[发明专利]一种用于内埋武器轨迹捕获试验大机动模拟的支撑系统

说明书

本申请涉及试验空气动力学的技术领域，具体公开了一种用于内埋武器轨迹捕获试验大机动模拟的支撑系统，包括导弹模型、置于导弹模型内部的应变天平、与应变天平两端连接的用于不同分段攻角范围的尾撑机构和头撑机构；尾撑用于0～‑90°攻角范围，头撑用于‑90°～‑180°攻角范围；尾撑机构连接于应变天平朝向导弹模型尾部的一端，且从导弹模型的尾部伸出；头撑机构连接于应变天平朝向导弹模型头部的一端，且从导弹模型的头部伸出；采用辅助的腹支撑及腹撑+假头撑连接应变天平用于修正头部支撑干扰。通过接力方式实现了导弹过失速越肩发射过程0～180°翻转的风洞模拟。

技术领域

本申请涉及试验空气动力学的技术领域，特别是一种在风洞中实现内埋武器0～180°翻转机动轨迹捕获试验的支撑系统。

背景技术

机弹分离、级间分离、助推器分离以及头罩分离等多体分离问题是航空航天飞行器面临的关键技术问题。飞行器在多体分离过程中会出现复杂的多体干扰流动，在飞行器的研制过程中，如果分离方案设计不合理，会导致分离体发生碰撞或者运动失控的风险。当前，全向攻击能力是新一代空射导弹发展的趋势和方向，它要求导弹具备过失速越肩发射技术，即快速转弯飞行的能力。

轨迹捕获风洞试验技术作为一种先进的多体分离地面模拟技术，将风洞模型试验与飞行力学有机结合，其突出优点是预测的准确性高，能获得与全尺寸飞行试验数据基本一致的试验结果，能通过计算机软件在试验中模拟外挂复杂的分离条件(如助投力、外挂物本身的推力等)和特殊的飞行状态(如俯仰、爬升或加速飞行等)，适应飞机某些包线飞行状态下的发射，能在试验中直接给出外挂分离轨迹，及时评定分离特性，必要时可随时修改有关参数进行试验。试验不仅可以得到全尺寸条件分离轨迹，还可以直接测量外挂物在分离轨迹各测量点上的气动载荷，有利于外挂分离特性的分析和改进研究。因此，捕获轨迹试验是空射武器型号定型前必须开展的风洞试验类型。

受限于机构自身的运动能力和作动空间，现有的轨迹捕获风洞试验支撑系统借助接力技术通常只能实现攻角方向不超过90°的运动，不具备0～180°的试验模拟能力，无法满足导弹分离后过失速越肩发射的试验需求，因此迫切需要发展相应模拟能力，以拓宽这类试验技术的使用范围，本发明正是在这样的实际背景下提出的。

发明内容

为了满足导弹分离后过失速越肩发射的轨迹捕获风洞试验需求，本发明提供一种在风洞中实现内埋武器0～180°翻转机动轨迹捕获试验的支撑系统，能在轨迹捕获风洞试验中，通过接力方式实现导弹过失速越肩发射过程的风洞模拟，并对头撑引起的模型外形破坏及支撑干扰提出了修正的方法和具体措施。

本申请采用如下的技术方案：

一种用于内埋武器轨迹捕获试验大机动模拟的支撑系统，包括导弹模型、置于导弹模型内部的应变天平、与应变天平两端连接的用于不同分段攻角范围的尾撑机构和头撑机构、用于修正头撑机构干扰的腹撑系统和腹撑带假头撑系统；

尾撑机构用于0～-90°攻角范围的试验，头撑机构用于-90°～-180°攻角范围的试验；

尾撑机构连接于应变天平朝向导弹模型尾部的一端，且从导弹模型的尾部伸出；头撑机构连接于应变天平朝向导弹模型头部的一端，且头撑机构从导弹模型的头部伸出。

所述应变天平用于测量试验过程中模型所受气动力，为轨迹捕获解算程序提供气动输入量。

在上述的支撑系统中，所述尾撑机构包括所适用分段攻角范围逐渐减小的尾直支杆和至少一个尾预弯支杆，头撑机构包括适用分段攻角范围逐渐减小的至少一个头预弯支杆和头直支杆；

尾直支杆、尾预弯支杆、头直支杆、头预弯支杆均包括直尾杆和支撑杆，直连杆和支撑杆之间连接有过渡段；

尾直支杆的直连杆与导弹模型同轴设置，且从导弹模型的尾部伸出，支撑杆与导弹模型之间的预置角为0；头直支杆的直连杆与导弹模型同轴设置，且从导弹模型的头部伸出，支撑杆与导弹模型之间的预置角为-180°；