[發(fā)明專利]吸氣式高超聲速飛行器分段部件氣動力的測量方法

有效

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• 申請日: 2016-05-26
• 公開（公告）號: CN106017857B
• 公開（公告）日: 2017-07-11
• 發(fā)明（設計）人: 賀偉;孫良;王琪;高昌;于時恩;張小慶;李宏斌;任虎;呂金洲;郭鵬宇
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍63820部隊吸氣式高超聲速技術研究中心
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06
• 代理公司: 成都點睛專利代理事務所(普通合伙)51232
• 代理人: 敖歡,葛啟函

技術領域

本發(fā)明屬于吸氣式高超聲速技術領域，尤其是一種吸氣式高超聲速飛行器分段部件氣動力的測量方法。

背景技術

吸氣式高超聲速飛行器技術是未來航空領域發(fā)展的戰(zhàn)略制高點，在軍事和民用領域都具有極高的應用價值。圖1為吸氣式高超聲速飛行器的示意圖，其主要由進氣道、隔離段、燃燒室和尾噴管構成。如圖1所示，9為機體一體化構型，其機身前下表面是發(fā)動機進氣道前體壓縮面10，機身后下表面是發(fā)動機尾噴管的后體膨脹面11，12為噴油，機體與發(fā)動機之間沒有明顯的分界線。巡航狀態(tài)下高超聲速飛行器飛行馬赫數通常大于5，此時飛行阻力較大，而吸氣式的超燃沖壓發(fā)動機推力相對較小，整機的推力余量較小。為了實現最佳的氣動和推進性能，機體和推進系統需要采用高度一體化設計，飛行器前體和后體的下壁面既是主要的氣動型面，又是超燃沖壓發(fā)動機進氣道外壓縮型面和尾噴管膨脹型面，各部件之間高度耦合。

高超聲速飛行器各部件在設計時遵循不同的物理規(guī)律，如進氣道和尾噴管在設計時考慮的是激波壓縮和等熵膨脹，而燃燒室設計時考慮的是燃料混合和化學反應。由于各部件的流動現象不同，所遵循的物理規(guī)律不同，在通過地面試驗結果或計算數據來推算真實飛行器的氣動性能時，就需要對各部件氣動力對整機氣動力的貢獻進行評估。同時，飛行器在總體設計時也需要限定各部件氣動力水平，其氣動力大小也是評價部件性能的關鍵指標。

在地面試驗中，由于吸氣式高超聲速飛行器各部件之間高度耦合，對各部件的氣動力進行試驗測量存在一定困難，國內外針對這一方面研究的公開資料也比較少。

在數值計算中，一般可以通過網格拓撲結構的劃分和相應的后處理得到高超聲速飛行器各部件的氣動力。但在高速來流條件下，飛行器內外流場流動狀態(tài)復雜，且內外流相互耦合，并存在邊界層分離、激波邊界層干擾等復雜流動現象，這些流動現象對內外流場的流動狀態(tài)有很大的影響，然而目前的數值計算方法很難對這些流動現象進行精確模擬，在缺乏相應試驗數據驗證的情況下，根據數值計算得到的各部件的氣動力結果缺乏可靠性。

發(fā)明內容

鑒于以上所述現有技術的缺點，本發(fā)明的目的在于提供一種吸氣式高超聲速飛行器分段部件氣動力的測量方法。

為實現上述發(fā)明目的，本發(fā)明技術方案如下：

一種吸氣式高超聲速飛行器分段部件氣動力的測量方法，用于高超聲速風洞試驗中，將吸氣式高超聲速飛行器分為前體、燃燒中段和后體三部分，以進氣道出口為前體和燃燒中段的分界線，以尾噴管入口為燃燒中段和后體的分界線，燃燒中段設有支架，在前體和燃燒中段之間設有前天平，燃燒中段和后體之間設有后天平，燃燒中段和支架之間設有中天平，通過在高超聲速風洞中開展測力試驗，前天平和后天平分別對前體和后體的氣動力進行測量，中天平對整機的氣動力進行測量，對三臺天平的測力結果進行解算得到各個部件的氣動力和力矩。

作為優(yōu)選方式，前體、燃燒中段和后體為3個獨立的部分，前體通過螺釘與前天平連接，前天平再通過螺釘與第一支撐板相連，第一支撐板利用銷釘定位并通過螺釘與燃燒中段固連，后體通過螺釘與后天平連接，后天平再通過螺釘與第二支撐板相連，第二支撐板利用銷釘定位并通過螺釘與燃燒中段固連；燃燒中段通過螺釘與中天平相連，中天平再通過螺釘固定在支架上。

作為優(yōu)選方式，三臺天平為六分量應變天平。

作為優(yōu)選方式，所述天平均采用扁平框式結構，即：將天平浮動框和固定框布置在相同的水平高度上，軸向力元件用偏心梁，其余五分量用矩形梁，分別對稱布置在天平設計中心前后。

作為優(yōu)選方式，前體和燃燒中段之間、燃燒中段和后體之間保留0.5-1.5mm的縫隙。保證試驗過程中部件之間沒有硬連接，實現各部件氣動力和力矩的隔離。

作為優(yōu)選方式，前體和燃燒中段之間、燃燒中段和后體之間的縫隙采用耐高溫橡膠進行密封，避免縫隙漏氣對流動和測力產生干擾。