉缺口9-3。将调节螺钉9拧入二级螺纹孔2-4，增减调节螺钉9的旋入量可调节摩擦绳索4所受压力的大小值。
[0047] 试验前用测力计拉动摩擦绳索4，同时调节螺钉9拧入量，使产生的拉力值达到要求的数值，再使用固定钉3锁住一级模型1二级模型2。将拔销绳索11及摩擦绳索4固定在发射装置上，且摩擦绳索4长度远大于将拔销绳索11保证一级模型1与二级模型2先解锁，二级模型2再受到摩擦绳索4向后的摩擦力。
[0048] 试验时，一级二级组合体以一定速度向前发射，当达到拔销绳索11长度极限时，拔销10被拔出，从而一级模型1二级模型2释放6自由度，紧接着由于二级模型2具有一定的向前运动速度，会拉扯摩擦绳索，只要保证二级一定的向前初始速度，可使二级模型2在相应的距离上产生向后的恒定加速度，从而达到模拟带动力并联级间分离问题。
[0049] 尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
[0050] 本发明说明书中未进行详细描述部分属于本领域技术人员公知常识。
