一种适用于小转动惯量产品姿态调节的缩径偏心式装置制造方法及图纸

本发明专利技术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。本发明专利技术能够实现产品弹橇分离后飞行姿态的有效控制。制。制。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于小转动惯量产品姿态调节的缩径偏心式装置


[0001]本专利技术属于军品靶场试验测试
，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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]本专利技术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，尚未发现与本专利技术密切相关和一样的报道或文献。

技术实现思路

[0005]为了克服现有技术的不足，本专利技术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。
[0006]本专利技术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。
[0007]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。
[0008]所述的舱体与转接环之间设置有若干加强筋。
[0009]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。
[0010]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。
[0011]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。
[0012]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。
[0013]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。
[0014]所述的缓冲垫采用橡胶材料。
[0015]本专利技术的有益效果是：
[0016]1.本专利技术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；
[0017]2.本专利技术中“缩径”及“偏心”结构的巧妙设计，使得加长舱尾部的气流更加顺畅，防止高速气流在此处发生堵塞，进一步降低了被试品尾部局部高压区，间接减小负向力矩，同时有效降低了弹橇分离时刻的气动扰动；
[0018]3.本专利技术整体结构选择铝制材料，同时搭配缓冲垫使用，避免了被试品攻击靶标时刻，惯性作用下该装置与产品发生机械碰撞，不对产品着靶攻角和侵彻目标效果造成影响；
[0019]4.本专利技术中装置结构简单，与产品装配易于操作，确保火箭橇在轨高速滑行中产品航、竖向不发生偏移。
附图说明
[0020]图1是本专利技术的结构示意图；
[0021]图2是本专利技术的结构剖视图；
[0022]图3是本专利技术的结构后视图；
[0023]图4是本专利技术的转接环结构图；
[0024]图5是本专利技术的缓冲垫结构图；
[0025]图6是本专利技术的舱体结构图；
[0026]图7是利用本专利技术安装的某型双轨火箭橇结构外形示意图。
[0027]图中，1
‑
转接环；2
‑
缓冲垫；3
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舱体；4
‑
加强筋；5
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开口处；6
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收口处；7
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凸台；8
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缓冲垫填充区；9
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底盘；10
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前立柱；11
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后立柱；12
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发动机；13
‑
产品；14
‑
缩径偏心式气动布局装置；15
‑
前卡环；16
‑
后卡环；17
‑
后挡板。
具体实施方式
[0028]下面结合附图和实施例对本专利技术进一步说明，本专利技术包括但不仅限于下述实施例。
[0029]本专利技术提供一种“缩径偏心式”的加长舱气动调节装置，一是对加长舱“缩径”处理，减小受力面积及该位置升力大小，从而降低此处的负向力矩约45％左右；二是对加长舱进行“偏心”处理，即舱体与产品轴线不重合，同时将加长舱姿态调整为0
°
，使得加长舱尾部的气流更加顺畅，防止气流堵塞，间接减小负向力矩，经攻角计算及试验验证，这种装置可实现产品弹橇分离后飞行姿态的有利控制，为类似火箭橇试验产品攻角控制提供参考依据。
[0030]为了便于表述，本专利技术将产品、气动布局装置及卡环组成的系统称为被试品系统。
[0031]本专利技术是一种缩径偏心式气动布局装置，作为产品攻角控制的辅助结构，安装在产品尾部，包括转接环、舱体、加强筋、缓冲垫。转接环是产品与舱体的承接结构，其开口处采用螺纹形式与产品连接，对产品航、竖向限位，收口处与舱体端口焊接在一起，舱体为一端开口、一端封口的圆筒结构，尾部与后卡环紧配合安装在火箭橇橇体上，舱体端面处均匀分布“梯型”加强筋，增加转接环与舱体间的连接强度，确保在舱体在高速运行中结构安全。
[0032]本专利技术的实现在于：所述转接环为铝材，保证与产品同轴，即与产品安装角度一样，具体预置安装角度根据弹橇分离边界进行攻角仿真计算而定，内径与产品外径一致，径向壁厚为12.5mm，收口处壁厚为30mm，开口处设计内螺纹，螺纹形式及数量与产品外螺纹保持一致，为了防止装配时螺纹处卡死，装配前需在螺纹处均匀涂抹润滑油，转接环内壁设置高4mm的凸台结构，用于防止产品发生航向位移，螺纹旋紧并与凸台贴实后转接环预留空隙保证在50mm以上，作为缓冲垫填充区域。
[0033]本专利技术的实现在于：所述舱体材料为铝材，型号为2A12，在产品侵彻靶标时刻瞬间解体，确保不对产品入靶姿态及侵彻效本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一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，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述的适用于小转动惯量产品姿态调节的缩径偏心式装置，其特征在于，所述的舱体与转接环之间设置有若干加强筋。3.根据权利要求1所述的适用于小转动惯量产品姿态调节的缩径偏心式装置，其特征在于，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。4.根据权利要求1所述的适用于小转动惯量...

【专利技术属性】
技术研发人员：周学文，张晨辉，郝芬芬，吕水燕，杨珍，
申请(专利权)人：中国兵器工业试验测试研究院，
类型：新型
国别省市：