本发明专利技术公开了一种通道式攻角设计装置及方法,包括蒙皮、泄流通道、航向矩管、上三角整流结构、前横梁、中横梁、后横梁、楔形整流和整流帽；通道式攻角设计装置关于火箭橇系统的展向中截面对称，由产品橇前端延伸至产品橇尾端；产品橇底盘上设置前横梁、中横梁和后横梁，分别位于产品橇前端、中部和尾端；前部侧面与火箭橇前立柱的内撑面在同一平面，后部侧面与火箭橇后立柱的内撑面在同一平面，用钢板将前立柱内撑面与后立柱内撑面连接形成中部侧面，火箭橇的后立柱内撑面展向位置在前立柱内撑面展向位置外侧，钢板在安装时折弯形成扩流通道，使气体减速，减小被试品尾部所受气动升力。本发明专利技术装置结构简单，便于加工、安装。安装。安装。
【技术实现步骤摘要】
一种通道式攻角设计装置及方法
[0001]本专利技术属于靶场测试
，具体涉及一种通道式攻角设计装置及方法。
技术介绍
[0002]火箭橇试验是依托地面专用滑轨，以火箭发动机为动力，以火箭橇为载体，在地面专用滑轨上高速运行的模拟试验。能够模拟武器系统或关键部件的速度、过载、分离、弹翼展开、终点效应等真实工作状态，并获取有效测试数据，为武器研制提供有力支持。
[0003]传统双轨火箭橇为桁架式结构，可实施大质量被试品最大运行速度950m/s的火箭橇试验，且已近乎达到基于当前动力系统的推阻比极限。为了适应武器型号速度提高的试验需求，在双轨火箭橇前部设计了一种负升低阻大斜面气动整流结构以大幅减小火箭橇气动阻力。但此大斜面结构的存在使得被试品与大斜面之间形成收缩通道，被试品尾部嵌入大斜面整流内部，在火箭橇运行过程中，超音速气流经过此收缩通道时流速减小、密度增大，通道中内撑力较大，被试品中、后部受到极大的气动升力，产生低头方向气动翻转力矩。
[0004]在引战系统终点效应类火箭橇试验中，被试品在滑轨上与火箭橇分离，自由飞行一段距离后侵彻靶标，被试品侵彻靶标时的极限姿态角是试验考核的重要指标之一。但设计的大斜面外形致使被试品在弹橇分离后易在气动翻转力矩作用下产生低头方向的角加速度，以较大的负攻角姿态着靶，无法考核被试品在极限工况下的终点效应。因此，在3Ma～5Ma的双轨火箭橇中，需要在此大斜面减阻思路的基础上设计一种改变被试品在橇气动翻转力矩的装置，以保证被试品的着靶攻角在试验要求范围内。被试品与大斜面之间收缩通道的内撑力是低头方向气动翻转力矩形成的主要原因，所以攻角设计装置的方向是拆除位于被试品正下方的大斜面整流部分蒙皮与内筋使得收缩效应大幅减小，航向中部开泄流通道进一步减小被试品与火箭橇之间通道的压力，火箭发动机前方设计斜劈整流结构。
技术实现思路
[0005]为了克服现有技术的不足，本专利技术提供了一种通道式攻角设计装置及方法,包括蒙皮、泄流通道、航向矩管、上三角整流结构、前横梁、中横梁、后横梁、楔形整流和整流帽；通道式攻角设计装置关于火箭橇系统的展向中截面对称，由产品橇前端延伸至产品橇尾端；产品橇底盘上设置前横梁、中横梁和后横梁，分别位于产品橇前端、中部和尾端；前部侧面与火箭橇前立柱的内撑面在同一平面，后部侧面与火箭橇后立柱的内撑面在同一平面，用钢板将前立柱内撑面与后立柱内撑面连接形成中部侧面，火箭橇的后立柱内撑面展向位置在前立柱内撑面展向位置外侧，钢板在安装时折弯形成扩流通道，使气体减速，减小被试品尾部所受气动升力。本专利技术装置结构简单，便于加工、安装。
[0006]本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案如下：
[0007]一种通道式攻角设计装置，包括蒙皮、泄流通道、航向矩管、上三角整流结构、前横梁、中横梁、后横梁、楔形整流和整流帽；
[0008]定义火箭橇运行方向为航向；垂直于航向且铅锤方向指向上方为纵向；垂直于航
向与纵向形成的平面且指向航向左侧的方向为展向；
[0009]所述通道式攻角设计装置关于火箭橇系统的展向中截面对称，由产品橇前端延伸至产品橇尾端；产品橇底盘上设置前横梁、中横梁和后横梁，分别位于产品橇前端、中部和尾端；中横梁用于分担前、后横梁下滑靴的支反力；
[0010]所述泄流通道位于前横梁和中横梁之间；
[0011]所述蒙皮在前横梁后方，用于平顺经过火箭橇前横梁后的气流，蒙皮末端焊接于火箭橇前立柱内撑面与前立柱下方航向矩管上；蒙皮外廓高度与前横梁高度相同；
[0012]所述上三角整流结构在中横梁前方，上三角整流结构高度与中横梁高度相同；
[0013]所述航向矩管位于气流通道展向中部，用于保证火箭橇的刚度；
[0014]在火箭发动机前方建立楔形整流和整流帽，完全遮盖火箭发动机的安装卡环，整流航向起始于火箭橇后立柱，焊接在后立柱内撑面与后立柱下方展向矩管上；
[0015]所述通道式攻角设计装置的前部侧面与火箭橇前立柱的内撑面在同一平面，后部侧面与火箭橇后立柱的内撑面在同一平面，用钢板将前立柱内撑面与后立柱内撑面连接形成中部侧面，火箭橇的后立柱内撑面展向位置在前立柱内撑面展向位置外侧，钢板在安装时折弯形成扩流通道，使气体减速，减小被试品尾部所受气动升力。
[0016]优选地，所述前横梁和后横梁的航向长度、纵向高度分别均为0.12m、0.086m，中横梁的航向长度、纵向高度分别为0.1m、0.086m，中横梁前端面距前横梁后端面1m，后横梁前端面距前横梁后端面2.06m。
[0017]优选地，所述蒙皮后端面距前横梁后端面航向距离取值在0.2m～0.3m之间。
[0018]优选地，所述三角整流结构角度取值范围为20
°
～70
°
。
[0019]优选地，所述楔形整流距前横梁后端面航向距离取值在1.65m～1.735m之间。
[0020]优选地，所述通道式攻角设计装置的前部侧面与火箭橇前立柱的内撑面在同一平面，流道宽度0.46m，后部侧面与火箭橇后立柱的内撑面在同一平面，流道宽度0.7m。
[0021]优选地，所述折弯的位置定为距前横梁后端面的航向距离0.67m。
[0022]一种通道式攻角设计方法，包括以下步骤：
[0023]步骤1：定义S1为前横梁后方蒙皮后端面距前横梁后端面航向距离，α为中横梁前方上三角整流结构角度，S2为火箭发动机楔形整流前端距前横梁后端面航向距离，通道式攻角设计装置的设计变量与取值范围如表1所示：
[0024]表1通道式攻角设计装置的设计变量与取值范围
[0025][0026]步骤2：根据试验委托方提供的被试品质量、质心位置、对质心的俯仰方向转动惯量、着靶速度、着靶攻角要求与试验设施条件，确定弹橇分离方案；
[0027]步骤3：根据刚体的运动学与动力学方程，预估满足试验要求的被试品预置攻角、弹橇分离时刻的航向速度与被试品气动翻转力矩设计区间参数；
[0028]步骤4：根据预估的弹橇分离时刻被试品所需气动翻转力矩，对S1、α、S2三个参数取
值，设计初始火箭橇通道式攻角设计装置；
[0029]步骤5：建立火箭橇气动仿真模型，仿真弹橇分离时刻的火箭橇系统气动特性，得到被试品的气动阻力、气动升力、气动翻转力矩和火箭橇的气动阻力、气动升力；
[0030]步骤6：假设弹橇分离后每个时刻被试品和火箭橇的气动特性与弹橇分离点的气动特性相同，基于刚体的运动学与动力学方程，考虑滑轨对火箭橇约束的因素，插值计算出从弹橇分离至被试品着靶过程中不同时刻的被试品和火箭橇的位置、速度、姿态；
[0031]步骤7：对弹橇分离至被试品着靶的航向距离做等距分段，计算分段的第二个位置的仿真模型，读取被试品的气动阻力、气动升力、气动翻转力矩和火箭橇的气动阻力、气动升力，对弹橇分离位置与分段第2个位置做插值计算并外推出第三个分段点的被试品和火箭橇的位置、速度、姿态，以此类推直至被试品着靶点，本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种通道式攻角设计装置，其特征在于，包括蒙皮、泄流通道、航向矩管、上三角整流结构、前横梁、中横梁、后横梁、楔形整流和整流帽；定义火箭橇运行方向为航向；垂直于航向且铅锤方向指向上方为纵向；垂直于航向与纵向形成的平面且指向航向左侧的方向为展向；所述通道式攻角设计装置关于火箭橇系统的展向中截面对称，由产品橇前端延伸至产品橇尾端；产品橇底盘上设置前横梁、中横梁和后横梁，分别位于产品橇前端、中部和尾端；中横梁用于分担前、后横梁下滑靴的支反力；所述泄流通道位于前横梁和中横梁之间；所述蒙皮在前横梁后方，用于平顺经过火箭橇前横梁后的气流，蒙皮末端焊接于火箭橇前立柱内撑面与前立柱下方航向矩管上；蒙皮外廓高度与前横梁高度相同；所述上三角整流结构在中横梁前方，上三角整流结构高度与中横梁高度相同；所述航向矩管位于气流通道展向中部，用于保证火箭橇的刚度；在火箭发动机前方建立楔形整流和整流帽，完全遮盖火箭发动机的安装卡环，整流航向起始于火箭橇后立柱，焊接在后立柱内撑面与后立柱下方展向矩管上；所述通道式攻角设计装置的前部侧面与火箭橇前立柱的内撑面在同一平面，后部侧面与火箭橇后立柱的内撑面在同一平面，用钢板将前立柱内撑面与后立柱内撑面连接形成中部侧面，火箭橇的后立柱内撑面展向位置在前立柱内撑面展向位置外侧，钢板在安装时折弯形成扩流通道，使气体减速，减小被试品尾部所受气动升力。2.根据权利要求1所述的一种通道式攻角设计装置，其特征在于，所述前横梁和后横梁的航向长度、纵向高度分别均为0.12m、0.086m，中横梁的航向长度、纵向高度分别为0.1m、0.086m，中横梁前端面距前横梁后端面1m，后横梁前端面距前横梁后端面2.06m。3.根据权利要求1所述的一种通道式攻角设计装置，其特征在于，所述蒙皮后端面距前横梁后端面航向距离取值在0.2m～0.3m之间。4.根据权利要求1所述的一种通道式攻角设计装置，其特征在于，所述三角整流结构角度取值范围为20
°
～70
°
。5.根据权利要求1所述的一种通道式攻角设计装置，其特征在于，所述楔形整流距前横梁后端面航向距离取值在1.65m～1.735m之间。6.根据权利要求1所述的一种通道式攻角设计装置，其特征在于，所述通道式攻角设计装置的前部侧面与火箭橇前立柱的...
【专利技术属性】
技术研发人员：谢波涛，杨洋，赵卫星，吕水燕，郝芬芬，孙俊红，朱晓，
申请(专利权)人：中国兵器工业试验测试研究院，
类型：发明
国别省市：
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