申请/专利权人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所

申请日：2024-02-23

公开（公告）日：2024-03-29

公开（公告）号：CN117782504A

主分类号：G01M9/00

分类号：G01M9/00;G01M9/04;G01M9/06;F42B35/00

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.04.16#实质审查的生效;2024.03.29#公开

摘要：一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置及试验方法，属于航空气动力试验技术领域。其包括导弹旋转安装装置安装于基座左侧，驱动电机通过电机安装座安装于基座右侧，传动轴通过第一高速轴承转动安装于基座上，传动轴上安装有导电滑环，导电滑环装于基座上，传动轴一端通过第一联轴器与驱动电机的输出端固定连接，传动轴另一端通过第二联轴器与导弹旋转安装装置右侧固定连接，导弹修正引信模型安装于导弹旋转安装装置左侧。解决在风洞吹风过程中真实模拟导弹弹体和引信翼面的自旋状态，从而验证弹体自旋的发电性能的问题，测量导弹翼面在不同马赫数气流作用下的自旋情况，并实时测量导弹修正引信的自旋发电性能。

主权项：1.一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置，其特征在于：包括基座（1）、电机安装座（2）、驱动电机（3）、第一联轴器（4）、第一高速轴承（5）、传动轴（6）、导电滑环安装座（7）、导电滑环（8）、第二联轴器（9）、导弹修正引信模型（10）和导弹旋转安装装置（11），导弹旋转安装装置（11）安装于基座（1）左侧，驱动电机（3）通过电机安装座（2）安装于基座（1）右侧，传动轴（6）通过第一高速轴承（5）转动安装于基座（1）上，传动轴（6）上安装有导电滑环（8），导电滑环（8）通过导电滑环安装座（7）安装于基座（1）上，传动轴（6）一端通过第一联轴器（4）与驱动电机（3）的输出端固定连接，传动轴（6）另一端通过第二联轴器（9）与导弹旋转安装装置（11）右侧固定连接，导弹修正引信模型（10）安装于导弹旋转安装装置（11）左侧。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种适用于风洞试验的导弹高速自旋试验装置及试验方法

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