CN205642791U - 一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，包括：支撑架；传动主轴，其可转动地设置在支撑架上；支座，其具有一对连接端；配重，其设置在其中一个连接端上；尾支杆，其设置在另一个连接端上；试验导弹模型，其内部具有空腔；测力天平，后端连接至尾支杆的前端；前支杆，前支杆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前支杆上；自转驱动机构，其设置在前支杆的前端，以驱动试验导弹模型旋转；主旋转驱动机构，其驱动传动主轴旋转；以及数据采集和处理***，其通信连接至测力天平，以接收测力天平的测力数据。本实用新型实现了试验导弹模型的自转和围绕风洞来流的锥形运动，并实现了测力试验。

Description

一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置

技术领域

本实用新型涉及风洞试验领域，尤其涉及一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置。

背景技术

在现有技术中，导弹被设计成以边自旋边飞行的方式运行，这种旋转飞行方式有助于简化导弹的控制***，即用一个控制通道就可以实现俯仰和偏航两个方向的控制，而且还可以减小推力偏心、质量偏心、气动偏心等非对称因素对飞行性能的不利影响。但是旋转飞行也带来了一系列复杂的空气动力学问题。飞行器绕其轴线旋转飞行时，旋转对边界层的剪切效应引起体涡的非对称分离以及边界层转捩区的非对称，进而产生新的不对称气动力和力矩。典型鸭式布局导弹旋转飞行时，由于弹体的旋转鸭翼涡互相缠绕，攻角较大时鸭翼涡与弹体涡互相干扰，旋转效应下弹体非对称涡对导弹尾翼的干扰等一系列问题形成了复杂的空气动力学现象。另外，由于旋转产生的马格努斯力矩，会在某些临界状态诱发弹体的锥形运动，且弹体纵向和侧向运动有交联，由于鸭式布局的存在，舵面洗流会对尾翼产生难以准确预估的非定常动态影响，这些影响均可能使旋转导弹在飞行过程中的转速特性、动态特性等发生变化，从而影响飞行性能。

旋转导弹气动力特性的获得方式中，数值计算和风洞试验最为关键，尤其是风洞试验，是相对最为接近实际飞行试验状态的地面模拟手段。随着旋转导弹需达到的技术指标的日益提高，对其外形的设计及控制规律的优选等方面的要求越来越高，对旋转导弹风洞试验技术能力的提升也越来越迫切。

传统的旋转导弹在1.2米量级风洞试验大多都是静态测力、或无舵控的单纯旋转测力试验。对于无舵控的单纯旋转测力试验中大多是针对小长径比旋转导弹的自旋转试验，这种方法存在两个不足：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。另外，对于少量的强迫旋转试验，国内外主要采用涡轮驱动、吹气驱动和电机驱动等方式驱动模型旋转的方法。传统的电机驱动方式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，在大长径比的旋转弹模型上并没有得到应用。

旋转导弹的锥形运动风洞试验，其试验方式类似于研究飞机尾旋性能的旋转天平试验，通过旋转天平装置带着模型绕来流速度矢量作连续旋转的“圆锥运动”，通过内式应变天平测量模型在旋转运动中的气动力和力矩。目前国外研发的旋转天平装置大多应用于大口径的低速风洞，而对于在1米量级左右的亚跨超声速风洞进行旋转天平试验的仅有NASA-AMES研究中心在6×6英尺(约1.8×1.8m)超声速风洞设计的旋转天平装置，采用液压马达驱动天平旋转；国内研发的旋转天平装置均应用于大口径的低速风洞，在亚跨超声速领域的应用仍为空白。

实用新型内容

针对上述技术问题，本实用新型设计开发了一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，可实现旋转导弹的自转和围绕风洞来流的锥形运动，从而实现对旋转导弹的气动力和力矩的测量。

本实用新型提供的技术方案为：

一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，包括：

支撑架；

传动主轴，其可转动地设置在所述支撑架上；

支座，其具有一对连接端，所述支座的中间部位连接至所述传动主轴的前端，所述一对连接端分布在所述传动主轴的两侧；

配重，其设置在其中一个连接端上；

尾支杆，其设置在另一个连接端上，所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线平行或相交于位于所述传动主轴的前方的一点从而形成锥动角；

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，所述试验导弹模型套设在所述尾支杆的外侧，与所述尾支杆同轴设置，与所述尾支杆之间不接触；

测力天平，其设置在所述空腔内，所述测力天平的后端连接至所述尾支杆的前端；

前支杆，所述前支杆的后端连接至所述测力天平的前端，所述前支杆与所述尾支杆同轴设置，所述试验导弹模型可转动地套设在所述前支杆上；

自转驱动机构，其设置在所述前支杆上，所述自转驱动机构连接至所述试验导弹模型，以驱动所述试验导弹模型自转；

主旋转驱动机构，其连接至所述传动主轴，以驱动所述传动主轴旋转；以及

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，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述数据采集和处理***还与所述主旋转驱动机构和所述自转驱动机构通信连接，以改变所述传动主轴的旋转速率和所述试验导弹模型的自转速率。

优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，还包括：

多个拐接头，每个拐接头由前半部分和后半部分构成，且每个拐接头中，所述前半部分的轴线与所述后半部分的轴线之间的夹角角度均不相同；

其中，所述尾支杆可拆卸地连接至其中一个拐接头的第一端，该拐接头的第二端可拆卸地连接至所述另一个连接端，从而使所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线平行或相交于位于所述传动主轴的前方的一点，并且使所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线之间的夹角为0～20°。

优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述配重包括壳体和可拆卸地装设于所述壳体内的配重体。

优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，

还包括：

导电滑环，其套设在所述传动主轴的后段，所述导电滑环的动子与所述传动主轴连接，且所述导电滑环的定子电连接至所述数据采集和处理***；

所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆以及所述拐接头均为前后贯通的中空结构；

所述传动主轴的前段的内部具有通道，所述传动主轴的前端设置有与所述通道连通的进线孔，所述传动主轴的中间部位设置有与所述通道连通的出线孔；

所述自转驱动机构容设于所述前支杆的内部，所述自转驱动机构的动力输出轴由所述前支杆的前端伸出，并连接至所述试验导弹模型，所述自转驱动机构的线缆依次从所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子；所述测力天平的线缆依次从所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子。

优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，还包括：

导电滑环，其套设在所述传动主轴的后段，所述导电滑环的动子与所述传动主轴连接，且所述导电滑环的定子电连接至所述数据采集和处理***；

所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆以及所述拐接头均为前后贯通的中空结构；

所述传动主轴的前段的内部具有通道，所述传动主轴的前端设置有与所述通道连通的进线孔，所述传动主轴的中间部位设置有与所述通道连通的出线孔；

所述自转驱动机构的线缆依次从所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子；所述测力天平的线缆依次从所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子。

优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述自转驱动机构包括自转电机、减速器和编码器。

优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述测力天平为四分量天平或五分量天平。

优选的是，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述试验导弹模型为大长径比试验导弹模型，所述试验导弹模型为带鸭舵的试验导弹模型。

本实用新型具有以下有益效果：

1、本实用新型可以用于模拟在1.2米量级亚跨超声速风洞中大长径比试验导弹模型的自转和围绕风洞来流的锥形运动，并实现测力试验。

2、本实用新型在测力天平的前端设置前支杆，将自转驱动机构设置在前支杆的前端，试验导弹模型可转动地套设在所述前支杆上，自转驱动机构再连接至所述试验导弹模型，自转驱动机构输出旋转驱动力，即可驱动试验导弹模型的自转。本实用新型能够满足旋转导弹模型的旋转试验要求，但特别能够满足大长径比旋转导弹在1.2米量级亚跨超声速风洞中进行强迫旋转试验的要求。

3、本实用新型将前支杆、测力天平、尾支杆以及拐接头均设计成前后贯通的中空结构，从而使自转驱动机构的线缆依次从前支杆、测力天平、尾支杆和拐接头的内部通过，并经由传动主轴的进线孔、通道和出线孔，再电连接至导电滑环的动子，而测力天平的线缆也由尾支杆和拐接头的内部通过，并经由传动主轴的进线孔、通道和出线孔，再电连接至导电滑环的动子；自转驱动机构和测力天平的信号再通过导电滑环的定子传递给数据采集和处理***。本实用新型解决了自转驱动机构和测力天平的走线问题。

4、本实用新型提供了配重，该配重包括壳体和可拆卸地装设于壳体内的配重体，从而使试验人员更换配重体，以满足不同试验条件下锥形运动动平衡的配平需求。

5、本实用新型提供了多个拐接头，每个拐接头的前半部分和后半部分所成的夹角角度均不相同，通过更换拐接头，可以改变尾支杆的轴线与传动主轴的轴线之间的夹角，即使试验导弹模型的锥形运动的锥度角在0～20°之间改变。

6、本实用新型通过数据采集和处理***控制自转驱动机构和主旋转驱动机构，改变试验导弹模型相对传动主轴的旋转速率和自转速率，从而获得高精度的实验数据。

7、本实用新型通过选取和设置自转驱动机构，克服了大长径比试验导弹模型内部空间局限性，实现了大长径比试验导弹模型的自转。

8、本实用新型采用了高精度的四分量或五分量的测力天平，实现了高精度的测量。

9、本实用新型的整个装置的结构刚度和强度满足试验要求，整体结构外形满足试验整流减阻的要求。

附图说明

图1为本实用新型所述的一个实施例的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置的结构示意图。

图2为本实用新型所述的一个实施例的试验导弹模型的结构示意图。

图3为本实用新型所述的一个实施例的拐接头的结构示意图。

图4为本实用新型所述的一个实施例的传动主轴的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型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，本实用新型提供一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，包括：支撑架11；传动主轴9，其可转动地设置在所述支撑架11上；支座8，其具有一对连接端22,23，所述支座的中间部位24连接至所述传动主轴9的前端，所述一对连接端22,23分布在所述传动主轴的两侧；配重6，其设置在其中一个连接端23上；尾支杆5，其设置在另一个连接端22上，所述尾支杆5的轴线与所述传动主轴9的轴线平行或相交于位于所述传动主轴9的前方的一点从而形成锥动角；试验导弹模型1，其内部具有空腔，且所述试验导弹模型1的前端封闭，后端敞开，其中，所述试验导弹模型1套设在所述尾支杆5的外侧，与所述尾支杆5同轴设置，与所述尾支杆5之间不接触；测力天平4，其设置在所述空腔内，所述测力天平4的后端连接至所述尾支杆5的前端；前支杆16，所述前支杆16的后端连接至所述测力天平4的前端，所述前支杆16与所述尾支杆5同轴设置，所述试验导弹模型1可转动地套设在所述前支杆16上；自转驱动机构2，其设置在所述前支杆16上，所述自转驱动机构连接至所述试验导弹模型，以驱动所述试验导弹模型自转；主旋转驱动机构13，其连接至所述传动主轴，以驱动所述传动主轴旋转；以及数据采集和处理***，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。

在本实施例中，利用试验导弹模型模拟旋转导弹，实现了试验导弹模型的自转和围绕风洞来流的锥形运动，并实现了测力实验，从而实现了对旋转导弹锥形运动的模拟和流动特性的分析。

本实用新型中，试验导弹模型套设在尾支杆的外侧，与尾支杆同轴设置，将自转驱动机构2、前支杆16和测力天平4依次连接，将三者设置于试验导弹模型1的空腔内，测力天平的后端连接至尾支杆的前端，并且试验导弹模型可转动地套设于前支杆，自转驱动机构连接至试验导弹模型。当自转驱动机构输出旋转驱动力，试验导弹模型可以相对前支杆旋转(由于前支杆通过测力天平与尾支杆彼此固定在一起，因此，试验导弹模型也是相对于尾支杆旋转)，即上述设计实现了试验导弹模型的自转。具体地，试验导弹模型是通过一对第一轴承可转动地连接至前支杆的。

在本实施例中，试验导弹模型1通过前支杆16连接至尾支杆5，尾支杆5设置在支座8的另一个连接端上，而支座8设置在传动主轴9上。当主旋转驱动机构输出旋转驱动力，驱动传动主轴9旋转，传动主轴进一步带动尾支杆5相对于传动主轴的轴线旋转，进而实现试验导弹模型相对于传动主轴轴线的旋转，实现试验导弹模型的锥形运动。支撑架11与风洞固定连接，进而将传动主轴9支撑在风洞内。传动主轴水平设置，以保证试验导弹模型的锥形运动是围绕风洞来流进行的，以确保测力数据的精确度。具体地，传动主轴通过一对第二轴承安装于支撑架上。支撑架也可以可拆卸地方式连接至风洞，通过调整支撑架的安装角度，来改变传动主轴与风洞来流所成的角度。通常来说，传动主轴都是水平延伸的，从而与风洞来流相平行。

在试验导弹模型同时进行自转和锥形运动的过程中，测力天平对试验导弹模型的气动力和力矩进行测量，并将测力数据发送给位于风洞外的数据采集和处理***。数据采集和处理***则根据测力数据分析出试验导弹模型的流动特性。

为了保证试验导弹模型的动平衡，支座8的中间部位24连接至传动主轴9的前端，支座的一对连接端22,23分布在传动主轴的两侧，配重6设置在其中一个连接端23上，尾支杆5设置在另一个连接端22上，用于连接试验导弹模型。当试验导弹模型同时进行自转和锥形运动时，配重保证试验导弹模型保持动平衡，从而使测力天平测量得到相对精确的测力数据。另外，本实用新型中的试验导弹模型自身还具有配重体，以保证试验导弹模型在自转过程中的动平衡。

此外，本实用新型的整体设计应有足够的强度和刚度，以保证在1.2米量级亚跨超声速风洞试验旋转导弹自转和锥形运动旋转过程中不损坏、不变形、不发生共振现象。自转驱动机构和主旋转驱动机构需要能够承受风洞吹风过程中的振动和较大的温度梯度，满足试验的旋转速率和功率等要求。对于大长径比的旋转导弹，试验导弹模型1安装完成后需要进行旋转动平衡试验，保证试验导弹模型在自转过程中动平衡性能良好。按照试验锥形运动锥度角要求，选取合适的拐接头7和尾支杆5，并完成整个模拟装置在风洞中的安装装配工作。在进行风洞试验之前，调试数据传输采集***是否正常运行，并进行模型自转和围绕风洞来流轴线锥形运动的地面调试，根据模拟装置整体的受力情况调节配重，使其达到动平衡性能良好为止。

进行风洞试验时，试验导弹模型处于1.2米量级亚跨超声速风洞流场均匀区中，设定吹风状态为某一马赫数。风洞来流稳定后，在风洞外数据采集和处理***的电脑***上操作自转驱动机构和主旋转驱动机构开始运行，驱动试验导弹模型1的自转和锥形运动的转动速率均在某一时间内从速率为0达到预设的转动速率；同时，测力天平4测量得到该马赫数下试验导弹模型的实时测力数据，并通过数据采集和处理***分析处理，得到试验导弹模型锥形运动的流动特性。调整马赫数，重复上述步骤得到不同马赫数下试验旋转模型的锥形运动流动特性。

进一步地，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述数据采集和处理***还与所述主旋转驱动机构13和所述自转驱动机构2通信连接，以改变所述传动主轴的旋转速率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***输入指令，以控制主旋转驱动机构和自转驱动机构，进而改变受主旋转驱动机构驱动的传动主轴的旋转速率和受自转驱动机构驱动的试验导弹模型的旋转速率，进而获得在不同旋转速率下试验导弹模型的锥形运动流动特性。

进一步地，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，还包括：多个拐接头7，每个拐接头由前半部分20和后半部分21构成，且每个拐接头7中，所述前半部分20的轴线与所述后半部分21的轴线之间的夹角角度均不相同；其中，所述尾支杆5可拆卸地连接至其中一个拐接头的第一端，该拐接头的第二端可拆卸地连接至所述另一个连接端，从而使所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线平行或相交于位于所述传动主轴的前方的一点，并且使所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线之间的夹角为0～20°。

该实施例提供了多个拐接头，而且每个拐接头的前半部分和后半部分的轴线之间的夹角均不相同。因此，当需要使试验导弹模型的轴线与传动主轴的轴线之间的夹角(即锥度角)达到特定角度时，只需要选择特定的一个拐接头就可以了。比如当使用上一个拐接头时，锥度角为5°，而下一个锥度角为10°，则将上一个拐接头更换下来，下一个拐接头的前半部分与后半部分的轴线夹角应比上一个拐接头增加5°。通过更换拐接头，可以实现对锥度角的调整，从而获得在不同锥度角在试验导弹模型的锥形运动流动特性。

尾支杆与拐接头以及拐接头与支座的连接方式均为可拆卸地连接，这种可拆卸地连接具体可以通过螺栓螺母或者通过楔构件实现。

进一步地，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述配重6包括壳体和可拆卸地装设于所述壳体内的配重体。

在该实施例中，配重体是可拆卸地设置在壳体内的，试验人员可以更换配重体或者调整配重体在壳体内的安装位置，从而改变配重的整体重量或者改变配重的重心，以适应不同试验条件的要求，始终使试验导弹模型在锥形运动中保持动平衡。

进一步地，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，还包括：导电滑环12，其套设在所述传动主轴9的后段26，所述导电滑环的动子与所述传动主轴9连接，且所述导电滑环的定子电连接至所述数据采集和处理***；所述前支杆16、所述测力天平4、所述尾支杆5以及所述拐接头7均为前后贯通的中空结构；所述传动主轴的前段25的内部具有通道28，所述传动主轴的前端设置有与所述通道连通的进线孔27，所述传动主轴的中间部位设置有与所述通道连通的出线孔29；所述自转驱动机构容设于所述前支杆的内部，所述自转驱动机构的动力输出轴由所述前支杆的前端伸出，并连接至所述试验导弹模型，所述自转驱动机构的线缆依次从所述前支杆16、所述测力天平4、所述尾支杆5和所述拐接头7的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环12的动子；所述测力天平的线缆依次从所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子。

为了保证内置于试验导弹模型内的自转驱动机构的线缆以及测力天平的线缆不干扰试验导弹模型的自转和锥形运动，本实施例在传动主轴的后段设置了一个导电滑环，将前支杆、测力天平、尾支杆和拐接头均设计成前后贯通的中空结构，自转驱动机构的线缆从前支杆16的内部17、测力天平4的内部18、尾支杆5的内部19和拐接头7的内部通过，再经由传动主轴的内部穿出，最终电连接至可与传动主轴同步旋转的动子上，测力天平的线缆也由传动主轴的内部穿出，最终电连接至动子上，导电滑环的定子再与数据采集和处理***电连接，从而在试验导弹模型在同时进行自转和锥形运动时，自转驱动机构、测力天平与数据采集和处理***之间可以正常进行数据传输。

前支杆起到对自转驱动机构和试验导弹模型的支撑作用。为了安装自转驱动机构，前支杆具体可以由一个套筒制成，套筒的内部具有较大的容纳空间，自动驱动机构安装在套筒的容纳空间内，且自转驱动机构靠近套筒的前端的位置。自转驱动机构的动力输出轴由套筒的前端伸出，并直接连接至试验导弹模型，从而可以向试验导弹模型输出旋转驱动力。

进一步地，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述自转驱动机构2包括自转电机、减速器和编码器。主旋转驱动机构也由主电机来实现。

进一步地，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述测力天平4为四分量天平或五分量天平。其中，测力天平4的尺寸大小和安装位置根据试验导弹模型1的要求而调整。

进一步地，所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置中，所述试验导弹模型为大长径比试验导弹模型，所述试验导弹模型为带鸭舵的试验导弹模型。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的设置难度，而本实用新型则很好的解决了这一个技术问题。

为便于理解，本实用新型中以图1至图4中左侧为前方，以右侧为后方，但所述的“前”“后”均不应认为是对本实用新型技术方案的限制。

本实用新型尤其适用于实现在1.2米量级亚跨超声速风洞中试验导弹模型的自转和围绕风洞来流轴线的锥形运动，并实现测力试验。

尽管本实用新型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实用新型的领域，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，本实用新型并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (9)

1.一种风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，包括：

支撑架；

传动主轴，其可转动地设置在所述支撑架上；

支座，其具有一对连接端，所述支座的中间部位连接至所述传动主轴的前端，所述一对连接端分布在所述传动主轴的两侧；

配重，其设置在其中一个连接端上；

尾支杆，其设置在另一个连接端上，所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线平行或相交于位于所述传动主轴的前方的一点从而形成锥动角；

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，所述试验导弹模型套设在所述尾支杆的外侧，与所述尾支杆同轴设置，与所述尾支杆之间不接触；

测力天平，其设置在所述空腔内，所述测力天平的后端连接至所述尾支杆的前端；

前支杆，所述前支杆的后端连接至所述测力天平的前端，所述前支杆与所述尾支杆同轴设置，所述试验导弹模型可转动地套设在所述前支杆上；

自转驱动机构，其设置在所述前支杆上，所述自转驱动机构连接至所述试验导弹模型，以驱动所述试验导弹模型自转；

主旋转驱动机构，其连接至所述传动主轴，以驱动所述传动主轴旋转；以及

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所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，所述数据采集和处理***还与所述主旋转驱动机构和所述自转驱动机构通信连接，以改变所述传动主轴的旋转速率和所述试验导弹模型的自转速率。

3.如权利要求2所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，还包括：

多个拐接头，每个拐接头由前半部分和后半部分构成，且每个拐接头中， 所述前半部分的轴线与所述后半部分的轴线之间的夹角角度均不相同；

其中，所述尾支杆可拆卸地连接至其中一个拐接头的第一端，该拐接头的第二端可拆卸地连接至所述另一个连接端，从而使所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线平行或相交于位于所述传动主轴的前方的一点，并且使所述尾支杆的轴线与所述传动主轴的轴线之间的夹角为0～20°。

4.如权利要求1至3中任一项所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，所述配重包括壳体和可拆卸地装设于所述壳体内的配重体。

5.如权利要求3所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，

还包括：

导电滑环，其套设在所述传动主轴的后段，所述导电滑环的动子与所述传动主轴连接，且所述导电滑环的定子电连接至所述数据采集和处理***；

所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆以及所述拐接头均为前后贯通的中空结构；

所述传动主轴的前段的内部具有通道，所述传动主轴的前端设置有与所述通道连通的进线孔，所述传动主轴的中间部位设置有与所述通道连通的出线孔；

所述自转驱动机构容设于所述前支杆的内部，所述自转驱动机构的动力输出轴由所述前支杆的前端伸出，并连接至所述试验导弹模型，所述自转驱动机构的线缆依次从所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子；所述测力天平的线缆依次从所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子。

6.如权利要求3所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，还包括：

导电滑环，其套设在所述传动主轴的后段，所述导电滑环的动子与所述传动主轴连接，且所述导电滑环的定子电连接至所述数据采集和处理***；

所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆以及所述拐接头均为前后贯通的中空结构；

所述传动主轴的前段的内部具有通道，所述传动主轴的前端设置有与所述通道连通的进线孔，所述传动主轴的中间部位设置有与所述通道连通的出线孔；

所述自转驱动机构的线缆依次从所述前支杆、所述测力天平、所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子；所述测力天平的线缆依次从所述尾支杆和所述拐接头的内部通过，并通过进线孔、通道和出线孔，再电连接至所述导电滑环的动子。

7.如权利要求1所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，所述自转驱动机构包括自转电机、减速器和编码器。

8.如权利要求1所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，所述测力天平为四分量天平或五分量天平。

9.如权利要求1所述的风洞用旋转导弹的锥形运动模拟装置，其特征在于，所述试验导弹模型为大长径比试验导弹模型，所述试验导弹模型为带鸭舵的试验导弹模型。