CN105527068A - 一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，包括：尾支杆；试验导弹模型，其内部具有空腔，具有可偏转的前舵；舵机驱动机构，其驱动前舵偏转，设置在空腔的前部；测力天平；固定套筒，其设置在空腔的后部，且固定套筒的后端连接至测力天平的前端，试验导弹模型可转动地套设在固定套筒外侧；自转驱动机构，其设置在固定套筒的内部，且动力输出轴由固定套筒的前侧开口伸出，并驱动试验导弹模型自转；数据采集和处理***，其通信连接至测力天平，以接收测力天平的测力数据。本发明实现了鸭式布局旋转导弹的自转和前舵的偏转，并实现对气动力和力矩的测量，特别适用于实现大长径比试验导弹模型在1.2米量级亚跨超声速风洞中的测力试验。

Description

一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置

技术领域

本发明涉及风洞试验技术领域，尤其涉及一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置。

背景技术

“马格努斯效应”指当飞行器在有攻角飞行状态时，由于绕体轴的旋转运动与横向流动的作用，所受到的垂直于来流和转轴的侧向气动力及力矩效应。马格努斯力虽然量值不大，但对不同飞行马赫数和不同攻角条件下的旋转弹的动稳定性有重要影响。

在飞行中绕自身弹体轴线旋转的战术火箭弹分为两类，一类是无控旋转弹，一类是有控(鸭舵控制，鸭舵也可称为前舵)旋转弹。在1.2米量级风洞内进行试验时，受风洞流场均匀区的限制，模型尺寸较小。对于大长径比的旋转弹，若要满足试验要求，传统解决方法是截短弹体等直段的长度，并将模型直径尽量做大。这种方法基于忽略气流经过长度不等的弹身后对尾翼影响的差异，这种方法经过理论计算和实弹射击证明是比较可靠的。而对于大长径比的有控旋转弹，由于鸭舵的存在，有攻角时鸭舵会对尾翼产生洗流，洗流的状态也随弹身长短的不同有着不可忽略的变化，因此对于大长细比有控火箭弹截短弹身等直段长度的方法并不可取。另外，若将模型做大，保证长径比不变，试验模型长度就会随之增大，但这样只能减小攻角范围，并不能达到型号设计方案的要求。

在现今1.2米量级风洞的马格努斯效应试验装置大多是针对小长径比旋转弹的自旋转试验，即通常使用尾支撑方式，模型内部安装测力天平，测量吹风时模型受到的气动力和力矩，在试验模型内部设计轴承结构，使得导弹或旋转尾翼可以自由旋转，部分地模拟导弹飞行时的旋转效应，这种方法有三个不足：1)转速难以真实模拟；2)导弹转速随攻角变化而变化即转速不稳定；3)鸭舵偏转对导弹控制力的施加难以真实模拟。

对于少量的强迫旋转试验，国内外主要采用以下几种驱动模型旋转的方法：

1)涡轮驱动。用装在支杆上的喷嘴喷出的高速气流推动涡轮，从而使与涡轮连在一起的模型旋转，其特点是需用功率较少，结构复杂，气动数据测量采用增速法有喷气影响，减速法经济性不好，多用于单独弹体试验。

2)吹气驱动。在翼面侧向安装一个可以对翼面垂直吹气的装置，高压气经喷嘴产生的射流强迫翼面带动模型旋转，其特点是结构复杂，气动数据测量采用增速法有喷气影响，减速法经济性不好，仅适用于有翼面的组合体模型。

3)电机驱动。一般采用转速可以控制的气动电动机、变频电动机或一般电动机，经减速后驱动模型旋转。电动机一般放在风洞外，经过传动轴来驱动模型，电动机尺寸不受限制，功率大，传动结构复杂，多用于翼面阻尼大的模型试验。电动机也放在风洞内直接与模型连接，但电动机尺寸必须很小，多用于小长径比的无控旋转模型；到目前为止，在大长径比的有控旋转弹模型上并没有得到应用；同时，为了更为逼真地模拟有控旋转导弹在空中飞行过程中自身旋转和鸭舵偏转的有效组合，在此基础上增加对鸭舵控制的设计则更是处于空白阶段。

发明内容

针对上述技术问题，本发明设计开发了一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，实现了鸭式布局旋转导弹的自转和前舵的偏转，并实现了对鸭式布局旋转导弹的气动力和力矩的测量，本发明还特别适用于实现大长径比试验导弹模型在1.2米量级亚跨超声速风洞中的测力试验。

本发明提供的技术方案为：

一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，包括：

尾支杆；

试验导弹模型，其内部具有空腔，且所述试验导弹模型的前端封闭，后端敞开，其中，所述试验导弹模型的后部套设在所述尾支杆的外侧，与所述尾支杆之间不接触，所述试验导弹模型具有可偏转的前舵；

舵机驱动机构，其连接至所述前舵，以驱动所述前舵偏转，且所述舵机驱动机构设置在所述空腔的前部；

测力天平，其设置在所述空腔的后部，且所述测力天平的后端连接至所述尾支杆的前端；

固定套筒，其设置在所述空腔的后部，且所述固定套筒的后端连接至所述测力天平的前端，所述试验导弹模型可转动地套设在所述固定套筒外侧；

自转驱动机构，其设置在所述固定套筒的内部，且所述自转驱动机构的动力输出轴由所述固定套筒的前侧开口伸出，并连接至所述试验导弹模型，以驱动所述试验导弹模型自转；

数据采集和处理***，其通信连接至所述测力天平，以接收所述测力天平的测力数据。

优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述数据采集和处理***还与所述舵机驱动机构和所述自转驱动机构通信连接，以改变所述前舵的偏转角度和所述试验导弹模型的自转速率。

优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，还包括：

导电滑环，其设置在所述固定套筒内，套设在所述动力输出轴上；

其中，所述舵机驱动机构通过所述导电滑环电连接至所述自转驱动机构，根据由所述自转驱动机构驱动实现的所述试验导弹模型的自转频率来调节所述舵机驱动机构驱动实现的所述前舵的偏转频率。

优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，还包括：

圆盘形构件，其设置在所述空腔内，以将所述空腔分隔成空腔的前部和空腔的后部，所述圆盘形构件的外缘与所述试验导弹模型连接；

其中，所述动力输出轴连接至所述圆盘形构件的中央位置，从而与所述试验导弹模型连接。

优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述圆盘形构件上设置有第一穿线孔；所述舵机驱动机构的线缆穿过第一穿线孔，并且所述舵机驱动机构的一部分线缆电连接至所述导电滑环的动子。

优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述自转驱动机构通过法兰固定于所述固定套筒内，所述法兰上具有第二穿线孔；所述测力天平和所述尾支杆均为前后贯通的中空结构；所述舵机驱动机构的另一部分线缆依次穿过第二穿线孔，再与所述自转驱动机构的线缆一起，依次穿过所述固定套筒、所述测力天平和所述尾支杆的内部，再电连接至所述数据采集和处理***。

优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述试验导弹模型包括弹头和弹身，其中，所述弹身由从前向后依次设置的第一段弹身、第二段弹身和第三段弹身构成，其中，所述弹头和所述第一段弹身之间以及所述第二段弹身和所述第三段弹身之间均为可拆卸地连接，所述前舵设置于所述第一段弹身，所述圆盘形构件设置于所述第一段弹身和所述第二段弹身之间，与所述第一段弹身和所述第二段弹身均为可拆卸地连接，所述第二段弹身套设于所述固定套筒外侧，所述测力天平设置于所述第三段弹身，所述第三段弹身还可拆卸地设置有尾翼。

优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述试验导弹模型包括两个配重环，在所述弹身开设有两个环形槽；各配重环设置在一个环形槽内；一个环形盖板封闭一个环形槽，从而使所述弹身的外型平滑过渡。

优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，还包括：

支撑架；

其中，所述尾支杆设置于所述支撑架上。

优选的是，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述试验导弹模型为大长径比试验导弹模型。

本发明所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置具有以下有益效果：

(1)本发明将舵机驱动机构设置在试验导弹模型的空腔的前部，试验导弹模型可转动地套设在固定套筒上，而将自转驱动机构设置在固定套筒的内部，当自转驱动机构输出旋转驱动力，则试验导弹模型携带着舵机驱动机构做相对于固定套筒做绕自身轴线的旋转，即本发明同时实现了试验导弹模型的自转，并且随着自转，前舵可以在舵机驱动机构的驱动下进行偏转运动，在试验导弹模型的运动过程中，测力天平实现对测力数据的测量。本发明能够满足带舵试验导弹模型在1.2米量级风洞中进行强迫旋转马格努斯效应等动态测力试验的要求，特别适用于长径比为20以上的试验导弹模型。

(2)本发明的数据采集和处理***可以向舵机驱动机构和自转驱动机构输入控制信号，以改变前舵的偏转角度和试验导弹模型的自转速率，从而实现在不同试验条件下对测力数据的测量。

(3)本发明中，舵机驱动机构还电连接至自转驱动机构，接收自转驱动机构的输出信号，根据自转驱动机构的输出信号来了解试验导弹模型的姿态信息，来调节舵机驱动机构自身的运转情况，从而使前舵的偏转频率与试验导弹模型的自转频率成一定关系，以实现对特定的试验条件下对测力数据的测量。

(4)本发明中，圆盘形构件上设置有第一穿线孔，舵机驱动机构的线缆穿过第一穿线孔，并且舵机驱动机构的一部分线缆电连接至导电滑环的动子，而导电滑环的定子再连接至自转驱动机构，从而实现舵机驱动机构和自转驱动机构之间的信号传输。另外，自转驱动机构通过法兰固定于固定套筒内，而法兰上具有第二穿线孔，测力天平和尾支杆均为前后贯通的中空结构，舵机驱动机构的另一部分线缆依次穿过第二穿线孔，再与自转驱动机构的线缆一起，依次穿过固定套筒、测力天平和尾支杆的内部，再电连接至数据采集和处理***，从而实现舵机驱动机构和自转驱动机构与数据采集和处理***之间的信号传输。上述设计解决了在试验导弹模型内部走线难度大的问题，线缆连接稳固，信号传输稳定。

(5)本发明采用模块化设计，结构简单，装置不同部位的拆装及内部检查自由方便，且易于操作和控制。

(6)本发明在两个不同位置装配两个配重环，采用去料的方式调节动平衡，动平衡配平精度能够达到0.5克.厘米。

(7)本发明设计了中空的马格努斯专用风洞天平，解决了马格努斯效应测量数据的精度问题和电机控制***的走线问题。

附图说明

图1为本发明所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置的结构示意图。

图2为本发明所述的舵机驱动机构及其安装结构的结构示意图。

图3为本发明所述的自转驱动机构及其安装结构的结构示意图。

图4为本发明所述的测力天平及其安装结构的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。

如图1、图2、图3和图4所示，本发明提供一种一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，包括：尾支杆8；试验导弹模型24，其内部具有空腔，且所述试验导弹模型的前端封闭，后端敞开，其中，所述试验导弹模型24的后部套设在所述尾支杆8的外侧，与所述尾支杆8之间不接触，所述试验导弹模型具有可偏转的前舵11；舵机驱动机构2，其连接至所述前舵11，以驱动所述前舵偏转，且所述舵机驱动机构2设置在所述空腔的前部；测力天平7，其设置在所述空腔的后部，且所述测力天平7的后端连接至所述尾支杆8的前端；固定套筒5，其设置在所述空腔的后部，且所述固定套筒5的后端连接至所述测力天平7的前端，所述试验导弹模型可转动地套设在所述固定套筒5外侧；自转驱动机构6，其设置在所述固定套筒5的内部，且所述自转驱动机构6的动力输出轴3由所述固定套筒5的前侧开口伸出，并连接至所述试验导弹模型，以驱动所述试验导弹模型自转；数据采集和处理***，其通信连接至所述测力天平，以接收所述测力天平7的测力数据。

本发明通过设置在试验导弹模型的空腔的前部的舵机驱动机构驱动前舵偏转；同时，在空腔内设置一个固定套筒5，试验导弹模型可转动地套设在固定套筒的外侧，而自转驱动机构6设置在固定套筒内，并且自转驱动机构的动力输出轴3从固定套筒的前侧开口伸出，连接至试验导弹模型，当自转驱动机构输出旋转驱动力，试验导弹模型就发生自转。即本发明同时实现了前舵的偏转和试验导弹模型的自转，从而使测力天平能够测量在这种情况下的测力数据。

具体地，试验导弹模型是直接通过一对轴承14可转动地套设在固定套筒的外侧的。试验导弹模型的自身轴线与固定套筒的轴线相重合，并且自转驱动机构驱动试验导弹模型的自转，即意味着自转驱动机构的动力输出轴的轴线也与固定套筒的轴线相重合。

当试验导弹模型自转时，试验导弹模型所受到的气动力会通过固定套筒传递至测力天平，从而使测力天平生成测力数据。这些测力数据再由数据采集和处理***接收，供试验人员分析。

在另一个实施例中，自转驱动机构和舵机驱动机构内也可以预先设定了固定的工作参数，比如试验导弹模型仅以一个固定的频率和自转速率旋转，前舵仅以固定的频率和偏转角度运动。

另外，具体地，舵机驱动机构2通过舵机传动机构1连接至前舵11。舵机驱动机构、舵机传动机构以及前舵之间的连接方式属于现有技术，在此不再赘述。而自转驱动机构6可以采用电机，或者采用电机、减速器和编码器来构成。

为了使固定套筒与测力天平之间的连接稳固并保持良好的同轴性，使固定套筒5的后端与测力天平7之间以锥配合的方式连接。为了获得高精度测力，本发明中测力天平优选为四分量或五分量的天平。

在一个实施例中，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述数据采集和处理***还与所述舵机驱动机构2和所述自转驱动机构6通信连接，以改变所述前舵的偏转角度和所述试验导弹模型的自转速率。

在该实施例中，试验人员可以通过数据采集和处理***输入其他的控制指令，比如改变前舵的偏转角度，或改变试验导弹模型的自转速率。舵机驱动机构和自转驱动机构会分别收到上述控制指令，并分别调节前舵和试验导弹模型的运行情况，以实现不同试验条件下的测量。

在一个实施例中，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，还包括：导电滑环4，其设置在所述固定套筒5内，套设在所述动力输出轴3上；其中，所述舵机驱动机构2通过所述导电滑环4电连接至所述自转驱动机构6，根据由所述自转驱动机构驱动实现的所述试验导弹模型的自转频率来调节所述舵机驱动机构驱动实现的所述前舵的偏转频率。

为了使舵机驱动机构与自转驱动机构之间更协调的工作，在该实施例中，舵机驱动机构与自转驱动机构再彼此连接，从而使舵机驱动机构接收到自转驱动机构的输出信号。舵机驱动机构根据该输出信号，了解到试验导弹模型的实时姿态信息，再调节自身的工作参数，从而使前舵的偏转频率与试验导弹模型的自转频率相匹配(比如二者相等)，以达到在特定试验条件下的测量。

具体来说，自转驱动机构可以由电机、减速器和编码器构成，则当自转驱动机构输出旋转驱动力时，每当试验导弹模型旋转一圈，编码器会输出一定的脉冲数。即通过编码器输出的脉冲数，舵机驱动机构就可以判断出试验导弹模型的自转频率。

由于舵机驱动机构是随着试验导弹模型旋转的，而自转驱动机构是固定不动的，因此，为了避免舵机驱动机构的线缆绞在一起，将舵机驱动机构的一部分线缆连接至导电滑环的动子上，通过导电滑环的定子再电连接至自转驱动机构，从而实现舵机驱动机构和自转驱动机构之间的信号传输。

在一个实施例中，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，还包括：圆盘形构件22，其设置在所述空腔25内，以将所述空腔分隔成空腔的前部和空腔的后部，所述圆盘形构件22的外缘与所述试验导弹模型连接；其中，所述动力输出轴3连接至所述圆盘形构件22的中央位置，从而与所述试验导弹模型连接。该实施例具体提供了一种动力输出轴与试验导弹模型之间的较为稳固的连接方式，以保证在试验导弹模型自转过程中试验导弹模型的运行稳定，保证测量结果的准确性。

在该实施例中，圆盘形构件可以与试验导弹模型为一体成型的结构，也可以采用分体结构。当采用分体结构时，圆盘形构件的拆装将更为方便灵活。另外，当采用分体结构时，圆盘形构件22的外缘再具有一个圆筒形部件23，该圆筒形部件23与试验导弹模型的内壁完全贴合后，通过楔构件或螺栓螺母构件连接至试验导弹模型，从而使圆盘形构件与试验导弹模型之间的连接。

在一个实施例中，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述圆盘形构件上设置有第一穿线孔26；所述舵机驱动机构的线缆穿过第一穿线孔26，并且所述舵机驱动机构的一部分线缆电连接至所述导电滑环的动子。

为了实现舵机驱动机构与自转驱动机构之间的有效通信，在圆盘形构件上设置第一穿线孔，舵机驱动机构的线缆穿过第一穿线孔。对于需要与自转驱动机构通信的一部分线缆，其可直接连接至导电滑环的动子上。

为了实现自转驱动机构和舵机驱动机构与数据采集和处理***之间的有效通信，将法兰、测力天平7和尾支杆8均设计成中空结构。具体地，在一个实施例中，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述自转驱动机构通过法兰21固定于所述固定套筒5内，所述法兰21上具有第二穿线孔；所述测力天平7和所述尾支杆8均为前后贯通的中空结构；所述舵机驱动机构的另一部分线缆依次穿过第二穿线孔，再与所述自转驱动机构6的线缆一起，依次穿过所述固定套筒、所述测力天平和所述尾支杆的内部，再电连接至所述数据采集和处理***。

在一个实施例中，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述试验导弹模型24包括弹头9和弹身，其中，所述弹身由从前向后依次设置的第一段弹身10、第二段弹身15和第三段弹身17构成，其中，所述弹头9和所述第一段弹身10之间以及所述第二段弹身15和所述第三段弹身17之间均为可拆卸地连接，所述前舵11设置于所述第一段弹身10，所述圆盘形构件设置于所述第一段弹身10和所述第二段弹身15之间，与所述第一段弹身和所述第二段弹身均为可拆卸地连接，所述第二段弹身15套设于所述固定套筒5外侧，所述测力天平设置于所述第三段弹身17，所述第三段弹身17还可拆卸地设置有尾翼18。

该实施例采用模块化设计，装置不同部位的拆装及内部检查自由方便，且易于操作和控制。具体地，本发明将各功能部件分别设置在几段弹身中，当拆开某个弹身与其相邻的弹身之间的连接件时，即可实现对相应的功能部件的维修、更换、调试。当需要对舵机驱动机构和前舵进行调试、维修时，可以拆掉弹头，从第一段弹身的前侧对舵机驱动机构、前舵进行维修，还可以改变前舵的安装方式，以改变前舵的偏转角度。当需要对自转驱动机构进行维修时，则可以将第二段弹身与圆盘形构件之间的连接件拆开，从而使第一段弹身及其之间的部分与第二段弹身及其之后的部分彼此分开，再逐次拆卸导电滑环、法兰等结构。当需要对测力天平进行维修时，则将第二段弹身和第三段弹身之间的连接件拆卸下来。

另外，第三段弹身上还可拆卸地设置有尾翼，当需要改变尾翼的偏转角度时，可以通过更新尾翼，调整尾翼的安装角度来实现。

上述“可拆卸地连接”可以是锥销和压紧螺钉连接，或者任何其他通过工具可以组装并可拆卸的连接方式。

在一个实施例中，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述试验导弹模型包括两个配重环12,16，在所述弹身开设有两个环形槽；各配重环设置在一个环形槽内；一个环形盖板封闭一个环形槽，从而保证不破坏试验导弹模型的原始外形。

该实施例可以根据试验的需要在弹身的任何两个不同位置上设置两个配重环，并通过动平衡试验对配重环进行去料的操作，以使试验导弹模型具有良好的动平衡性能，动平衡配平精度能够达到0.5克.厘米。

配重环12装在环形槽19内，配平之后，用环形盖板20盖在环形槽上，将配重环压紧，并保证弹身的外型不会发生变化，仍然光滑完整。其中，环形盖板可以由两块或两块以上的弧形盖板拼接而成。

在一个实施例中，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，还包括：支撑架；其中，所述尾支杆8设置于所述支撑架上。支撑架安装在风洞上。

在一个实施例中，所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置中，所述试验导弹模型为大长径比试验导弹模型。由于大长径比的试验导弹模型的空间更加有限，这增加了自转驱动机构以及舵机驱动机构的设置难度，而本发明则很好地解决了这一个技术问题。

为便于理解，本发明中以图1至图4中左侧为前方，以右侧为后方，但所述的“前”“后”均不应认为是对发明技术方案的限制。

本发明尤其适用于实现在1.2米量级风洞中试验导弹模型的自转和前舵的偏转运动，并实现测力试验。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (10)

1.一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，其特征在于，包括：

尾支杆；

试验导弹模型，其内部具有空腔，且所述试验导弹模型的前端封闭，后端敞开，其中，所述试验导弹模型的后部套设在所述尾支杆的外侧，与所述尾支杆之间不接触，所述试验导弹模型具有可偏转的前舵；

舵机驱动机构，其连接至所述前舵，以驱动所述前舵偏转，且所述舵机驱动机构设置在所述空腔的前部；

测力天平，其设置在所述空腔的后部，且所述测力天平的后端连接至所述尾支杆的前端；

固定套筒，其设置在所述空腔的后部，且所述固定套筒的后端连接至所述测力天平的前端，所述固定套筒与所述试验导弹模型同轴设置，所述试验导弹模型可转动地套设在所述固定套筒外侧；

自转驱动机构，其设置在所述固定套筒的内部，且所述自转驱动机构的动力输出轴由所述固定套筒的前侧开口伸出，并连接至所述试验导弹模型，以驱动所述试验导弹模型自转；

数据采集和处理***，其通信连接至所述测力天平，以接收所述测力天平的测力数据。

2.如权利要求1所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，其特征在于，所述数据采集和处理***还与所述舵机驱动机构和所述自转驱动机构通信连接，以改变所述前舵的偏转角度和所述试验导弹模型的自转速率。

3.如权利要求2所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，其特征在于，还包括：

导电滑环，其设置在所述固定套筒内，套设在所述动力输出轴上；

其中，所述舵机驱动机构通过所述导电滑环电连接至所述自转驱动机构，根据由所述自转驱动机构驱动实现的所述试验导弹模型的自转频率来调节所述舵机驱动机构驱动实现的所述前舵的偏转频率。

4.如权利要求3所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，其特征在于，还包括：

圆盘形构件，其设置在所述空腔内，以将所述空腔分隔成空腔的前部和空腔的后部，所述圆盘形构件的外缘与所述试验导弹模型连接；

其中，所述动力输出轴连接至所述圆盘形构件的中央位置，从而与所述试验导弹模型连接。

5.如权利要求4所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，其特征在于，所述圆盘形构件上设置有第一穿线孔；所述舵机驱动机构的线缆穿过第一穿线孔，并且所述舵机驱动机构的一部分线缆电连接至所述导电滑环的动子。

6.如权利要求5所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，其特征在于，所述自转驱动机构通过法兰固定于所述固定套筒内，所述法兰上具有第二穿线孔；所述测力天平和所述尾支杆均为前后贯通的中空结构；所述舵机驱动机构的另一部分线缆依次穿过第二穿线孔，再与所述自转驱动机构的线缆一起，依次穿过所述固定套筒、所述测力天平和所述尾支杆的内部，再电连接至所述数据采集和处理***。

7.如权利要求1至6中任一项所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，其特征在于，所述试验导弹模型包括弹头和弹身，其中，所述弹身由从前向后依次设置的第一段弹身、第二段弹身和第三段弹身构成，其中，所述弹头和所述第一段弹身之间以及所述第二段弹身和所述第三段弹身之间均为可拆卸地连接，所述前舵设置于所述第一段弹身，所述圆盘形构件设置于所述第一段弹身和所述第二段弹身之间，与所述第一段弹身和所述第二段弹身均为可拆卸地连接，所述第二段弹身套设于所述固定套筒外侧，所述测力天平设置于所述第三段弹身，所述第三段弹身还可拆卸地设置有尾翼。

8.如权利要求7所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，其特征在于，所述试验导弹模型包括两个配重环，在所述弹身开设有两个环形槽；各配重环设置在一个环形槽内；一个环形盖板封闭一个环形槽，从而使所述弹身的外型平滑过渡。

9.如权利要求1至7中任一项所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，其特征在于，还包括：

支撑架；

其中，所述尾支杆设置于所述支撑架上。

10.如权利要求1至7中任一项所述的鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力试验装置，其特征在于，所述试验导弹模型为大长径比试验导弹模型。