一种模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置及方法与流程

本发明属于飞机风洞试验，特别涉及一种模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置及方法。

背景技术：

1、风洞自由投放试验是一种特种风洞试验。区别于常规风洞试验，需要把模型固定于风洞流场中，通过天平测量气动力不同，自由投放试验的模型是可以在风洞流场里自由运动的，模型在气动力和重力作用下按满足物理定律的轨迹运动。通过光测方法可以获得其轨迹变化数据，分析轨迹数据，可以得到模型所受气动力变化情况。自由投放是最接近真实飞行投放的风洞试验，可以充分模拟非定常气动特性。

2、飞机为实现气动高升阻比要求，悬挂物通常安装于飞机腹部舱内，投放时需要从侧面打开腹部舱门，利用弹射架把悬挂物从垂直于飞机体轴的方向弹射出去。该方案在舱门打开后，会形成典型的空腔流动，这类流动气流变化复杂，没有唯一解，对飞行稳定性，悬挂物的投放轨迹，都有比较大的干扰。如果把悬挂物安装于发射管里，发射时，只需发射管转动一个小的角度，使后端发射管口完全露出机腹平面，即可把悬挂物沿着发射管轴向，向飞行方向相反的方向弹射出去。在悬挂物出筒后，需有一个低头角速度，以保证投放安全。这个方案可以避免空腔效应对投放的不利影响。

3、这种向后弹射悬挂物投放方案，由于投放过程中气动力变化快速且复杂，非定常气动力起主导作用，为保证弹射投放安全必须开展自由投放风洞试验，需研究分离可行性安全性以及各种因素对投放分离安全的影响。

技术实现思路

1、本发明的目的是：提供一种模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置及方法。本发明结构简单，速度角速度调节方便灵活，重复性好，可靠性高，安装简便。

2、本发明的技术方案：一种模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置，包括弹射气缸，弹射气缸内沿轴向滑动连接有弹射活塞，弹射气缸头端设有弹射气入口，弹射活塞与悬挂物连接，并经锁定机构与弹射活塞锁定为一体。

3、前述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置中，所述的弹射气缸与弹射活塞间经导向机构滑动连接；所述的导向机构包括设置于弹射气缸内壁的导轨，和设置于弹射活塞上的导轨销，所述的导轨销与导轨滑动连接。

4、前述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置中，所述的导轨上设有用于轴向限位导轨销的阻挡螺钉。

5、前述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置中，所述的锁定机构包括固定于弹射气缸侧壁的锁定气缸，锁定气缸内滑动连接有锁定活塞，锁定活塞与锁销连接，锁销依次穿过弹射气缸侧壁、弹射活塞侧壁后卡入悬挂物；锁定活塞背离锁销一侧与锁定气缸间设有锁定弹簧，锁定活塞与弹射气缸间的锁定气缸侧壁上设有解锁气入口。

6、前述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置中，弹射气缸尾端延伸方向上的侧边设有角速度提供机构，角速度提供机构包括角速度气缸，角速度气缸内滑动连接有角速度活塞，角速度活塞与撞杆连接，撞杆能伸出角速度气缸，撞杆上套有角速度弹簧，角速度气缸上设有角速度供气入口。

7、前述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置的使用方法，包括如下步骤：

8、s1.将风洞试验装置安装于飞机腹部位置后，置于风洞；

9、s2.风洞试验时，当流场达到要求后，锁定机构解锁，弹射气入口通入高压气体，推动弹射活塞向后弹射，将悬挂物向后弹射入风洞流场中，考察各弹射参数对分离安全性影响，并获得分离气动数据。

10、前述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置的使用方法中，步骤2中，解锁过程如下：解锁气入口通气，推动锁定活塞带动锁销回缩入锁定气缸内完成解锁。

11、前述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置的使用方法中，步骤2中，当需要给悬挂物提供角度时，在悬挂物头端弹射脱离弹射气缸时，角度角速度供气入口的高压气体，经角速度活塞推动撞杆撞击悬挂物头端，使悬挂物获得角速度。

12、本发明的有益效果：

13、1.从无到有实现了对向后弹射的机构的风洞高速自由投放试验设备的研发，使得高速自由投放试验首次实现了模拟飞机向后弹射悬挂物的模拟试验能的关键能力；

14、2.本发明具有高通用性，可以实现各种不同悬挂物大小与外形模型的向后弹射技术要求；

15、3.本发明适用缩比弹射悬挂物模型范围大，质量范围为10～700g，弹射速度条件范围1～10米/秒，角速度调节范围0～600度/秒，弹射角度便捷可调整(适用于向后弹射90度范围内)；

16、4.本发明作为风洞模型的组成部分，可以极大利用飞机的有限空间，机构简介高效，可以适用于目前带有内埋舱的风洞试验用模型；

17、5.本发明具备高调节宽适用能力同时，具备较高稳定性，在弹射压力、作用时间相同的条件下，可以实现悬挂物模型在相同速度、角速度分离条件下的多次重复弹射。

18、6.本发明通过调节弹射气缸压力，即可实现不同的速度弹射悬挂物，调节角速度气缸的作用时间与气缸压力，可以附加给悬挂物不同的角速度大小，结构简单，速度角速度调节方便灵活，重复性好，可靠性高，安装简便。

技术特征：

1.一种模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置，其特征在于，包括弹射气缸(1)，弹射气缸(1)内沿轴向滑动连接有弹射活塞(2)，弹射气缸(1)头端设有弹射气入口(3)，弹射活塞(2)与悬挂物(4)连接，并经锁定机构(5)与弹射活塞(2)锁定为一体。

2.根据权利要求1所述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置，其特征在于，所述的弹射气缸(1)与弹射活塞(2)间经导向机构(6)滑动连接；所述的导向机构(6)包括设置于弹射气缸(1)内壁的导轨(61)，和设置于弹射活塞(2)上的导轨销(62)，所述的导轨销(62)与导轨(61)滑动连接。

3.根据权利要求2所述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置，其特征在于，所述的导轨(61)上设有用于轴向限位导轨销(62)的阻挡螺钉(63)。

4.根据权利要求1所述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置，其特征在于，所述的锁定机构(5)包括固定于弹射气缸(1)侧壁的锁定气缸(51)，锁定气缸(51)内滑动连接有锁定活塞(52)，锁定活塞(52)与锁销(53)连接，锁销(53)依次穿过弹射气缸(1)侧壁、弹射活塞(2)侧壁后卡入悬挂物(4)；锁定活塞(52)背离锁销(53)一侧与锁定气缸(51)间设有锁定弹簧(54)，锁定活塞(52)与弹射气缸(1)间的锁定气缸(51)侧壁上设有解锁气入口(55)。

5.根据权利要求1所述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置，其特征在于，弹射气缸(1)尾端延伸方向上的侧边设有角速度提供机构(7)，角速度提供机构(7)包括角速度气缸(71)，角速度气缸(71)内滑动连接有角速度活塞(72)，角速度活塞(72)与撞杆(73)连接，撞杆(73)能伸出角速度气缸(71)，撞杆(73)上套有角速度弹簧(74)，角速度气缸(71)上设有角速度供气入口(75)。

6.一种如权利要求1-5任一所述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置的使用方法，其特征在于，包括如下步骤：

7.权利要求6所述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置的使用方法，其特征在于，步骤2中，解锁过程如下：解锁气入口(55)通气，推动锁定活塞(52)带动锁销(53)回缩入锁定气缸(51)内完成解锁。

8.权利要求6所述的模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置的使用方法，其特征在于，步骤2中，当需要给悬挂物(4)提供角度时，在悬挂物(4)头端弹射脱离弹射气缸(1)时，角度角速度供气入口(75)的高压气体，经角速度活塞(72)推动撞杆(73)撞击悬挂物(4)头端，使悬挂物(4)获得角速度。

技术总结
本发明公开了一种模拟飞机向后弹射悬挂物的风洞试验装置，包括弹射气缸(1)，弹射气缸(1)内沿轴向滑动连接有弹射活塞(2)，弹射气缸(1)头端设有弹射气入口(3)，弹射活塞(2)与悬挂物(4)连接，并经锁定机构(5)与弹射活塞(2)锁定为一体。本发明结构简单，速度角速度调节方便灵活，重复性好，可靠性高，安装简便。

技术研发人员：金鑫,陈科,袁泽建,刘沛,张利珍,刘理曦
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所
技术研发日：
技术公布日：2025/4/7