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(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN111855131A(43)申请公布日2020.10.30(21)申请号202010350538.0(22)申请日2020.04.28(71)申请人中国航天空气动力技术研究院地址100074北京市丰台区云岗西路17号(72)发明人李广良张江陈农董金刚秦永明(74)专利代理机构中国航天科技专利中心11009代理人庞静(51)Int.Cl.G01M9/02(2006.01)G01M9/08(2006.01)权利要求书2页说明书6页附图3页(54)发明名称远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法(57)摘要本发明涉及一种远程舵控的风洞自由飞试验装置及方法,装置中的载机尾支撑通过天平支杆系统与所述载机模型相固连,并驱动载机模型实现俯仰、滚转和偏航姿态变化;所述的防冲击装置用于保护载机模型和导弹模型在风洞吹风启动时免受冲击,并在风洞气流稳定后撤出;载机尾支撑用于改变载机模型和导弹模型的试验位姿;导弹模型脱离载机模型后,导弹模型上的各舵面在外部指令控制下沿模型主体轴线、舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转;同时测量装置对导弹模型在流场中的运动进行实时同步测量;天平支杆系统用于对载机模型进行实时气动特性测量;所述的拦阻网用于防止导弹模型在自由运动后期与风洞洞壁进行碰撞。CN111855131ACN111855131A权利要求书1/2页1.远程舵控的风洞自由飞试验装置,其特征在于包括载机模型,天平支杆系统、载机尾支撑、导弹模型、防冲击装置和拦阻网;载机尾支撑通过天平支杆系统与所述载机模型相固连,并驱动载机模型实现俯仰、滚转和偏航姿态变化;所述的防冲击装置用于保护载机模型和导弹模型在风洞吹风启动时免受冲击,并在风洞气流稳定后撤出;载机尾支撑用于改变载机模型和导弹模型的试验位姿;导弹模型脱离载机模型后,导弹模型上的各舵面在外部指令控制下沿模型主体轴线、舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转;同时测量装置对导弹模型在流场中的运动进行实时同步测量;天平支杆系统用于对载机模型进行实时气动特性测量;所述的拦阻网用于防止导弹模型在自由运动后期与风洞洞壁进行碰撞。2.根据权利要求1所述的装置,其特征在于:所述的导弹模型内腔安装数据交互系统、自动舵控装置、滚转电机驱动系统和电源数控系统;数据交互系统获取来自风洞外的实时控制反馈信号,并传输给电源数控系统;电源数控系统控制滚转电机驱动系统驱动各舵面沿导弹模型主体轴线进行实时角度偏转,控制自动舵控装置驱动导弹模型各舵面沿舵轴及其垂直方向进行实时角度偏转。3.根据权利要求2所述的装置,其特征在于:数据交互系统、自动舵控装置、滚转电机驱动系统和电源数控系统在导弹模型内腔中的位置、重量、惯性矩特征参照真实导弹特性,满足试验所需的气动相似准则和动力相似准则。4.根据权利要求2或3所述的装置,其特征在于:所述的自动舵控装置包括舵机主体、舵面偏转单元和舵片,舵面偏转单元关于舵机主体呈环形分布,其布置数量和方式根据所述导弹模型的舵面数量和布局形式决定;所述的舵面偏转单元包括电机驱动系统、弹簧、螺杆、螺母、离合装置、蜗杆、蜗轮、连杆、滑块、限位销和锁销,电机驱动系统驱动旋转螺杆,进而推动螺母做直线运动,连杆两端分别与滑块与螺母铰接,与滑块套合的舵片在连杆的作用下沿舵片和舵轴的垂直方向进行角度偏转直至指定角度后,锁销将舵片和蜗轮进行固连,螺母在弹簧的作用下脱离螺杆的作用,并推动离合装置将螺杆和蜗杆进行固定,随着电机驱动系统的驱动,蜗杆旋转带动蜗轮和舵片沿舵轴方向进行角度偏转,限位销对角度偏转范围进行限制。5.根据权利要求4所述的装置,其特征在于:弹簧始终处于压缩状态,在螺母脱离螺杆的旋转推动作用后,能抑制螺杆反向旋转时对螺母的反向旋转推动,并通过螺母的挤压让离合装置始终保持闭合状态。6.根据权利要求4所述的装置,其特征在于:蜗杆和蜗轮传动具有自锁功能,在离合装置未将螺杆和蜗杆固定前,蜗杆固定不动,对蜗轮自锁固定,保证舵片沿舵轴方向不发生偏转,进而对螺母进行直线导向。7.根据权利要求4所述的装置,其特征在于:通过控制电机驱动系统的输出动力轴轴线与舵面的旋转轴线的最短距离偏离蜗轮蜗杆中心距±0.01mm以内,使得旋转回程间隙在3′以内。8.根据权利要求1所述的装置,其特征在于:所述的防冲击装置包括有电机组合系统、防冲击基座、蜗轮蜗杆、齿轮齿条、直线导轨和锥块,电机组合系统固定在防冲击基座上,驱2CN111855131A权利要求书2/2页动蜗轮蜗杆旋转,并通过齿轮齿条将旋转运动转变为在直线导轨导向下锥块的直线运动。9.根据权利要求8所述的装置,其特征在于:所述的锥块垂直来流方向的宽度大于导弹模型的最大宽度,对来流进行分流导向作用,其伸入风洞内相对气流方向的垂直长度能覆盖并保护载