[实用新型]一种适用于小转动惯量产品姿态调节的缩径偏心式装置

说明书

本发明提供了一种适用于小转动惯量产品姿态调节的缩径偏心式装置，包括转接环、舱体和缓冲垫，所述的舱体为柱状结构，后端固连火箭橇橇体，轴线指向与火箭橇运行方向平行；所述的转接环一端固连舱体前端，另一端开口，被试品尾部同轴固连在转接环开口内；被试品后端面与转接环内腔底部之间填充缓冲垫；所述的舱体外径小于转接环外径，舱体上缘与转接环上缘的距离小于舱体下缘与转接环下缘的距离。本发明能够实现产品弹橇分离后飞行姿态的有效控制。

技术领域

本发明属于军品靶场试验测试技术领域，主要涉及火箭橇试验技术，具体是一种气动布局装置，用于超声速火箭橇试验中小转动惯量产品飞行姿态调节，实现对产品技术指标的全面考核。

背景技术

火箭橇试验是介于风洞实验与飞行试验之间的一种以火箭发动机为动力，沿专用轨道滑行的地面模拟试验系统，主要提供武器系统研制过程中有关速度、加速度条件，用于飞机、导弹、航宇飞行器整机或部件等功能考核。

目前，火箭橇试验中针对长细比小的产品，为了控制产品与橇体解除约束后的飞行姿态，通常在试验设计过程中考虑试验目的、产品的外形尺寸、火箭橇试验平台的结构、弹橇无扰动分离等因素，在产品尾部设计长度、直径、壁厚、材料、配合方式符合试验规范的“圆筒型”加长舱装置，通过大量火箭橇试验验证，加长舱装置的设计在不影响产品功能与性能的考核的前提下，为产品的平稳飞行提供了可靠的力学环境。试验技术指标及产品气动外形的不同，尤其是对于小转动惯量(≤100kg·m²)的产品来说，在相同来流马赫数的作用下，“圆筒型”加长舱的“腹部”高压区形成的翻转力矩使得产品产生绕质心较大的角加速度，飞行姿态更易变化，有时会出现产品攻角难以控制的情形，故传统的加长舱结构已不满足需求。

本发明申请人在一定范围内对国内外专利文献和公开发表的期刊论文检索，尚未发现与本发明密切相关和一样的报道或文献。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种适用于小转动惯量产品姿态调节的缩径偏心式装置，能够实现产品弹橇分离后飞行姿态的有效控制。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种适用于小转动惯量产品姿态调节的缩径偏心式装置，包括转接环、舱体和缓冲垫。

所述的舱体为柱状结构，后端固连火箭橇橇体，轴线指向与火箭橇运行方向平行；所述的转接环一端固连舱体前端，另一端开口，被试品尾部同轴固连在转接环开口内；被试品后端面与转接环内腔底部之间填充缓冲垫；所述的舱体外径小于转接环外径，舱体上缘与转接环上缘的距离小于舱体下缘与转接环下缘的距离。

所述的舱体与转接环之间设置有若干加强筋。

所述的舱体外径为转接环外径的2/3，长度为舱体外径的3.5倍，舱体距转接环上沿的距离是转接环外径的1/8。

所述的舱体为一端开口、一端封口的圆筒结构，舱体材料为铝材，型号为2A12，壁厚为20mm。

所述舱体的尾部与后卡环紧配合安装在火箭橇橇体上，轴向与火箭橇体后挡板紧贴。

所述的转接环采用铝材，内腔为台阶孔，后端内径小于前端内径，后端端面壁厚为30mm。

所述转接环的开口处采用螺纹形式与产品连接，转接环与舱体通过焊接固连。

所述的缓冲垫采用橡胶材料。

本发明的有益效果是：

1.本发明的缩径偏心式气动布局装置，不仅可以改变产品周围飞行力学环境，而且可以减小超声速条件下加长舱对翻转力矩的贡献大小，控制被试品上受到的气动力，经数值仿真计算及试验验证，可实现小转动惯量产品飞行姿态的精确控制；