CN108036920A - 一种高速风洞旋转导弹自由转速测量*** - Google Patents

一种高速风洞旋转导弹自由转速测量*** Download PDF

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Abstract

本发明涉及风洞试验装置，更具体地说，本发明涉及一种高速风洞旋转导弹自由转速测量***，该***是一个由导弹模型、磁片、天平杆、霍尔元件和信号处理***组成的测量***；导弹模型通过天平杆支撑在风洞中，导弹模型可以绕天平杆轴线自由转动；磁片固定在导弹模型的尾部，可以跟随导弹模型一起旋转，且转速相同；霍尔传感器固定在天平杆尾部，可以在磁片旋转时产生脉冲信号；信号处理***通过数据线与霍尔传感器相连接，可以将霍尔传感器产生的脉冲信号换算成磁片的转速，进而求得所述导弹模型的转速。该装置因具有机构简单、精度较高、成本低的特点，特别是整体结构对流场干扰小，相应的误差很小，这对高速风洞导弹转速的正确测量是至关重要的。

Description

一种高速风洞旋转导弹自由转速测量***
技术领域
本发明是涉及一种风洞试验装置，具体涉及一种高速风洞旋转导弹自由转速测量***。
技术背景
旋转导弹因其简单、高效、可靠的特点，在军事武器领域有广泛的应用，并且随着对军事武器自动化、智能化的需求越来越大，旋转导弹的应用也越来越广。因此，对旋转导弹各方面的研究也十分重要。
旋转导弹从发射到击中目标的过程中，通过弹体的高速旋转，可以增加导弹的稳定性和抗干扰能力，实现对目标的有效打击。但是同时，高速旋转带来各种气动效应，比根据“马格鲁斯”效应，给旋转导弹的动力学特性研究增加了困难。其中，导弹的转速是研究这些动力学特性的一个重要参数。因此对旋转导弹进行风洞试验测量其转速就很有必要。
目前，传统的旋转导弹自由转速测量方法有诸多的不足，比根据吹风过程中由于轴向力的存在，产生了较大的阻尼，使得实验中转速测量不准，有时甚至出现卡滞。针对这一问题，现有技术公开了一种鸭式布局旋转导弹的风洞动态测力实验装置，其中通过舵机驱动装置，使得导弹能够以特定的转速进行旋转，实现稳定的动态测力。这种方法虽然解决了传统方法旋转卡滞的问题，但是，由于加入了转速控制***，试验在一定程度上模拟的也就不是导弹在流场中真实旋转的转速，这给后期动态测力以及飞行控制带来了一定的误差；同时舵机驱动装置的引入，也增加了试验成本，机械结构更加复杂，同时使试验操作更加繁琐。
因此，对于高速风洞中旋转导弹自由转速测量试验，急需一种误差较小、结构简单且高效的测量装置。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种较为简单的高速风洞旋转导弹自由转速测量***，该测量***要具有机构简单、误差较小、成本低的特点。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：导弹模型通过天平杆支撑，可在其上实现绕杆轴线的自由旋转。导弹模型尾部固定有磁片，天平杆尾部布置霍尔元件，导弹模型的旋转带动磁片旋转，两者转速相等。固定在天平杆上的霍尔元件可以在磁片旋转时产生脉冲信号，通过数据线把脉冲信号传输到信号处理***中，根据对应公式将脉冲的周期信号换算成磁片的转速，进而求得导弹模型的转速。具体方案根据下：
本发明所述一种高速风洞旋转导弹自由转速测量***，该***是放置在高速风洞内，其特点是：包括导弹模型、磁片、天平杆、霍尔传感器和信号处理***。
所述导弹模型通过所述天平杆支撑在风洞中，所述导弹模型可以绕所述天平杆轴线自由转动；所述磁片固定在所述导弹模型的尾部，可以跟随所述导弹模型一起旋转，且转速相同；所述霍尔传感器固定在所述天平杆尾部，可以记录下所述磁片旋转式时产生的脉冲信号；所述信号处理***通过数据线与所述霍尔传感器相连接，可以将所述霍尔传感器记录下的脉冲信号换算成所述磁片的转速，进而求得所述导弹模型的转速。
所述导弹模型采用分段设计方案，模型从前到后分为五部分：前段、中段、中后段、尾段及固定环。所述各段之间通过销钉连接固定。
其中，所述前段为所述导弹模型头部曲线段，且在所述前段周线均匀布置四片鸭舵。其中所述鸭舵中，竖直安放的两片没有舵偏角，水平安放的两片有舵偏角。这样的设计可以用于研究鸭舵不同偏角下，对旋转导弹自由转速的影响。
所述中段为所述导弹模型和所述天平杆的连接段，所述中段的内部与天平锥位拉紧配合，实现所述导弹模型全体与所述天平杆之间的连接；所述中段内嵌有锥套和止推滚转复合型轴承，所述锥套用于和所述天平杆锥位连接、拉紧；所述止推滚转复合型轴承内环与所述锥套紧配合，外环与所述中段内壁面紧配合，形成前轴支撑区，实现所述导弹模型相对于天平杆的相对转动。所述中段内采用所述止推滚转复合型轴承，可以有效地防止吹风过程中轴向挤压形成的较大阻尼、造成模型滚转的卡滞，显著提高了转速测量的准确度。
所述中后段为所述导弹模型中间的大部分等直段，且在所述中后段内部最后位置处嵌有普通滚珠轴承，所述普通滚珠轴承内环与所述天平杆紧配合，外环与所述中后段内壁紧配合，形成后轴支撑区，实现所述导弹模型相对于所述天平杆的相对转动。所述后轴支撑区与所述前轴支撑区形成双点支撑，且有一定的跨度，可以有效的防止所述导弹模型的摇摆、跳动而影响正常旋转。所述中后段采用所述普通滚珠轴承，可以有效的防止所述导弹模型的径向摆动。
所述尾段主要是用于布置所述导弹模型尾部的卷弧翼，在所述尾段周线均匀布置四片卷弧翼。
所述固定环紧贴所述尾段，用于固定所述尾段。
所述磁片固定在所述导弹模型尾部的外环上，能够跟随所述导弹模型一起旋转，且转速一致，因此只需测量所述磁片的转速就可知所述导弹模型的转速。
所述天平杆前段为锥形，与所述锥套锥位连接、拉紧，形成前轴支撑区，后段为等直段与所述普通滚珠轴承内环紧配合，形成后轴支撑区。两块支撑之间有一定的跨度，使得所述导弹模型能够通过前轴的所述止推滚转复合型轴承和后轴的所述普通滚珠轴承，与所述天平杆形成较为稳定的连接，保证了所述导弹模型在吹风过程中实现自由的旋转，而不会出现摇摆、跳动的情况。
所述霍尔元件固定在所述天平杆尾部上表面，与所述磁片保持一定的距离。所述霍尔传感器用于记录磁片旋转时产生的脉冲信号，磁片每旋转一圈，记录下一个脉冲信号。
所述信号处理***通过数据线与所述霍尔传感器相连接，可以利用所述霍尔传感器记录下的脉冲信号计算出所述磁片的转速，进而得到所述导弹模型的转速。
所述霍尔元件测量所述磁片转速的原理根据下：所述磁片随所述导弹模型旋转时，所述霍尔元件受磁片所产生的磁场影响，输出脉冲信号，脉冲信号的周期与磁片的转速有以下关系：
式中n为所述磁片转速，P为所述磁片转一圈的脉冲数，因本装置中磁片数为1，所以P＝1，T为输出脉冲的周期。根据公式即可算出所述磁片的转速，进而得到所述导弹模型的转速。
本发明所述的高速风洞旋转导弹自由转速测量***具有以下的优点：
1.本发明误差小、精度高。传统的旋转导弹支撑机构，吹风过程中由于轴向力的存在，容易产生较大的阻尼，使得实验中转速测量不准，有时甚至出现卡滞。本发明对此进行了改进，应用了止推旋转复合型轴承和普通滚珠轴承结合的设计，既有效地防止吹风过程中轴向挤压形成的较大阻尼、造成模型滚转的卡滞，从而显著提高了转速测量的准确度；也通过一定的跨度的双点支撑，有效的防止所述导弹模型的摇摆、跳动而影响正常旋转；后轴支撑区采用的普通滚珠轴承，也可以有效的防止所述导弹模型的径向摆动，减小了实验误差。
2.本发明结构简单，成本低。对于一些外加动力驱动的装置，风洞试验在一定程度上模拟的也就不是导弹在流场中真实旋转的转速，这给后期动态测力以及飞行控制带来了一定的误差；
同时舵机驱动装置的引入，也增加了试验成本，机械结构更加复杂，同时使试验操作更加繁琐。虽然实现了状态改变的自动化，但由于结构复杂，因此安装、拆卸耗时耗力，成本提高。
本发明能够实现旋转导弹在流场中的真实转速的模拟，为后期动态测力以及飞行控制提供了较为真实的参数。同时，本发明结构简单，安装、布置便捷，能够有效地降低试验成本。
3.本发明利用了霍尔元件测转速的设计，对流场干扰小，误差较小。磁片、霍尔元件的本身结构较小，且整个处理***结构简单，对流场干扰较小，能够较为准确的模拟真实的流场参数，
误差较小。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明。
图1是本发明整体示意图
图2是本发明天平杆和导弹模型装配示意图
图3是本发明卷弧翼三视图
附图中
100导弹模型 110前段 111鸭舵
120中段 121止推滚转复合型 122锥套轴承
130中后段 131普通滚珠轴承 140尾段
141卷弧翼 150固定环 200磁片
300天平杆 400霍尔元件 500数据处理***
具体实施方案
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例和附图，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
如图1，一种高速风洞旋转导弹自由转速测量***，包括导弹模型(100)、磁片(200)、天平杆(300)、霍尔传感器(400)和信号处理***(500)。
如图1，导弹模型(100)通过天平杆(300)支撑在风洞中，导弹模型(100)绕所述天平杆(300)轴线自由转动；磁片(200)固定在导弹模型(100)的尾部，可以跟随导弹模型(100)一起旋转，且转速相同；霍尔传感器(400)固定在天平杆(300)尾部，可以记录下磁片(200)旋转式时产生的脉冲信号；信号处理***(500)通过数据线与霍尔传感器(400)相连接，可以将霍尔传感器(400)记录下的脉冲信号换算成磁片(200)的转速，进而求得导弹模型(100)的转速。
如图2，导弹模型(100)采用分段设计方案，模型从前到后分为五部分：前段(110)、中段(120)、中后段(130)、尾段(140)及固定环(150)。各段之间通过销钉连接固定。
如图2，前段(110)为导弹模型(100)头部曲线段，且在前段(110)周线均匀布置四片鸭舵(111)。四片鸭舵(111)中，竖直安放的两片没有舵偏角，水平安放的两片有舵偏角。这样的设计可以用于研究鸭舵在不同偏角下，对旋转导弹(100)自由转速的影响。
如图1和2，中段(120)为导弹模型(100)和天平杆(300)的连接段，中段(120)的内部与天平杆(300)锥位拉紧配合，实现导弹模型(100)全体与天平杆(300)之间的连接；中段(120)内嵌有止推滚转复合型轴承(121)和锥套(122)，锥套(122)用于和所述天平杆(300)锥位连接、拉紧；止推滚转复合型轴承(121)内环与锥套(122)紧配合，外环与中段(120)内壁面紧配合，形成前轴支撑区，实现导弹模型(100)相对于天平杆(300)的相对转动。中段(120)内采用所述止推滚转复合型轴承(121)，可以有效地防止吹风过程中轴向挤压形成的较大阻尼、造成模型滚转的卡滞，显著提高了转速测量的准确度。
如图1和2，中后段(130)为导弹模型(100)中间的大部分等直段，且在中后段(130)内部最后位置处嵌有普通滚珠轴承(131)，普通滚珠轴承(131)内环与天平杆(300)紧配合，外环与中后段(130)内壁紧配合，形成后轴支撑区，实现导弹模型(100)相对于天平杆(300)的相对转动。后轴支撑区与前轴支撑区形成双点支撑，且有一定的跨度，可以有效的防止导弹模型(100)的摇摆、跳动而影响正常旋转。中后段采用普通滚珠轴承(131)，可以有效的防止导弹模型(100)的径向摆动。
如图1和2，尾段(140)主要是用于布置导弹模型(100)尾部的卷弧翼(141)，在所述尾段(140)周线均匀布置四片卷弧翼(141)。
如图2，固定环(150)紧贴尾段(140)，主要用于固定尾段(140)。
如图1和2，磁片(200)固定在导弹模型(100)尾部的外环上，能够跟随导弹模型(100)一起旋转，且转速一致，因此只需测量磁片(200)的转速就可知导弹模型(100)的转速。
如图1和2，天平杆(300)前段为锥形，与锥套(122)锥位连接、拉紧，形成前轴支撑区，后段为等直段与普通滚珠轴承(131)内环紧配合，形成后轴支撑区。两块支撑之间有一定的跨度，使得导弹模型(100)能够通过前轴的止推滚转复合型轴承(121)和后轴的普通滚珠轴承(131)，与天平杆(300)形成较为稳定的连接，保证了导弹模型(100)在吹风过程中实现自由的旋转，而不会出现摇摆、跳动的情况。
如图1，霍尔元件(400)固定在天平杆(300)尾部上表面，与磁片(200)保持一定的距离。霍尔传感器(400)用于记录磁片(200)旋转时产生的脉冲信号，磁片(200)每旋转一圈，记录下一个脉冲信号。
如图1，信号处理***(500)通过数据线与霍尔传感器(400)相连接，可以利用霍尔传感器(400)记录下的脉冲信号计算出所述磁片(200)的转速，进而得到导弹模型(100)的转速。
如图1，霍尔元件(400)测量磁片(200)转速的原理根据下：磁片(200)随导弹模型(100)旋转时，霍尔元件(400)受磁片(200)所产生的磁场影响，输出脉冲信号，脉冲信号的周期与磁片(200)的转速有以下关系：
式中n为磁片(200)转速，P为磁片(200)转一圈的脉冲数，因本装置中磁片数为1，所以P＝1，T为输出脉冲的周期。根据公式即可算出所述磁片(200)的转速，进而所述导弹模型(100)的转速。
本实施例中，某次工况试验测试数据根据下：
表格中：M∞表示来流马赫数，β表示导弹模型侧滑角，δx表示卷弧翼(141)斜置角，αm表示导弹模型(100)攻角。(δz表示鸭舵(111)俯仰舵偏角，本实施例中δz＝0)
通过上述实例，可以发现本发明具有误差小、精度较高、结构简单、成本低的特点。
本发明具体用途很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种高速风洞旋转导弹自由转速测量***，其特征在于：包括导弹模型、磁片、天平杆、霍尔传感器和信号处理***。
2.根据权利要求1所述的高速风洞旋转导弹自由转速测量***，其特征在于：所述导弹模型通过所述天平杆支撑在风洞中，所述导弹模型可以绕所述天平杆轴线自由转动；所述磁片固定在所述导弹模型的尾部，可以跟随所述导弹模型一起旋转，且转速相同；所述霍尔传感器固定在所述天平杆尾部，可以在所述磁片旋转时产生脉冲信号；所述信号处理***通过数据线与所述霍尔传感器相连接，可以将所述霍尔传感器产生的脉冲信号换算成所述磁片的转速，进而求得所述导弹模型的转速。
3.根据权利要求1所述的高速风洞旋转导弹自由转速测量***，其特征在于：所述导弹模型采用分段设计方案，模型从前到后分为五部分：前段、中段、中后段、尾段及固定环，各段之间通过销钉连接固定。
4.根据权利要求3所述的高速风洞旋转导弹自由转速测量***，其特征在于：所述前段为所述导弹模型头部曲线段，且在所述前段周线均匀布置四片鸭舵，其中所述鸭舵中，竖直安放的两片没有舵偏角，水平安放的两片有舵偏角，所述中段为所述导弹模型和所述天平杆的连接段，所述中段的内部与天平锥位拉紧配合，实现所述导弹模型全体与所述天平杆之间的连接；所述中段内嵌有锥套和止推滚转复合型轴承，所述锥套用于和所述天平杆锥位连接、拉紧；所述止推滚转复合型轴承内环与所述锥套紧配合，外环与所述中段内壁面紧配合，形成前轴支撑区，所述中后段为所述导弹模型中间的大部分等直段，且在所述中后段内部最后位置处嵌有普通滚珠轴承，所述普通滚珠轴承内环与所述天平杆紧配合，外环与所述中后段内壁紧配合，形成后轴支撑区，所述后轴支撑区与所述前轴支撑区形成双点支撑，且有一定的跨度，所述尾段主要是用于布置所述导弹模型尾部的卷弧翼，在所述尾段周线均匀布置四片卷弧翼。
5.根据权利要求3所述的高速风洞旋转导弹自由转速测量***，其特征在于：所述固定环紧贴所述尾段，用于固定所述尾段。
6.根据权利要求1所述的高速风洞旋转导弹自由转速测量***，其特征在于：所述磁片固定在所述导弹模型尾部的外环上，能够跟随所述导弹模型一起旋转，且转速一致。
7.根据权利要求1所述的高速风洞旋转导弹自由转速测量***，其特征在于：所述天平杆前段为锥形，与所述锥套锥位连接、拉紧，形成前轴支撑区，后段为等直段与所述普通滚珠轴承内环紧配合，形成后轴支撑区，两块支撑之间有一定的跨度。
8.根据权利要求1所述的高速风洞旋转导弹自由转速测量***，其特征在于：所述霍尔传感器固定在所述天平杆尾部上表面，与所述磁片保持一定的距离，所述霍尔传感器用于记录磁片旋转时产生的脉冲信号，磁片每旋转一圈，记录下一个脉冲信号。
9.根据权利要求1所述的高速风洞旋转导弹自由转速测量***，其特征在于：所述信号处理***通过数据线与所述霍尔传感器相连接。
10.根据权利要求1所述的高速风洞旋转导弹自由转速测量***，其特征在于：所述霍尔传感器测量所述磁片转速的方法根据下：所述磁片随所述导弹模型旋转时，所述霍尔传感器受磁片所产生的磁片影响，输出脉冲信号，脉冲信号的周期与磁片的转速有以下关系：
<mrow> <mi>n</mi> <mo>=</mo> <mfrac> <mn>60</mn> <mrow> <mi>P</mi> <mi>T</mi> </mrow> </mfrac> </mrow>
式中n为所述磁片转速，P为所述磁片转一圈的脉冲数，因本装置中磁片数为1，所以P＝1，T为输出脉冲的周期，根据公式可算出所述磁片的转速，进而得到所述导弹模型的转速。
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