[發明專利]一種超聲速飛行器聲爆特征試驗測量裝置

在審

• 申請號: 201611122795.9
• 申請日: 2016-12-08
• 公開（公告）號: CN108195553A
• 公開（公告）日: 2018-06-22
• 發明（設計）人: 冷巖;錢占森;王銘宇
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽空氣動力研究所
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

本發明涉及一種超聲速飛行器聲爆特征試驗測量裝置，由轉接支桿(1)和過渡支桿(2)組成的模型連接機構(3)；和由測壓板(4)、底板連接板(5)和滑塊(6)組成的壓力測量機構(7)組成，所述測壓板(4)由整流板(8)、測壓板主體(9)、測壓板蓋板(10)、連接塊(11)、連接板(12)和測壓孔(13)組成。本發明的裝置能大幅降低風洞下壁面邊界層效應對測量數據的影響，測量馬赫數范圍廣，試驗效率大幅提升，同時能夠避免探針測量方式中探針等裝置移動對風洞流場的干擾。

技術領域

本發明屬于高速風洞試驗技術領域，具體涉及一種適用于高速風洞中進行超聲速飛行器聲爆特征試驗的風洞試驗測量裝置。

背景技術

聲爆是一種非線性氣動聲學現象。當飛機做超聲速飛行時，其機鼻、機翼、尾翼等均會產生激波；另一方面，由于機身外形變化，激波之間會存在膨脹波系。這兩種波系相互作用在增加了飛機近場流場復雜性的同時，產生的壓力擾動隨飛機一起運動即成為聲爆的聲源。由于該聲源發出的聲波具有巨大幅值，在大氣層里經過一定距離衰減之后仍會對飛行通過的區域帶來嚴重的噪聲污染，引起人焦躁不安的情緒，甚至造成建筑物的損壞。美國聯邦航空局(FAA)制定的《聯邦航空條例》(FAR)91部817條款，不允許商用飛機或私人飛機在美國的陸地上空進行超音速飛行，其他國家和地區的民航管理機構也制定了類似的法規，目的是避免聲爆對居民的影響。

聲爆特征的風洞試驗技術主要為空間壓力測量技術。在離模型一定距離處，測量來流靜壓與模型產生的弓形激波波后靜壓之差，此壓差通常稱之為聲爆超壓或聲爆強度。地面風洞試驗的目的在于研究影響聲爆特征的因素，降低聲爆強度的方法以及測量各種外形的飛機模型在不同條件下產生的聲爆強度。除此之外，試驗研究還可以為聲爆預測的耦合算法提供所必需的準確的近場壓力特征。傳統測量聲爆特征的試驗裝置主要有三種，分別為：①采用反射平板上的靜壓測量超壓；②采用固定的靜壓(或總壓)探頭測量超壓；③采用可以動的靜壓(或總壓)探頭測量超壓。第一種測量方法由于反射平板上的邊界層與激波之間的干擾，影響壓力測量的準度，目前已很少使用。現多用壓力探頭測量聲爆超壓，其中，又以可移動的壓力探頭用的更為普遍。與固定探頭比較，可移動探頭減少了由于探頭移動，探頭支撐不同所帶來的系統誤差。但是無論采用何種運動測量方式，一方面在探頭或模型的運動過程中都會給空間流場造成很大的干擾誤差，既影響風洞流場品質也影響數據測量精度；另一方面這種測量方式采用的是單點測量方法，測量效率較低。

發明內容

本發明的目的是克服現有技術的不足，提供一套超聲速飛行器聲爆特征風洞試驗測量裝置，能高效準確地提供超聲速飛行器下方指定位置聲爆特征。

考慮到現有技術的上述問題，根據本發明公開的一個方面，本發明采用以下技術方案：

一種超聲速飛行器聲爆特征試驗測量裝置，由兩部分組成，一是由轉接支桿1和過渡支桿2組成的模型連接機構3；二是由測壓板4、底板連接板5和滑塊6組成的壓力測量機構7，所述測壓板4由整流板8、測壓板主體9、測壓板蓋板10、連接塊11、連接板12和測壓孔13組成；

其中，模型連接機構3一端為轉接支桿1，另一端為過渡支桿2，試驗時，將模型連接機構3的轉接支桿1與超聲速風洞的支撐機構連接，轉接支桿1作為與支撐機構之間的轉接頭，超聲速飛行器正面朝上，壓力測量機構7固定在超聲速風洞的試驗段的下壁板14上；

壓力測量機構7由測壓板4、底板連接板5和滑塊6組成，壓力測量機構7固定在超聲速風洞的試驗段的下壁板14上，通過底板連接板5與超聲速風洞的試驗段的下壁板14連接，或直接使用底板連接板5替換超聲速風洞的試驗段的下壁板14的可拆卸部分，然后使用螺釘固定；測壓板4為可移動式，上表面無反射，配合不同尺寸滑塊6的適當組合來改變測壓板4超聲速飛行器的相對位置，以增大壓力測量機構7的適用馬赫數范圍；