[发明专利]一种后向分离风洞投放模型试验发射机构

说明书

本发明提供一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，采用多段滑道组合的方式使夹持机构不必完全打开就可以将内置飞行器以一定速度推出，从而突破了武器舱空间的限制，内置飞行器模型与载机按一定速度分后，内置飞行器模型在风洞流场中作不受约束自由飞行；同时通过工字型发射爪各结构面的形状设计，以及与滑道的配合，实现了对内置飞行器的稳定夹持和分离。可用于实现在风洞中，内置飞行器模型投放分离过程中的动态分离气动特性的分析，载机流场对其产生的影响和干扰分析，以及分离后飞行器的动态飞行运动轨迹研究，从而实现对内置飞行器的后向分离过程进行模拟。

技术领域

本发明提供了一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，应用于内置飞行器从固定载机分离的飞行器风洞投放模型试验，实现其在风洞中向后发射与载机进行分离，并进而使得内置飞行器在风洞流场中作不受约束自由飞行的试验机构。

背景技术

内置飞行器从载机上以设定速度弹射出舱并进行自由飞行的过程称之为投放分离。四代机以超声速隐身作战为主要特征，其所携带的导弹等战斗武器在发射出舱之前均安装在内埋武器舱内，当目标出现在导弹有效射程范围内后，战机打开弹舱，将导弹以一定速度弹射出舱，待导弹飞出战机干扰流场后，导弹起控并飞向目标。导弹成功起控的关键在于导弹是否能与载机安全平稳分离，而导弹出舱速度是影响导弹安全平稳分离的重要因素，因此保证弹射机构能够推动导弹以设定的速度出舱至关重要。

当前战机内埋武器的分离多是垂直向下进行投放，便于导弹能够在垂向快速远离载机干扰流场。但导弹在载机干扰流场的影响下，容易出现抬头趋势，由于载机与导弹之间在流向(飞行方向)相对速度很小，导弹抬头后很可能与载机发生回碰。因此有研究机构尝试采用导弹后向分离的方式，完成导弹与载机的投放分离，弹射装置给导弹一个向后的速度，便于载机在流向快速远离载机，这时即便导弹产生抬头，向上飞行，由于导弹与载机在流向存在一定的速度差，导弹也不会与载机发生碰撞，增加分离安全性。

但现有技术中由于载机内置武器舱内空间有限，现有的内埋武器发射机构无法实现此类后向方式发射内置飞行器；同时现有技术中并未出现可用于模拟导弹真实飞行条件的后向方式发射分离情况的试验装置，此类装置要求内置飞行器在投放前发射机构需要将其稳固夹持，分离时又要保证内置飞行器处于自由状态，不受发射机构除单方向弹射作用力之外其他力的干扰，所以导致难以在风洞中对不同出舱速度下导弹的分离动态特性进行观测分析。

发明内容

本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，采用多段滑道组合的方式使夹持机构不必完全打开就可以将内置飞行器以一定速度推出，从而突破了武器舱空间的限制，内置飞行器模型与载机按一定速度分后，内置飞行器模型在风洞流场中作不受约束自由飞行。可用于实现在风洞中，内置飞行器模型投放分离过程中的动态分离气动特性的分析，载机流场对其产生的影响和干扰分析，以及分离后飞行器的动态飞行运动轨迹研究，从而实现对内置飞行器的后向分离过程进行模拟。

为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：

一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，包括：发射爪和发射套筒；

发射套筒为筒形结构，表面设有滑道，所述滑道包括夹持段滑道和分离段滑道；

发射爪设于内置飞行器头部与发射套筒之间；外部气缸推杆与发射爪固定连接，并与内置飞行器头部接触；

外部气缸推杆推动发射爪沿滑道运动，发射爪在夹持段滑道运动时，夹紧内置飞行器并带动其运动；发射爪在分离段滑道运动时，发射爪与内置飞行器分离。

进一步的，发射套筒所设夹持段滑道为直线滑道；所述分离段滑道包括过渡段滑道和全分离段滑道，所述过渡段滑道为向发射套筒外部凸起的曲线滑道，所述全分离段滑道为直线滑道；

所述全分离段滑道与发射套筒轴线的距离大于夹持段滑道与发射套筒轴线的距离。