一种后向分离投放模型发射装置变出舱角机构的制作方法

1.本发明提供了一种后向分离投放模型发射装置变出舱角机构，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，根据试验需要改变其在风洞中从后向与载机分离时的出舱角度，并进而使得内置飞行器以设定的出舱速度在风洞中实现后向分离的试验机构。


背景技术：

2.内埋武器等从载机上以设定速度、设定角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，将导弹以特定出舱角度，一定出舱速度弹射出舱，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是导弹与载机安全平稳分离。而导弹出舱角度是影响导弹安全平稳分离的重要因素，因此保证弹射装置能够推动导弹以设定的角度出舱至关重要。
3.当前战机内埋武器的分离多是垂直向下进行投放，方便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。
4.相关技术中，后向分离投放模型发射装置中，导弹在载机上的发射角度为固定的。若要获得导弹在真实飞行条件下的安全分离角度包线，需要在风洞中对不同出舱角度下导弹的分离动态特性进行观测分析，需要模拟实际情况下发射盒沿其下前缘的真实转动情况，即保证作为转轴的发射盒下前缘位置始终保持不变的前提下，实现导弹出舱角度的调节。


技术实现要素：

5.本发明技术解决的问题是：内置飞行器模型在风洞中从固定载机分离并作自由飞行的过程中，使内置飞行器模型与载机按一定角度分离，并进而使得内置飞行器模型在风洞流场中作不受约束自由飞行的试验装置，以实现在风洞中对内置飞行器模型投放分离过程中的动态分离气动特性及其相互影响和干扰、以及分离后飞行器的动态飞行运动轨迹进行研究，从而实现对内置飞行器的后向分离过程进行模拟。本技术公开了一种后向分离投放模型发射装置变出舱角机构。
6.本技术采用如下的技术方案：
7.一种后向分离投放模型发射装置变出舱角机构，包括气缸发射机构、以及将气缸发射机构连接于载机上的变出舱角装置，变出舱角装置包括气缸支座和气缸紧固件，气缸支座可拆卸连接于载机，气缸发射机构位于气缸支座和气缸紧固件之间，气缸紧固件与气
缸支座之间可拆卸连接。
8.在上述的变出舱角机构中，所述气缸支座沿着气缸发射机构的两端各一体连接有两个用于与载机连接的连接耳，连接耳与气缸支座的底面平行，载机上设置有与气缸支座底面形状一致的卡槽，气缸支座在连接耳下方的部位位于卡槽内，气缸紧固件连接于气缸支座上表面。
9.在上述的变出舱角机构中，所述与载机之间通过螺栓连接，气缸紧固件与气缸支座之间通过螺栓连接。
10.在上述的变出舱角机构中，所述气缸发射机构周向面固定连接有半圆环形凸起，气缸支座上开设有与半圆环形凸起相适配的半圆环形卡槽。
11.在上述的变出舱角机构中，所述气缸发射机构包括发射机构和气缸机构，发射机构包括发射套筒、内置飞行器、方形发射盒，内置飞行器安装在发射套筒内，发射盒安装在发射套筒外，气缸机构能够驱动内置飞行器射出。
12.在上述的变出舱角机构中，所述气缸机构包括气缸主体、气缸盖、气缸转接头、推杆，推杆安装在气缸主体内，并与气缸主体滑动连接，气缸盖与气缸主体螺纹连接，气缸转接头与气缸盖螺纹连接，发射套筒和气缸主体之间通过螺纹连接。
13.综上所述，本技术包括以下至少一种有益技术效果：
14.1、内置飞行器后向分离是一种载机与内置飞行器两体新型分离方式，本发明根据试验需求，设计五种不同角度的气缸支座，当气缸发射装置安装在气缸支座上之后，内置飞行器的出舱角度即可确定。进行不同出舱角度对内置飞行器运动特性的影响分析时，仅需更换不同角度的气缸支座；
15.2、气缸支座在设计时尺寸经过特别计算，使得改变气缸支座后，气缸支座与载机的安装位置不变，作为转轴的发射盒下前缘位置始终保持不变，以此来模拟实际情况下发射盒沿其下前缘的真实转动情况，并保证机身下表面不会出现前后台阶流动；
16.3、通过改变气缸支座可实现对不同初始分离角度的相似模拟，进而可对初始分离角度对安全分离的影响进行分析；通过改变风洞吹风m数，分析m数对级间安全分离的影响；综合以上参数对内置飞行器后向安全分离的影响，可为分离安全边界的确立提供试验依据；
17.4、本技术能够在不改变载机攻角的情况下，将内置飞行器以特定角度向后发射进行分离；变攻角机构设计原理简单，加工难度低，安装方便，变攻角精度高，稳定性强；适用于载机内部空间有限，风洞环境极端，不方便安装较多活动机构的情况。
附图说明
18.图1为本技术具体实施方式的整体结构示意图；
19.图2为过气缸支座轴线方向的剖视图；
20.图3为气缸支座和气缸紧固件的装配结构示意图；
21.图4为变出舱角机构变攻角过程示意图。
22.附图标记说明：1、发射套筒；2、内置飞行器；3、方形发射盒；
23.4、气缸主体；41、半圆环形凸起；5、气缸盖；6、气缸转接头；7、推杆；
24.8、气缸支座；81、连接耳；82、半圆环形卡槽；
25.9、气缸紧固件。
具体实施方式
26.下面结合附图1-4和具体实施例对本技术作进一步详细的描述：
27.参照图1和图3，一种后向分离风洞投放模型发射装置变出舱角机构，包括气缸发射机构、以及将气缸发射机构连接于载机上的变出舱角装置，变出舱角装置与载机之间可拆卸连接，并通过更换变出舱角装置的构件，实现对导弹出舱角度的调整。
28.本技术是在风洞投放模型试验的基础上实现内置飞行器2以不同出舱角度完成后向分离，从而使得内置飞行器2在后向分离过程中处于自由飞行的状态，能够较为真实的实现在风洞中模拟实际飞行状态下的后向分离过程及载机对内置飞行器2的影响和干扰。
29.首先，变出舱角装置包括气缸支座8和气缸紧固件9，气缸支座8通过螺栓连接于载机，气缸发射机构位于气缸支座8和气缸紧固件9之间，气缸紧固件9与气缸支座8之间通过螺栓连接。气缸支座8沿着气缸发射机构的两端各一体连接有两个连接耳81，连接耳81与气缸支座8的底面平行，载机内部设有形状与气缸支座8底面形状一致的方形卡槽，气缸支座8在连接耳81下方的部位位于卡槽内，气缸紧固件9连接于气缸支座8上表面。气缸发射机构周向面固定连接有半圆环形凸起41，气缸支座8上开设有与半圆环形凸起41相适配的半圆环形卡槽82。
30.气缸支座8要固定在载机设定位置，先将气缸支座8放置在载机的卡槽之中，再采用四颗螺钉穿过连接耳81与载机紧固连接，以此固定好气缸支座8；然后将气缸发射机构放置在气缸支座8上，通过气缸发射机构连接的的半圆环形凸起41与气缸支座8上的半圆环形卡槽82定位，然后扣上气缸紧固件9，由于气缸紧固件9上没有半圆形卡槽，因此在扣上之后，可以保证气缸主体4上的半圆形凸起完全嵌在气缸支座8的半圆形卡槽之中，再用四颗螺钉将气缸支座8与气缸紧固件9固连，对气缸发射机构产生压紧力，完成气缸发射机构的固定。
31.载机预留的方形的卡槽起到为气缸支座8定位的功能，并进一步确定内置飞行器2相对于载机的安装位置。载机预留的方形卡槽与气缸支座8在连接耳81下方方形凸起配合，起到对气缸支座8五自由度约束的功能，配合四个紧固螺栓，可将气缸支座8完全可靠固定，当内置飞行器2发射出舱时，可用来克服大部分内置飞行器2带来的反作用力。气缸支座8通过连接耳81下方的方形凸起与载机方形卡槽配合，通过四个螺栓完成六自由度约束，需要拆卸气缸支座8时，仅需拧开四个螺栓，将气缸支座8向上抬起即可。
32.气缸支座8上的半圆环形卡槽82与气缸主体4半圆环形凸起41配合，起到对气缸主体4定位的功能，并能约束气缸主体4四个自由度，通过搭配气缸紧固件9，完成对气缸主体4的六自由度约束。气缸主体4通过其半圆环形凸起41与气缸支座8上半圆环形卡槽82配合，搭配气缸紧固件9，通过四个螺栓完成六自由度约束，需要拆卸气缸主体4时，仅需拧开四个螺栓，将气缸主体4向上抬起即可。
33.参照图1和图2，气缸发射机构包括发射机构和气缸机构，发射机构包括发射套筒1、内置飞行器2、方形发射盒3，内置飞行器2安装在发射套筒1内，发射盒安装在发射套筒1外，气缸机构能够驱动内置飞行器2射出。气缸机构包括气缸主体4、气缸盖5、气缸转接头6、推杆7，推杆7安装在气缸主体4内，并与气缸主体4滑动连接，气缸盖5与气缸主体4螺纹连
接，气缸转接头6与气缸盖5螺纹连接，发射套筒1和气缸主体4之间通过螺纹连接。
34.从附图3和图4可以看出，当前气缸支座8可以更改的角度有6
°
～10
°
的整数角度，也可以根据需要设计加工其他整数角度或非整数角度，只需保证气缸支座8下底面形状不变，螺钉孔位不变，发射盒下前缘位置不变即可。该机构结构简单，加工方便，可以很容易确保加工精度。
35.本技术的实施原理为：根据试验要求需要改变内置飞行器2出舱角度时，首先松开气缸紧固件9的四颗螺钉，移开气缸紧固件9，取下气缸发射机构；然后松开气缸支座8上的四颗螺钉，取下当前气缸支座8，再将对应角度的气缸支座8放置在载机方形卡槽之中，螺钉紧固，依次安装气缸发射机构、气缸紧固件9，完成内置飞行器2出舱角度调整。
36.以上均为本技术的较佳实施例，并非依此限制本技术的保护范围，故：凡依本技术的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本技术的保护范围之内。