[發(fā)明專(zhuān)利]一種用于大攻角尾部側(cè)向噴流測(cè)力試驗(yàn)結(jié)構(gòu)

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201611065639.3
• 申請(qǐng)日: 2016-11-28
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN106768798B
• 公開(kāi)（公告）日: 2019-03-12
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 羅世杰;倪招勇;陳丁;李素循;馬洪強(qiáng)
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院
• 主分類(lèi)號(hào): G01M9/04
• 分類(lèi)號(hào): G01M9/04
• 代理公司: 中國(guó)航天科技專(zhuān)利中心 11009
• 代理人: 徐輝

本發(fā)明涉及一種用于大攻角尾部側(cè)向噴流測(cè)力試驗(yàn)結(jié)構(gòu)，包括包括主體，尾部側(cè)噴供氣結(jié)構(gòu)，天平元件，供氣管路，支桿，尾段噴管；主體為柱狀中空結(jié)構(gòu)，分別固定尾部側(cè)噴供氣結(jié)構(gòu)，天平元件和支桿，供氣管路主體穿過(guò)支桿的中空管狀結(jié)構(gòu)和天平元件的中空結(jié)構(gòu)，一端連接氣源，另一端固定在前駐室；尾段噴管固定在噴管連接端上，將氣流側(cè)向引出至試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)的尾部；氣源提供的氣流經(jīng)供氣管路到達(dá)前駐室，經(jīng)進(jìn)氣道后，由尾段噴管側(cè)向引出。本發(fā)明提出的模型、天平、氣路布局形式，實(shí)現(xiàn)了姿控發(fā)動(dòng)機(jī)位于尾段的側(cè)向噴流干擾直接測(cè)力試驗(yàn)，使得噴流位于尾部時(shí)的噴流本身、有噴流干擾、無(wú)噴流干擾下的載荷可以通過(guò)試驗(yàn)測(cè)量。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種用于大攻角尾部側(cè)向噴流測(cè)力試驗(yàn)結(jié)構(gòu)，屬于風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

用于尾部姿控發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的反作用力(RCS)可改變飛行器運(yùn)動(dòng)姿態(tài)或軌跡，其作用在于快速改變飛行狀態(tài)，已在國(guó)內(nèi)外的多種飛行器上得到應(yīng)用：例如越肩發(fā)射導(dǎo)彈、航天飛機(jī)、臨近空間飛行器以及其它新型高機(jī)動(dòng)飛行器，RCS控制技術(shù)已成為以上飛行器的必備關(guān)鍵技術(shù)。然而，尾部側(cè)向噴流與外流干擾使得飛行器表面及空間流動(dòng)發(fā)生顯著變化，產(chǎn)生附加的氣動(dòng)力與力矩。控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)需得到準(zhǔn)確的飛行器氣動(dòng)特性，而風(fēng)洞試驗(yàn)及數(shù)值預(yù)測(cè)是提供以上數(shù)據(jù)的重要手段，其中，風(fēng)洞試驗(yàn)也是驗(yàn)證數(shù)值方法模擬精度及指導(dǎo)其改進(jìn)方向的重要途徑。由此可見(jiàn)，試驗(yàn)結(jié)果不僅能直接給出尾段側(cè)向噴流干擾后的氣動(dòng)特性，也直接關(guān)系到數(shù)值模擬方法的精度，而采用直接測(cè)力方式進(jìn)行噴流及其干擾力測(cè)量需設(shè)計(jì)行之有效的測(cè)力試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀５牵捎谖捕蝹?cè)向噴流位置以及大攻角的特殊性，需要試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒粌H能夠滿(mǎn)足直接測(cè)力技術(shù)對(duì)噴流本身、有噴流干擾、無(wú)噴流干擾三種力的直接測(cè)量要求，還必須能夠提供穩(wěn)定的噴流條件及滿(mǎn)足大攻角測(cè)力試驗(yàn)的要求，使得噴流測(cè)力試驗(yàn)結(jié)構(gòu)尤為重要。

大攻角尾部側(cè)向噴流測(cè)力試驗(yàn)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)是側(cè)向噴流干擾試驗(yàn)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)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(wěn)定、精確的不同噴流總壓下的噴流，并能測(cè)量噴流本身、有噴流干擾、無(wú)噴流干擾三類(lèi)載荷。過(guò)去前體側(cè)向噴流試驗(yàn)結(jié)構(gòu)形式不能應(yīng)用于尾部側(cè)向噴流測(cè)力試驗(yàn)，如按前體側(cè)向噴流試驗(yàn)結(jié)構(gòu)則需要將天平置于模型后部，導(dǎo)致天平載荷巨大，遠(yuǎn)大于噴流本身及噴流干擾載荷，存在不能精確測(cè)量的難題。鑒于此，急需研制大攻角尾部側(cè)向噴流測(cè)力試驗(yàn)結(jié)構(gòu)解決以上難題。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種用于大攻角尾段側(cè)向噴流干擾測(cè)力試驗(yàn)結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)位于尾部時(shí)噴流本身、有噴流干擾、無(wú)噴流干擾下的載荷精確測(cè)量，解決尾段噴流大攻角風(fēng)洞試驗(yàn)的難題。

本發(fā)明目的通過(guò)如下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)：

提供一種用于大攻角尾部側(cè)向噴流測(cè)力試驗(yàn)裝置，包括主體，尾部側(cè)噴供氣結(jié)構(gòu)，天平元件，供氣管路，支桿，尾段噴管；

所述主體為柱狀中空結(jié)構(gòu)，包括依次設(shè)置的前端連接結(jié)構(gòu)、前駐室固定結(jié)構(gòu)，天平固定定位結(jié)構(gòu)、操控面固定結(jié)構(gòu)；前端連接結(jié)構(gòu)用于連接試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)的頭部；前駐室固定結(jié)構(gòu)用于固定尾部側(cè)噴供氣結(jié)構(gòu)；天平固定定位結(jié)構(gòu)用于固定天平元件；操控面固定結(jié)構(gòu)用于固定試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)的操控面；

尾部側(cè)噴供氣結(jié)構(gòu)包括前駐室、進(jìn)氣道和噴管連接端，所述前駐室的上端面連接進(jìn)氣道，另外一個(gè)端面連接接供氣管路；進(jìn)氣道用于連接前駐室和尾段噴管，噴管連接端用于固定尾段噴管；

天平元件為中空結(jié)構(gòu)，固定在主體的天平固定定位結(jié)構(gòu)內(nèi)；

支桿為中空管狀結(jié)構(gòu)，支桿的一端固定在天平元件的尾段，另一端由主體的尾端引出；

供氣管路主體穿過(guò)支桿的中空管狀結(jié)構(gòu)和天平元件的中空結(jié)構(gòu)，一端連接氣源，另一端固定在前駐室；

尾段噴管固定在噴管連接端上，將氣流側(cè)向引出至試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)的尾部；

氣源提供的氣流經(jīng)供氣管路到達(dá)前駐室，經(jīng)進(jìn)氣道后，由尾段噴管側(cè)向引出；天平元件測(cè)量載荷。