[發明專利]用于多噴口側向噴流的試驗裝置

有效

• 申請號: 201610625712.1
• 申請日: 2016-08-02
• 公開（公告）號: CN106323586B
• 公開（公告）日: 2019-01-18
• 發明（設計）人: 倪招勇;李素循;羅世杰
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06
• 代理公司: 北京遠大卓悅知識產權代理事務所(普通合伙) 11369
• 代理人: 史霞

本發明公開了一種用于多噴口側向噴流的試驗裝置，包括：駐室，其具有一封閉的駐室空腔；和氣體整流裝置，其設置在所述駐室的駐室空腔內，且側壁上開設有多個通氣孔與所述駐室空腔氣體連通，所述氣體整流裝置的一端延伸出所述駐室空腔，與氣體源連通。本發明的裝置能夠提供穩定、精確多噴流，消除噴流沖擊以及管路剛性影響，提供噴流總壓，并可在試驗中精確測量試驗系統安裝狀態下的噴管駐室內的噴流總壓。

技術領域

本發明屬于實驗裝置技術領域，涉及一種用于亞/跨/超/高超聲速風洞內，提供精確、穩定多噴口側向噴流的試驗裝置，特別涉及一種用于多噴口側向噴流的試驗裝置。

背景技術

側向噴流產生的反作用力(RCS)可改變飛行器運動姿態或軌道，其作用在于補充氣動舵面效率不足和快速改變飛行狀態，已在國內外的多種飛行器上得到應用：例如PAC-3、THAAD、Aster、返回器以及我國多種新型高機動飛行器，RCS控制技術已成為以上飛行器的必備關鍵技術。然而，多噴流與外流干擾使得飛行器表面及空間流動發生顯著變化，產生附加的氣動力與力矩，控制系統設計需得到準確的表面載荷特性及氣動特性，而風洞試驗及數值預測是提供以上結果的重要手段，風洞試驗也是驗證數值方法模擬精度及指導其改進方向的重要途徑。由此可見，試驗結果的精準度直接關系到數值模擬方法的精度以及對噴流干擾特性的認知度。而采用直接測力方式進行噴流干擾附加氣動力與力矩測量直接受多噴口試驗裝置結構形式及加工精度影響明顯。噴流總壓的準確性、噴流的穩定性以及減震防沖擊結構設計的有效性直接導致實驗結果的精準度，使得可提供精確、穩定多噴口側向噴流試驗裝置成為得到高精度實驗數據的關鍵。

多噴口側向噴流試驗裝置的設計、加工是側向噴流干擾試驗的關鍵環節之一。該裝置需能夠在亞/跨/超/高超聲速條件下，幾百上千次提供穩定、精確的不同噴流總壓下的多噴口噴流，并能降低噴流沖擊及管路剛性帶來的干擾。

過去多噴口側向噴流試驗裝置要不未考慮減震防沖擊結構或不能有效降低噴流沖擊影響、要不未包含整流穩壓結構、要不未增加傳感器測量及檢測裝置、要不未考慮管路剛性影響以及減震結構限制噴流總壓較低等問題。

發明內容

本發明的一個目的是解決至少上述問題和/或缺陷，并提供至少后面將說明的優點。

鑒于此，專門研制一種用于多噴口側向噴流的試驗裝置，其能夠提供穩定、精確多噴流，消除噴流沖擊以及管路剛性影響，提供噴流總壓，并可在試驗中精確測量試驗系統安裝狀態下的噴管駐室內的噴流總壓。

本發明還有一個目的是提供一種用于多噴口側向噴流的試驗裝置。該裝置可精確、穩定地提供多噴口噴流，并可有效降低高能氣流沖擊、管路剛性抵觸且可提供較高噴流總壓加工模擬范圍。

為此，本發明提供的技術方案為：

一種用于多噴口側向噴流的試驗裝置，包括：

駐室，其具有一封閉的駐室空腔；和

氣體整流裝置，其設置在所述駐室的駐室空腔內，且側壁上開設有多個通氣孔與所述駐室空腔氣體連通，所述氣體整流裝置的一端延伸出所述駐室空腔，與氣體源連通。

優選的是，所述的用于多噴口側向噴流的試驗裝置，還包括：

高壓軟管，其一端通過供氣轉接頭與所述氣體整流裝置的一端連通，而另一端與所述氣體源連通，為所述氣體整流裝置提供氣體。

優選的是，所述的用于多噴口側向噴流的試驗裝置，還包括：

噴管塊，其固定于在所述駐室的外壁上；和

至少一個噴口，所述噴口的一端與所述駐室空腔連通，而另一端開口于所述噴管塊的外壁上。

更優選的是，所述的用于多噴口側向噴流的試驗裝置，還包括：