[發明專利]一種脈沖燃燒風洞懸掛式測力系統

有效

• 申請號: 201710493517.2
• 申請日: 2017-06-26
• 公開（公告）號: CN107290124B
• 公開（公告）日: 2023-03-17
• 發明（設計）人: 劉勃鍇;吳穎川;高宏力;賀元元;張小慶;王琪;郭鵬宇;孫良;高昌;呂金洲
• 申請（專利權）人: 西南交通大學;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: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04;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: 葛啟函

本發明提供了一種脈沖燃燒風洞懸掛式測力系統，涉及脈沖燃燒風洞試驗中空氣動力測量技術領域。包括試驗模型，支撐框架和基座。試驗模型的背部前端設有一個盲孔，尾端設有二個通孔，分別與三個Y向響應拉桿的自由端固接，尾端兩個垂直面設有兩個通孔，分別與阻力X向響應拉桿的自由端固接；分別與兩個Z向響應拉桿的自由端固接；支撐框架的前頂梁和后頂梁中部及右側梁前、后均設有一個拉桿位置調整機構的底座，拉桿位置調整機構通過滑板分別與Y向響應拉桿固定端和Z向響應拉桿固定端固接；阻力X向響應拉桿固定端分別與尾支撐立座的支桿端固接；支撐框架的底部與基座固接；固定在地面的底座與基座之間設有角度板。主要用于空氣動力測量。

技術領域

本發明涉及脈沖燃燒風洞試驗中空氣動力測量技術領域。

背景技術

高超聲速飛行器采用一體化布局，機體與發動機分離研究的方法不再適用，飛行器一體化測力試驗，模型質量增大，測量系統頻響降低，對于短時脈沖風洞測力，將導致試驗測量精度和準度降低，給高超聲速飛行器一體化性能預測帶來很大困難。

國內高超聲速風洞試驗模型支撐方式主要包括尾撐式、側壁撐式、腹撐式和背撐式，但以上方式均存在支撐部分對試驗結果的干擾。隨著試驗馬赫數的提高，來流特點由作用時間長、總壓低變為了作用時間極短、總壓高，氣流對模型的作用由準靜態載荷變為沖擊過程，因此對支架干擾的修正也變得更加困難，測力結果存在較大誤差，嚴重降低了試驗結果的準確度。此外，試驗模型多為細長體，當試驗模型尺度較大時，會受到風洞試驗段尺寸限制，以上支撐方式難以進行大攻角和大側滑角試驗，也難以使試驗模型質心、天平部分校準中心和支架旋轉中心位于同一點，可見以上支撐方式在高馬赫數帶動力試驗中已不適用。因此，研發可大幅降低支撐干擾、提高試驗環境與實際空間環境的相似性、增大攻角與側滑角范圍、提高風洞試驗效率和試驗結果準確性的脈沖燃燒風洞懸掛式測力系統尤顯必要。

發明內容

本發明的目的是提供一種脈沖燃燒風洞懸掛式測力系統，它能有效地解決風洞試驗中支架干擾導致的空氣動力測量準確度低等技術問題。

本發明的目的是通過以下技術方案來實現的：一種脈沖燃燒風洞懸掛式測力系統，包括試驗模型，支撐框架和基座。試驗模型的背部前端設有一個盲孔，尾端設有二個通孔，分別與三個Y向響應拉桿的自由端固接，試驗模型尾端兩個垂直面設有兩個通孔，分別與阻力X向響應拉桿的自由端固接；試驗模型右側面前部設有一個盲孔，后部設有一個通孔，分別與兩個Z向響應拉桿的自由端固接；支撐框架的前頂梁中部設有一個拉桿位置調整機構的底座，支撐框架的后頂梁中部兩邊各設有一個拉桿位置調整機構的底座，支撐框架的右側梁前、后均設有一個拉桿位置調整機構的底座，拉桿位置調整機構通過滑板分別與Y向響應拉桿固定端和Z向響應拉桿固定端固接；兩個阻力X向響應拉桿固定端與兩個尾支撐立座的支桿端固接；尾支撐立座的底座與基座后端固接；支撐框架的底部與基座固接；固定在地面的底座與基座之間設有角度板。

所述拉桿位置調整機構的底座邊緣分別設有八個貫通的螺孔，每條邊緣各設二個螺孔，滑塊的位置通過限位螺栓調整。

所述Y向響應拉桿和Z向響應拉桿均配有相應長度的拉桿風擋。

所述基座的前端與支撐框架的連接面設有三條T型槽，后端與兩個尾支撐立座的連接面設有四條T型槽。

所述角度板的上、下表面設有試驗要求攻角的角度差。

所述底座上表面均布四條T型槽，與角度板下表面固接。

所述支撐框架為前、后兩個環形主框結構，前、后環形主框的頂梁之間設有連接頂梁，以X軸正向為基準，兩個環形主框的左、下兩邊分別通過結構梁連接，兩個環形主框右邊通過右側梁連接，其中兩個環形主框的連接頂梁和右側梁設有凸臺結構，連接頂梁還設有貫通槽。

所述尾支撐立座的底部與基座后端T型槽固接，尾支撐立座上部設有與阻力X向響應拉桿固接的通孔，阻力X向響應拉桿與試驗模型阻力方向軸線平行并處于同一水平面。