[发明专利]一种通道式攻角设计装置及方法

说明书

本发明公开了一种通道式攻角设计装置及方法,包括蒙皮、泄流通道、航向矩管、上三角整流结构、前横梁、中横梁、后横梁、楔形整流和整流帽；通道式攻角设计装置关于火箭橇系统的展向中截面对称，由产品橇前端延伸至产品橇尾端；产品橇底盘上设置前横梁、中横梁和后横梁，分别位于产品橇前端、中部和尾端；前部侧面与火箭橇前立柱的内撑面在同一平面，后部侧面与火箭橇后立柱的内撑面在同一平面，用钢板将前立柱内撑面与后立柱内撑面连接形成中部侧面，火箭橇的后立柱内撑面展向位置在前立柱内撑面展向位置外侧，钢板在安装时折弯形成扩流通道，使气体减速，减小被试品尾部所受气动升力。本发明装置结构简单，便于加工、安装。

技术领域

本发明属于靶场测试技术领域，具体涉及一种通道式攻角设计装置及方法。

背景技术

火箭橇试验是依托地面专用滑轨，以火箭发动机为动力，以火箭橇为载体，在地面专用滑轨上高速运行的模拟试验。能够模拟武器系统或关键部件的速度、过载、分离、弹翼展开、终点效应等真实工作状态，并获取有效测试数据，为武器研制提供有力支持。

传统双轨火箭橇为桁架式结构，可实施大质量被试品最大运行速度950m/s的火箭橇试验，且已近乎达到基于当前动力系统的推阻比极限。为了适应武器型号速度提高的试验需求，在双轨火箭橇前部设计了一种负升低阻大斜面气动整流结构以大幅减小火箭橇气动阻力。但此大斜面结构的存在使得被试品与大斜面之间形成收缩通道，被试品尾部嵌入大斜面整流内部，在火箭橇运行过程中，超音速气流经过此收缩通道时流速减小、密度增大，通道中内撑力较大，被试品中、后部受到极大的气动升力，产生低头方向气动翻转力矩。

在引战系统终点效应类火箭橇试验中，被试品在滑轨上与火箭橇分离，自由飞行一段距离后侵彻靶标，被试品侵彻靶标时的极限姿态角是试验考核的重要指标之一。但设计的大斜面外形致使被试品在弹橇分离后易在气动翻转力矩作用下产生低头方向的角加速度，以较大的负攻角姿态着靶，无法考核被试品在极限工况下的终点效应。因此，在3Ma～5Ma的双轨火箭橇中，需要在此大斜面减阻思路的基础上设计一种改变被试品在橇气动翻转力矩的装置，以保证被试品的着靶攻角在试验要求范围内。被试品与大斜面之间收缩通道的内撑力是低头方向气动翻转力矩形成的主要原因，所以攻角设计装置的方向是拆除位于被试品正下方的大斜面整流部分蒙皮与内筋使得收缩效应大幅减小，航向中部开泄流通道进一步减小被试品与火箭橇之间通道的压力，火箭发动机前方设计斜劈整流结构。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种通道式攻角设计装置及方法,包括蒙皮、泄流通道、航向矩管、上三角整流结构、前横梁、中横梁、后横梁、楔形整流和整流帽；通道式攻角设计装置关于火箭橇系统的展向中截面对称，由产品橇前端延伸至产品橇尾端；产品橇底盘上设置前横梁、中横梁和后横梁，分别位于产品橇前端、中部和尾端；前部侧面与火箭橇前立柱的内撑面在同一平面，后部侧面与火箭橇后立柱的内撑面在同一平面，用钢板将前立柱内撑面与后立柱内撑面连接形成中部侧面，火箭橇的后立柱内撑面展向位置在前立柱内撑面展向位置外侧，钢板在安装时折弯形成扩流通道，使气体减速，减小被试品尾部所受气动升力。本发明装置结构简单，便于加工、安装。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：

一种通道式攻角设计装置，包括蒙皮、泄流通道、航向矩管、上三角整流结构、前横梁、中横梁、后横梁、楔形整流和整流帽；

定义火箭橇运行方向为航向；垂直于航向且铅锤方向指向上方为纵向；垂直于航向与纵向形成的平面且指向航向左侧的方向为展向；

所述通道式攻角设计装置关于火箭橇系统的展向中截面对称，由产品橇前端延伸至产品橇尾端；产品橇底盘上设置前横梁、中横梁和后横梁，分别位于产品橇前端、中部和尾端；中横梁用于分担前、后横梁下滑靴的支反力；

所述泄流通道位于前横梁和中横梁之间；