[發(fā)明專利]一種面對稱高超聲速飛行器頭罩分離風洞試驗裝置

在審

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• 申請日: 2020-01-13
• 公開（公告）號: CN111122104A
• 公開（公告）日: 2020-05-08
• 發(fā)明（設計）人: 解福田;林敬周;鐘俊;趙健;申麗輝;張德煒;許曉斌;舒海鋒;謝飛;鄒東陽;范孝華
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04;G01M9/08
• 代理公司: 北京中濟緯天專利代理有限公司 11429
• 代理人: 王丹

本發(fā)明公開了一種面對稱高超聲速飛行器頭罩分離風洞試驗裝置。該試驗裝置包括通過高超聲速風洞上機構的尾支桿支撐的彈體模型和通過高超聲速風洞下機構的腹支撐支撐的罩體模型；初始狀態(tài)時，罩體模型罩在彈體模型的頭部，與彈體模型之間相互分離不接觸；試驗狀態(tài)時，罩體模型和彈體模型分離并進行相對獨立運動；罩體模型采用桿式六分量天平測量罩體模型氣動力，罩體模型的左右對稱開有噴管進行噴管噴流模擬；彈體模型采用桿式六分量天平測量彈體模型氣動力；腹支撐連通孔板調(diào)壓裝置。該試驗裝置解決了兩級模型相對姿態(tài)、兩級模型分離距離調(diào)整、噴流模擬、小尺寸天平設計和模型連接等關鍵技術問題，提高了噴管噴流的穩(wěn)定性，降低了腹支撐的干擾。

技術領域

本發(fā)明屬于高超聲速風洞試驗技術領域，具體涉及一種面對稱高超聲速飛行器頭罩分離風洞試驗裝置。

背景技術

面對稱高超聲速飛行器在高超聲速飛行時，受大氣摩擦力作用彈體頭部不可避免產(chǎn)生局部高溫高壓，溫度能夠高達幾千度。為防止高溫對彈體頭部的破壞，通常需要在彈體頭部加頭罩防熱。頭罩采用耐燒蝕材料，當導彈到達特定區(qū)域頭罩將被拋掉，實現(xiàn)頭罩分離，分離過程的氣動特性非常復雜，通常需要結合風洞試驗獲得相關氣動數(shù)據(jù)。通常彈體呈現(xiàn)軸對稱或面對稱外形，對于軸對稱外形,彈體內(nèi)部空間較大，模型內(nèi)部支撐構建的設計連接相對容易；而對于面對稱外形，受模型高度限制彈體內(nèi)部空間狹小，特別對于頭罩分離模型中罩體的空間更小，而且，在頭部埋入罩體時彈體頭部會占用一部分罩體空間，給罩體噴流裝置和天平設計帶來極大難度。罩體天平位于罩體模型頭部，對天平的熱防護也提出來更高要求。受罩體模型內(nèi)部空間限制，罩體天平的尺寸較小不易設計，因此如何提高罩體天平尺寸是一個主要考慮因素。對于較大彈體和較小頭罩的面對稱高超聲速飛行器模型，頭罩比例差異較大，較小的罩體模型尺寸給頭罩連接、定位設計帶來極大困難。為減小腹支撐氣動干擾，腹支撐的尺寸不能太大也不能太小，需滿足強度、剛度和共振頻率等的要求。此外還需要考慮在狹小空間內(nèi)噴管連接、供氣管路布置及噴流流量調(diào)節(jié)問題。

當前，亟需發(fā)展一種專用的面對稱高超聲速飛行器頭罩分離風洞試驗裝置。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術問題是提供一種面對稱高超聲速飛行器頭罩分離風洞試驗裝置。

本發(fā)明的面對稱高超聲速飛行器頭罩分離風洞試驗裝置，其特點是：所述的試驗裝置包括通過高超聲速風洞上機構的尾支桿支撐的彈體模型和通過高超聲速風洞下機構的腹支撐支撐的罩體模型；初始狀態(tài)時，罩體模型罩在彈體模型的頭部，與彈體模型之間相互分離不接觸；試驗狀態(tài)時，罩體模型和彈體模型分離并進行相對獨立運動；所述的罩體模型采用桿式六分量天平測量罩體模型氣動力，罩體模型的左右對稱開有噴管進行噴管噴流模擬；所述的彈體模型采用桿式六分量天平測量彈體模型氣動力；所述的腹支撐連通孔板調(diào)壓裝置。

所述的罩體模型包括罩體前段、罩體中段和罩體后段；罩體桿式天平安裝在罩體中段內(nèi)部，通過罩體桿式天平連接楔鍵固定在腹支板的天平接口上，通過罩體桿式天平定位平鍵定位；罩體前段和罩體中段通過罩體前段定位卡槽定位；罩體中段下方開有罩體中段槽口，腹支板穿過罩體中段槽口進入罩體中段。

所述的彈體模型包括彈體頭部、彈體中段、彈體后段和彈體底蓋板；彈體桿式天平位于彈體后段內(nèi)部，彈體桿式天平的后端固定在尾支桿上，彈體桿式天平的前端錐面上安裝彈體桿式天平隔熱套；彈體后段通過彈體桿式天平鋼套和彈體桿式天平隔熱套安裝在彈體桿式天平的前端錐面上；彈體桿式天平隔熱套包裹彈體桿式天平的敏感元件，具有隔熱保護作用；彈體桿式天平鋼套包裹彈體桿式天平隔熱套，具有增加彈體桿式天平和彈體中段連接強度的作用。