[發明專利]自由射流風洞試驗條件下的通氣模型測力方法

在審

• 申請號: 201910515315.2
• 申請日: 2019-06-14
• 公開（公告）號: CN110207938A
• 公開（公告）日: 2019-09-06
• 發明（設計）人: 湯繼斌;黃海生;盧志毅;王立寧
• 申請（專利權）人: 北京空天技術研究所
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明提供一種自由射流風洞試驗條件下的通氣模型測力方法，包括：設計通氣模型測力裝置：通氣模型；測量天平，設置在通氣模型內，用于測量通氣模型的氣動力性能；基座；尾支桿，以尾支撐方式實現對通氣模型的支撐，其一端設置在基座上，另一端與測量天平相連接，且尾支桿與通氣模型內壁不接觸；熱氣流阻擋組件，設置在尾支桿和通氣模型內壁之間，使得尾支桿和通氣模型內壁之間不相連接，用于減小通氣模型尾部進入的熱氣流在通氣模型內的流動速度；將通氣模型測力裝置置于自由射流風洞中；開展風洞試驗以獲取有效測力數據。本發明測力方法能夠解決現有技術中常規風洞由于無法完全模擬飛行器的真實飛行環境，導致模型測力不準等技術問題。

技術領域

本發明涉及飛行器氣動性能預測技術領域，尤其涉及一種自由射流風洞試驗條件下的通氣模型測力方法。

背景技術

推阻匹配是飛行器總體方案成立與否的核心問題。采用機體/推進一體化方法設計的飛行器，最典型特點就是內外流高度耦合，致使其一體化氣動性能和推阻特性的預測、分析比較困難。因此，發展風洞試驗技術、提高內外流耦合飛行器氣動性能預測精度和能力是該類飛行器研制中必須解決的一個關鍵難題。當前國內外可用于高速飛行器性能獲取的常規風洞為0.5m-1m量級，其總溫、總壓較低，無法完全模擬飛行器的真實飛行環境，尤其是總溫環境，嚴重制約了飛行器帶動力一體化氣動性能預測技術的發展。

目前國內以自由射流試驗臺(試車臺)為代表的大尺度風洞設施，可實現壓力、溫度等參數的寬范圍模擬，在地面創造飛行器高空長時間、中等焓值飛行條件，且允許模型以較大尺寸開展試驗，但其當前主要用于發動機試驗，由于自由射流溫度值上限遠高于常規風洞，如果大尺寸模型在該風洞條件下開展試驗，可能會導致隔熱等問題出現，進而導致試驗失敗，因此，目前通氣模型測力試驗技術在該類風洞中尚未建立。

發明內容

本發明的目的在于克服現有技術中的不足，提供一種自由射流風洞試驗條件下的通氣模型測力方法，能夠解決現有技術中常規風洞由于無法完全模擬飛行器的真實飛行環境，導致模型測力不準等技術問題。

本發明技術解決方案如下：

本發明提供了一種自由射流風洞試驗條件下的通氣模型測力方法，方法包括以下步驟：

設計通氣模型測力裝置，裝置包括：通氣模型；測量天平，所述測量天平設置在所述通氣模型內，所述測量天平用于測量所述通氣模型的氣動力性能；基座；尾支桿，所述尾支桿以尾支撐方式實現對所述通氣模型的支撐，其中，所述尾支桿的一端設置在所述基座上，所述尾支桿的另一端與所述測量天平相連接，且所述尾支桿與所述通氣模型內壁不接觸；熱氣流阻擋組件，所述熱氣流阻擋組件設置在所述尾支桿和所述通氣模型內壁之間，且使得所述尾支桿和通氣模型內壁之間不相連接，所述熱氣流阻擋組件用于減小通氣模型尾部進入的熱氣流在通氣模型內的流動速度；

將所述通氣模型測力裝置置于自由射流風洞中；

開展風洞試驗以獲取有效測力數據。

進一步地，在將所述通氣模型測力裝置置于自由射流風洞中之前，所述方法還包括步驟：對所述通氣模型測力裝置進行地面調試，包括：

對測量天平精度進行考核并判斷是否需要調試；

對通氣模型內的隔熱措施進行考核并判斷是否需要調試。

進一步地，所述對通氣模型內的隔熱措施的考核方式為：

在通氣模型底部模擬高溫環境，觀測測量天平的溫飄情況，且設定時間內的測量天平各分量輸出值不大于設計載荷輸出電壓的0.3％，則確認隔熱措施有效。

進一步地，所述開展風洞試驗以獲取有效測力數據具體包括：

開展冷態來流試驗，獲得冷態流場下的氣動力性能；