[發明專利]一種機彈同時分離模擬的軌跡捕獲系統

有效

• 申請號: 202011496762.7
• 申請日: 2020-12-17
• 公開（公告）號: CN112649171B
• 公開（公告）日: 2022-10-14
• 發明（設計）人: 魏忠武;謝峰;李廣良;董金剛;張晨凱;王帥;張江;秦永明
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04;B64G7/00
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 陳鵬

一種機彈同時分離模擬的軌跡捕獲系統，采用雙轉軸支撐機構作為載機的支撐系統，采用并聯多自由度機構作為載彈的支撐系統，對載機模型和載彈模型進行三自由度姿態模擬，實現機彈分離過程中，彈與載機的位置及姿態的同時模擬，主要包括風洞試驗段、半臂攻角機構、雙轉軸機構、并聯多自由度載彈支撐機構、載機測量天平、載機模型、載彈測量天平、載彈模型。

技術領域

本發明涉及一種機彈同時分離模擬的軌跡捕獲系統，屬于航空飛行器的級間分離技術領域。

背景技術

空中發射大型飛行器可以提高飛行器的初始速度，有效地節約燃料或增加射程，同時具有較高的自主性和機動性。從上世紀80年代初起，美國和蘇聯陸續開始了多個空中發射項目的研制，空中發射的對象包括空射戰略彈道導彈和空射運載火箭等。

空中發射投放分離過程其本質是一個復雜的非定常多體分離過程，外掛物與載機間存在嚴重的氣動力干擾，如果分離不當，極易與載機發生擦刮或碰撞，輕則分離飛行器發射失敗，重則會對載機及機組人員的安全造成嚴重的危害。在以往的飛機投彈過程中，投放的外掛物主要是小翼面小升力的炸彈、導彈等，具有質量小、對載機氣動干擾小、發射彈射力對載機穩定性影響小等特點。空中發射大型飛行器時，由于投放飛行器具有較大的升力和重量，其對載機的氣動干擾較大、投放飛行器質量大等特點，分離初始狀態載機和投放飛行器都會有較大的姿態變化，使得大型飛行器與載機的分離過程異常復雜。另一方面，飛行器與載機分離后，需要保證其飛行軌跡和姿態的可控，否則飛行器無法建立需要的飛行姿態，將直接導致飛行器發射任務的失敗。

前國內外機載武器的分離特性地面模擬試驗是通過軌跡捕獲試驗CTS系統進行的，常規飛機投彈的分離試驗中，載彈相對于載機的體積和質量均是小量，載彈對載機的氣動干擾可以忽略，并且分離物的六自由度支撐機構的有效載荷較小，只能滿足小體積比的分離物軌跡捕獲試驗。對于大型飛行器與載機分離時，由于導彈與載機的質量和尺寸都處在同一量級，導彈投放會導致載機質量特性發生突變，從而使得分離后較短的時間內載機的姿態、運動和繞流環境等出現顯著變化，載機受分離飛行器的干擾不能忽略，國內現有的CTS風洞試驗系統只能實現載機位置及姿態固定而載彈位置和姿態實時模擬，對于相似體積飛行器分離的兩體位姿同時模擬的試驗無法滿足。

發明內容

本發明解決的技術問題是：針對目前現有技術中，傳統機彈分離地面模擬試驗只能實現載機位置及姿態固定而載彈位置和姿態實時模擬，對于相似體積飛行器分離的兩體位姿同時模擬的試驗無法滿足的問題，提出了一種機彈同時分離模擬的軌跡捕獲系統。

本發明解決上述技術問題是通過如下技術方案予以實現的：

一種機彈同時分離模擬的軌跡捕獲系統，包括風洞試驗段、半臂攻角機構、雙轉軸機構、并聯多自由度載彈支撐機構、載機測量天平、載機模型、載彈測量天平、載彈模型，所述并聯多自由度載彈支撐機構安裝于風洞試驗段壁面，并聯多自由度載彈支撐機構末端連接載彈測量天平，載彈測量天平安裝于載彈模型內腔中，安裝于試驗段壁面的半臂攻角機構通過雙轉軸機構與載機測量天平連接，所述載機測量天平安裝于載機模型內腔中，通過載機測量天平與載彈測量天平獲取力與力矩參數，并解算載機模型、載彈模型的運動模式，根據解算結果控制雙轉軸機構與并聯多自由度載彈支撐機構進行運動，模擬載機模型與載彈模型于機彈分離過程中的位置及姿態變化。

所述雙轉軸機構作為載機支撐機構，可對載機模型進行三自由度姿態模擬，所述并聯多自由度載彈支撐機構可對載彈模型進行三自由度姿態模擬，載機支撐機構、并聯多自由度載彈支撐機構共同對載機模型、載彈模型相對位置進行三自由度位置模擬。

所述半臂攻角機構可沿弧形導軌滑動實現攻角變化，弧形導軌設置于半臂攻角機構側壁，可使半臂攻角機構與風洞試驗段相對滑動。