飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗方法及裝置與流程

本發明屬于飛行器風洞試驗領域，尤其涉及一種飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗方法及裝置。

背景技術：

飛行器頭罩具有保護飛行器內部有效載荷的功能，以防止內部有效載荷受到氣動力、氣動熱及聲振等有害環境的影響，同時可以使飛行器具有良好的空氣動力學特性，減小飛行器受到的氣動阻力，增加續航能力等作用。當飛行器飛行到一定高度時，必須及時將頭罩分離并拋棄，以便有效載荷正常工作和減輕飛行器的后續質量，使飛行器的作用得到有效發揮。飛行器在大氣層中的頭罩分離后頭罩運動軌跡主要由所受的氣動力決定，流動呈現高度非定常和非線性等復雜特征，頭罩周圍的激波也會對彈體表面壓力分布造成擾動，并伴隨著多體間強烈的相互干擾，具有高動壓、迎風面積大等特點，導致頭罩分離后有可能發生重新閉合或與內部載荷、彈體、尾舵等部件發生碰撞。因此，頭罩設計是否合理且能否成功安全分離，直接關系著飛行任務的成敗。

技術實現要素：

針對上述技術問題，本發明提供了一種可以對風洞中飛行器頭罩兩瓣旋轉分離特性進行模擬的試驗裝置，該試驗裝置可以保證頭罩頭部先張開。

本發明還提供了一種利用上述試驗裝置對對風洞中飛行器頭罩兩瓣旋轉分離特性進行模擬的試驗方法。

本發明提供的技術方案為：

一種飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置，包括：

彈體；

兩個半罩，所述兩個半罩在鎖緊構件的作用下彼此閉合，并罩設在所述彈體的頭部；

連接環，其環設于所述彈體上，所述兩個半罩的尾部分別通過一個連接件連接至所述連接環；

兩個處于預壓縮狀態的彈性構件，各彈性構件設置在一個半罩與彈體之間，以向所述半罩施加向外側的彈性力；

其中，所述鎖緊機構解鎖后，各半罩相對于連接件向外側旋轉，并且當所述連接件在氣動力和彈性力的作用下發生斷裂，兩個半罩彼此分離并脫離所述彈體。

優選的是，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述連接環包括與所述彈體之間形成第一環形間隙的連接部，其中，所述兩個半罩的尾部均具有位于內側的插入部以及位于外側的銜接部，所述插入部插入至所述第一環形間隙內，并通過一個連接件連接至所述連接部，所述銜接部的后端面與所述連接部的前端面彼此緊密接觸，所述連接部的前端面為由一圓弧相對于所述彈體的軸線旋轉而成的凸曲面；當所述半罩相對于連接件向外側旋轉時，所述半罩沿著所述連接部的前端面旋轉，并且當所述半罩旋轉過所述圓弧的弧長，所述連接件在氣動力和彈性力的作用下發生斷裂。

優選的是，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述連接件為銷釘。

優選的是，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述半罩的插入部與所述彈體之間保留有第二環形間隙，當所述半罩相對于連接件向外側旋轉時，所述插入部不與所述彈體發生碰觸。

優選的是，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述鎖緊構件包括鉬絲，所述鉬絲的兩端分別連接于兩個半罩；所述鎖緊構件通過以下方式解鎖：所述彈體的內部具有空腔，所述彈體的前端具有與所述空腔連通的開口，一直線動力機構設置在所述空腔內，且所述直線動力機構的動力輸出部連接至所述鉬絲的中部，當所述直線動力機構向所述鉬絲施加向后運動的力，并將所述鉬絲拉斷，所述鎖緊構件解鎖。

優選的是，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述直線動力機構為氣缸。

優選的是，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述彈性構件設置在對應的半罩的質心的后側。

優選的是，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述彈性構件為彈簧。

一種飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗方法，包括：

將所述的試驗裝置安裝在風洞中；

采用試驗裝置進行飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗：解鎖鎖緊機構，使兩個半罩彼此分離并脫離所述彈體；

記錄兩個半罩的運動過程，以研究兩個半罩的運動特性和氣動特性；

通過改變所述試驗裝置中所述圓弧的弧長來改變各半罩脫離所述彈體的臨界角，從而獲得不同臨界角時兩個半罩的運動過程。

本發明所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，兩個半罩的尾部分別通過一個連接件連接至連接環，當鎖緊機構解鎖后，各半罩相對于連接件向外側旋轉，并且隨著旋轉角度的增加，氣動力和彈性力施加于連接件上的力矩也增加，并最終導致連接件的斷裂，從而使兩個半罩彼此分離并脫離彈體。本發明的試驗過程中兩個半罩的頭部先張開，而尾部最后脫離，保證了對飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗的準確模擬。

此外，本發明中半罩在向外側旋轉時，其沿著連接部的前端面來旋轉，而前端面為由一圓弧相對于彈體的軸線旋轉而成的凸曲面。本發明可以通過改變該圓弧的弧長，來改變半罩在脫離彈體時的臨界角，進而實現在不同臨界角下對半罩的運動特性和氣動特性的模擬。

附圖說明

圖1為本發明所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置的結構示意圖。

圖2為圖1的A局部放大部；

圖3為在一個實施例中利用本發明的試驗裝置的風洞試驗記錄圖(攻角為α＝0°，β＝0°；

圖4為在該實施例中所記錄的頭罩兩瓣旋轉分離后兩個半罩的質心x坐標時間歷程曲線；

圖5為在該實施例中所記錄的頭罩兩瓣旋轉分離后兩個半罩的質心y坐標時間歷程曲線；

圖6為在該實施例中所記錄的頭罩兩瓣旋轉分離后兩個半罩的俯仰角θ時間歷程曲線。

具體實施方式

下面結合附圖對本發明做進一步的詳細說明，以令本領域技術人員參照說明書文字能夠據以實施。

如圖1和圖2所示，本發明提供一種飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置，包括：彈體14；兩個半罩1,6，所述兩個半罩在鎖緊構件的作用下彼此閉合，并罩設在所述彈體14的頭部3；連接環4，其環設于所述彈體上，所述兩個半罩的尾部分別通過一個連接件連接至所述連接環4；兩個處于預壓縮狀態的彈性構件12,7，各彈性構件設置在一個半罩與彈體之間，以向所述半罩施加向外側的彈性力；其中，所述鎖緊機構解鎖后，各半罩相對于連接件向外側旋轉，并且當所述連接件在氣動力和彈性力的作用下發生斷裂，兩個半罩彼此分離并脫離所述彈體。

在未進行風洞試驗時，半罩的尾部通過連接件固定在連接環上，兩個半罩在鎖緊構件的作用下彼此閉合，罩設在彈體的頭部。進行風洞試驗時，試驗裝置的彈體后段與風洞的機架連接在一起，從而使試驗裝置固定在風洞中；之后使鎖緊構件解鎖，由于彈性構件處于預壓縮狀態，在鎖緊構件剛剛解鎖時，半罩在彈性構件的作用下會相對于連接件向外側旋轉，并且由于頭罩始終處于風洞的流場之中，作用于頭罩的氣動力和來自于彈性構件的彈性力會對連接件產生力矩，該力矩所形成的反剪力最終將剪短該連接件，從而使半罩脫離彈體。上述過程中，在鎖緊構件解鎖后，半罩始終是相對于連接件向外側旋轉的，即半罩的頭部先張開，而尾部最后脫離，而不會出現半罩的尾部先張開的情況(半罩的尾部先張開會導致半罩張開后又重新閉合的情況)。

兩個半罩脫離彈體后，均進入自由飛行的狀態，采用高速攝像機拍攝兩個半罩的運動過程，以研究低空高速飛行器頭罩兩瓣旋轉分離的運動特性和氣動特性，為飛行器頭罩的結構設計和控制系統設計提供參考數據。

具體地，彈性構件的設置方式為：在彈體14的內部開設有兩個安裝孔，每個彈性構件12,7裝設在該安裝孔內，其一端固定在安裝孔的底部，另一端則從安裝孔伸出，并抵頂至半罩的內壁面。

彈性構件的作用位置以及所施加彈性力的大小與真實飛行器頭罩相似。

在一個實施例中，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述連接環4包括與所述彈體之間形成第一環形間隙的連接部11，其中，所述兩個半罩的尾部均具有位于內側的插入部18以及位于外側的銜接部20，所述插入部18插入至所述第一環形間隙內，并通過一個連接件5連接至所述連接部11，所述銜接部20的后端面與所述連接部11的前端面19彼此緊密接觸，所述連接部的前端面19為由一圓弧相對于所述彈體的軸線旋轉而成的凸曲面；當所述半罩相對于連接件向外側旋轉時，所述半罩沿著所述連接部的前端面旋轉，并且當所述半罩旋轉過所述圓弧的弧長，所述連接件在氣動力和彈性力的作用下發生斷裂。

在該實施例中，半罩通過插入部插入至連接部的內側(即插入至第一環形間隙內)，從而使連接件將半罩的尾部和連接環連接在一起；并且半罩的銜接部的后端面則與連接部的前端面彼此緊密接觸，而且連接部的前端面為由圓弧相對于彈體的軸線旋轉而成的凸曲面，當半罩相對連接件向外側旋轉時，半罩沿著連接部的前端面旋轉，并且當半罩旋轉的路徑正好是圓弧的弧長時，連接件也在氣動力和彈性力的作用下斷裂，從而使半罩正好從彈體脫離。

在上述過程中，將半罩從閉合的位置旋轉至正好從彈體脫離的位置所經過的角度η為半罩從彈體脫離的臨界角η₀，該臨界角與圓弧的圓心角實際是一致的，因此，在進行風洞試驗時，可以通過改變圓弧的圓心角來改變臨界角，從而實現在不同臨界角的情況下對半罩的運動特性和氣動特性的研究。

在一個實施例中，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述連接件5為銷釘。具體地，該連接件5為圓錐銷釘。該連接件可以是任何在半罩旋轉過圓弧的弧長時可以發生斷裂的部件。

在一個實施例中，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述半罩的插入部18與所述彈體14之間保留有第二環形間隙17，當所述半罩相對于連接件向外側旋轉時，所述插入部18不與所述彈體14發生碰觸。即當半罩向外側旋轉時，其尾部不會受到彈體的干擾，從而保證半罩在脫離彈體后保持自由飛行。

在一個實施例中，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述鎖緊構件包括鉬絲2，所述鉬絲2的兩端分別連接于兩個半罩1,6；所述鎖緊構件通過以下方式解鎖：所述彈體14的內部具有空腔15，所述彈體的前端具有與所述空腔連通的開口13，一直線動力機構10設置在所述空腔內，且所述直線動力機構10的動力輸出部連接至所述鉬絲2的中部，當所述直線動力機構向所述鉬絲施加向后運動的力，并將所述鉬絲拉斷，所述鎖緊構件解鎖。

當需要解鎖鎖緊構件時，則控制直線動力機構動作，直線動力機構的動力輸出部牽拉鉬絲的中部，從而將鉬絲拉斷。為了保證彈體的結構上的整體性，將直線動力機構裝設在彈體內部的空腔內。

上述鎖緊構件采用的是高強度鉬絲，以保證在不進行風洞試驗時能夠將半罩鎖緊，使半罩穩定地罩設在彈體的頭部。

上述鎖緊構件的設計結構簡單，易于實現，有助于降低試驗裝置的設計和制造成本。

在一個實施例中，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述直線動力機構10為氣缸。氣缸的活塞桿8連接至鉬絲的中部，從而將鉬絲拉斷。另外，直線動力機構也可以采用電動缸或液壓缸。但采用氣缸時，彈體的結構設計更簡單，且設計成本更低。

在一個實施例中，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述彈性構件設置在對應的半罩1的質心16的后側。

在一個實施例中，所述的飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗裝置中，所述彈性構件為彈簧。具體地，該彈簧為圓柱形彈簧。

本發明還提供一種飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗方法，包括：

將所述的試驗裝置安裝在風洞中；

采用試驗裝置進行飛行器頭罩兩瓣旋轉分離風洞試驗：解鎖鎖緊機構，使兩個半罩彼此分離并脫離所述彈體；

記錄兩個半罩的運動過程，以研究兩個半罩的運動特性和氣動特性；

通過改變所述試驗裝置中所述圓弧的弧長來改變各半罩脫離所述彈體的臨界角，從而獲得不同臨界角時兩個半罩的運動過程。

圖3至圖6為在一個實施例中進行風洞試驗的數據，其中，圖4至圖6為高速攝像機拍攝到的照片通過圖像分析軟件分析出來的兩個半罩的運動軌跡和俯仰角，根據這些數據即可以對半罩的氣動特性和運動特性加以研究。上述實施例中，由于在鎖緊構件未解鎖時，兩個半罩分別處于上、下的位置，因此，也將兩個半罩分別稱為上罩和下罩，以分別對兩個半罩的行為進行研究。

盡管本發明的實施方案已公開如上，但其并不僅僅限于說明書和實施方式中所列運用，它完全可以被適用于各種適合本發明的領域，對于熟悉本領域的人員而言，可容易地實現另外的修改，因此在不背離權利要求及等同范圍所限定的一般概念下，本發明并不限于特定的細節和這里示出與描述的圖例。