本发明专利技术公开了一种自由飞模型舵面展开风洞试验装置。其包括弹头、弹身、折叠舵和展开机构，展开机构包括后段带有圆凸台的推杆、前螺母、后螺母，大弹簧和小弹簧，弹身内部具有前端盲孔、后端盲孔和连通两者的中间通孔，在后端盲孔的弹身壁上具有用于安装折叠舵的安装槽和转轴安装孔，推杆穿过中间通孔，大弹簧从前端套入推杆安装于前端盲孔中，通过前螺母和前盲孔的底壁进行限位，小弹簧从后端套入推杆并固定在圆凸台上，折叠舵的舵片通过转轴安装于安装槽处，后螺母在折叠舵后侧螺接在推杆上，后螺母前端设有倒角，折叠舵处于折叠状态时，倒角顶端与折叠舵后端的配合面接触，弹头在展开机构安装完后安装在弹身的前端。本装置加工简单，安装方便。
【技术实现步骤摘要】
:本专利技术涉及风洞试验模型支撑及投放，尤其涉及一种自由飞模型舵面展开风洞试验装置，属于航空航天工程领域。技术背景:未来战机的一大主要特征是具有隐身特性，这就要求飞机的导弹不能再像以前那样挂在机翼下面，而是要藏在机身内部，当需要发射时再将舱门打开。然而飞机的弹舱尺寸往往是受限的，如何更好的利用舱内空间、尽可能的多挂导弹，成为评价未来战机战斗力水平高低的重要指标。不过为了使导弹飞行更加灵活可控，导弹的舵面往往都比较大，突出于导弹弹身的舵面在导弹挂入弹舱时占据了舱内过多的空间，造成舱内空间的极度浪费，大大降低了飞机的战斗力。为此研发人员想出了折叠舵的理念。真实的导弹尺寸较大折叠舵的展开方式可以多种多样，但当人们进行风洞试验时，受限于风洞尺寸，所有模型不得不进行缩比，缩小后导弹的粗细长短类似于一支圆珠笔。怎样使如此袖珍的导弹也能灵活精准的进行折叠舵的展开，是摆在战机投弹自由飞试验面前的一大难题。同时风洞启动时有较强的乱流，所有的试验设备必须经得起启动超声速气流冲击载荷的考验，包括导弹的折叠舵，这就要求在试验前后机构的每个动作都要有可靠的自锁功能，这同时增加了设计的难度。由于折叠舵的理念较新，且真实导弹折叠舵打开的方式不可能在如此小的导弹上实现，因此以往的试验技术没有借鉴性，需要设计一种全新的自由飞模型舵面展开风洞试验装置。本专利技术针对折叠舵种类中最难的一种，即折叠舵的转动轴与母弹弹体的旋成体体轴垂直，这种折叠舵展开形式进行了仔细研究，设计出了一种经得住风洞启动冲击载荷，且加工容易、安装简单、可靠性极高的机构，从容的解决了一系列难题。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是:导弹模型从战机舱内投出，在距离弹身一定距离时进行导弹折叠舵的展开，从而研究折叠舵展开对飞机及导弹气动特性的影响，模拟战机发射导弹的真实过程。本专利技术的自由飞模型舵面展开风洞试验装包括弹头、弹身、折叠舵和展开机构，所述展开机构包括后段带有圆凸台的推杆、前螺母、后螺母，大弹簧和小弹簧，所述弹身内部具有前端盲孔、后端盲孔和连通两者的中间通孔，在所述后端盲孔的所述弹身壁上具有用于安装所述折叠舵的安装槽和转轴安装孔，所述推杆穿过所述中间通孔，所述大弹簧从前端套入所述推杆安装于所述前端盲孔，并将所述前螺母螺在所述推杆上，通过所述前螺母和所述前盲孔的底壁进行限位，所述小弹簧从后端套入所述推杆并固定在所述圆凸台上，所述折叠舵的舵片通过转轴安装于所述安装槽处，所述后螺母在所述折叠舵后侧螺接在所述推杆上，所述后螺母前端设有倒角，当所述折叠舵处于折叠状态时，所述倒角顶端与所述折叠舵后端的配合面接触，所述弹头在所述展开机构安装进所述弹身中后安装在所述弹身的前端。优选还包括折叠锁死机构，所述折叠锁死机构是通过将销插进所述弹身和所述推杆上设置有的销孔中，对所述推杆进行定位，使得所述折叠舵处于折叠状态。优选还包括展开锁死机构，所述展开锁死机构包括位于所述舵片后端的配合面和限位面，当所述推杆向前运动带动所述后螺母顶着所述舵片绕所述转轴转动而从所述安装槽中立起到位时，所述舵片后端的配合面刚好与所述后螺母外表面贴合，而所述限位面刚好卡合在所述弹身外壁上。优选当所述折叠舵处于展开状态时，所述推杆、所述推杆后螺母和所述弹身的尾端齐平。优选所述折叠舵具有沿着所述弹身的周向等间隔配置的四个所述舵片。。本套试验机构较为轻松的解决了以前未遇到的试验情形，机构主要具有以下特占.V W、.(I)试验装置通过两套锁死机构，解决了两大难题。两套锁死机构分别是初始位置锁死和结束位置锁死，两套锁死机构轻松的解决了舵面展开前抗风洞气动冲击载荷的难题和舵面展开后抗气流干扰的难题，使导弹舵面的展开、锁定更加自如，试验数据更加真实可?目;(2)试验装置的各个零件加工简单，安装方便，减少了许多繁琐的工序。此次试验装置通过合理的设计，仅使用两组不同的弹簧机构就成功解决了机构锁死、解锁、再锁死的难题，大大降低了导弹内部机构的复杂程度。(3)机构触发灵活可靠，反映迅速。【附图说明】图1为折置航展开如，导弹外观不意图。图2为折置航展开后，导弹外观不意图。图3为折叠舵展开前，内部机构示意图。图4为折叠舵展开后，内部机构示意图。图5为拔销拔出前，弹身内部主要部件关系示意图。图6为拔销拔出一瞬间，弹身内部主要部件关系示意图。【具体实施方式】下面结合附图进一步阐述本专利技术。参见图1?图6所示，I为导弹头部，2为弹身，弹身2上有可供拔销3插入的拔销孔2-1，以及安装转轴10的转轴孔2-2，弹身2的前端有前端盲孔2-4，中间有中间通孔2-5，后端有后端盲孔2-6。拔销孔2-1的轴线通过导弹质心，这样做的目的是在进行拔销动作时尽量减小对导弹姿态的影响。推杆前螺母6通过螺纹与推杆8前端连接，推杆前螺母6后面有大弹簧7。大弹簧7套在推杆8上，大弹簧7前端顶在推杆前螺母6的后端，后端顶在前端盲孔2-4的底部。推杆8上有可供拔销3插入的通孔8-1，推杆8从弹身2后端插入中间通孔2-5，推杆8后端有圆凸台8-2，圆凸台8-2前端能够顶到后端盲孔2_6的底部，小弹簧9前端固定在圆凸台8-2的后端。小弹簧9后端有折叠舵4的端面4-1，折叠舵4的转轴孔4-2与转轴10进行配合，折叠舵4上有限位面4-3，以及圆弧面4-4，圆弧面4_4与转轴10同轴。折叠舵4的前缘4-6可与当前第1页1 2 本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种自由飞模型舵面展开风洞试验装置，其特征在于：包括弹头、弹身、折叠舵和展开机构，所述展开机构包括后段带有圆凸台的推杆、前螺母、后螺母，大弹簧和小弹簧，所述弹身内部具有前端盲孔、后端盲孔和连通两者的中间通孔，在所述后端盲孔的所述弹身壁上具有用于安装所述折叠舵的安装槽和转轴安装孔，所述推杆穿过所述中间通孔，所述大弹簧从前端套入所述推杆安装于所述前端盲孔，并将所述前螺母螺在所述推杆上，通过所述前螺母和所述前盲孔的底壁进行限位，所述小弹簧从后端套入所述推杆并固定在所述圆凸台上，所述折叠舵的舵片通过转轴安装于所述安装槽处，所述后螺母在所述折叠舵后侧螺接在所述推杆上，所述后螺母前端设有倒角，当所述折叠舵处于折叠状态时，所述倒角顶端与所述折叠舵后端的配合面接触，所述弹头在所述展开机构安装进所述弹身中后安装在所述弹身的前端。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：薛飞，杨益农，朱剑，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11
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