[發(fā)明專利]用于高超聲速風(fēng)洞的反向噴流堵塞度試驗(yàn)裝置及試驗(yàn)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202111156815.5
• 申請(qǐng)日: 2021-09-30
• 公開（公告）號(hào): CN113588199B
• 公開（公告）日: 2021-12-24
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李杰;邱華誠(chéng);龍正義;楊彥廣;石義雷;孫良寶;賀江峰;強(qiáng)慢
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所
• 主分類號(hào): G01M9/02
• 分類號(hào): G01M9/02;G01M9/04;G01M9/06;G01M9/08;B64F5/60
• 代理公司: 北京中濟(jì)緯天專利代理有限公司 11429
• 代理人: 王丹

本發(fā)明公開了一種用于高超聲速風(fēng)洞的反向噴流堵塞度試驗(yàn)裝置及試驗(yàn)方法。該裝置包括從前至后順序連接的飛行器模型、軌控艙和尾支桿；軌控艙的前段為錐段、后段為等直段，軌控艙的中心空腔為噴流駐室，錐段的迎風(fēng)面上均布有與噴流駐室連通的螺紋連接孔，后段的弧形表面和后端面分別開有靜壓孔；尾支桿的中心空腔為與軌控艙的噴流駐室連通的噴流管道，尾支桿的后段開孔連通供氣管路，尾支桿的后端連接風(fēng)洞攻角機(jī)構(gòu)的彎刀支架；供氣管路外接高超聲速風(fēng)洞的噴流管路。還包括安裝在螺紋連接孔上的噴流噴嘴和調(diào)試噴嘴。該方法根據(jù)軌控艙的表面靜壓和風(fēng)洞試驗(yàn)段靜壓的變化來判定高超聲速風(fēng)洞流場(chǎng)是否堵塞，具有直觀、簡(jiǎn)便、可靠性高的優(yōu)點(diǎn)。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種用于高超聲速風(fēng)洞的反向噴流堵塞度試驗(yàn)裝置及試驗(yàn)方法。

背景技術(shù)

近年來，高超聲速飛行器的發(fā)展突飛猛進(jìn)，是航空航天強(qiáng)國(guó)相互競(jìng)爭(zhēng)的戰(zhàn)略制高點(diǎn)。高超聲速飛行器在40~100km的臨近空間飛行時(shí)，需要進(jìn)行變軌機(jī)動(dòng)，此時(shí)傳統(tǒng)的舵面控制在稀薄大氣環(huán)境下已經(jīng)很難發(fā)揮作用。而反向噴流控制憑借其固有的優(yōu)勢(shì)，在臨近空間對(duì)飛行器的變軌機(jī)動(dòng)控制十分有效。

反向噴流試驗(yàn)具有大流量、大壓比、大動(dòng)量比的特點(diǎn)。對(duì)風(fēng)洞噴流試驗(yàn)?zāi)芰土鲌?chǎng)穩(wěn)定運(yùn)行提出很高的挑戰(zhàn)。在反向噴流情況下，如仍然按照常規(guī)試驗(yàn)確定模型縮比，反向噴流會(huì)導(dǎo)致噴流試驗(yàn)時(shí)風(fēng)洞流場(chǎng)堵塞，因此噴流試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵∮诔Ｒ?guī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比。但是，太小的縮比會(huì)對(duì)整個(gè)氣動(dòng)力試驗(yàn)裝置的設(shè)計(jì)，尤其是天平安裝，造成很大的困難。因此，亟待進(jìn)行相應(yīng)的反向噴流風(fēng)洞試驗(yàn)，以指導(dǎo)臨近空間高超聲速飛行器設(shè)計(jì)。

當(dāng)前，亟需發(fā)展一種用于高超聲速風(fēng)洞的反向噴流堵塞度試驗(yàn)裝置及試驗(yàn)方法。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的一個(gè)技術(shù)問題是提供一種用于高超聲速風(fēng)洞的反向噴流堵塞度試驗(yàn)裝置，本發(fā)明所要解決的另一個(gè)技術(shù)問題是提供一種用于高超聲速風(fēng)洞的反向噴流堵塞度試驗(yàn)方法。

本發(fā)明的用于高超聲速風(fēng)洞的反向噴流堵塞度試驗(yàn)裝置，其特點(diǎn)是，所述的反向噴流堵塞度試驗(yàn)裝置包括從前至后順序連接的飛行器模型、軌控艙和尾支桿；軌控艙的前段為錐段、后段為等直段，軌控艙的中心空腔為噴流駐室，錐段的迎風(fēng)面上均布有與噴流駐室連通的螺紋連接孔，后段的弧形表面和后端面分別開有靜壓孔；尾支桿的中心空腔為與軌控艙的噴流駐室連通的噴流管道，尾支桿的后段開孔連通供氣管路，尾支桿的后端連接風(fēng)洞攻角機(jī)構(gòu)的彎刀支架；供氣管路外接高超聲速風(fēng)洞的噴流管路；

所述的反向噴流堵塞度試驗(yàn)裝置還包括安裝在螺紋連接孔上的噴流噴嘴和調(diào)試噴嘴；噴流噴嘴的內(nèi)腔形狀為拉瓦爾噴管；調(diào)試噴嘴在噴流噴嘴的出口加裝測(cè)試頭，測(cè)試頭上開有測(cè)溫孔和測(cè)壓孔，測(cè)溫孔內(nèi)安裝熱電偶測(cè)量噴流的總溫，測(cè)壓孔內(nèi)安裝總壓傳感器測(cè)量噴流的總壓。

進(jìn)一步地，所述的飛行器模型為簡(jiǎn)化模型，飛行器模型的前段為鈍頭體圓錐，飛行器模型的后段為圓柱，飛行器模型與飛行器縮比模型具有相同的長(zhǎng)度和底部形狀。

進(jìn)一步地，所述的飛行器模型與軌控艙為一體化加工。

進(jìn)一步地，所述的靜壓孔通過靜壓軟管與壓力傳感器連接，監(jiān)測(cè)軌控艙的表面靜壓。

進(jìn)一步地，所述的尾支桿的前端與軌控艙的后端面通過沿周向均勻分布的螺釘固定連接。

本發(fā)明的用于高超聲速風(fēng)洞的反向噴流堵塞度試驗(yàn)方法，包括以下步驟：

a.將反向噴流堵塞度試驗(yàn)裝置安裝在高超聲速風(fēng)洞中，調(diào)平飛行器模型的攻角，將供氣管路外接高超聲速風(fēng)洞的噴流管路；

b.將調(diào)試噴嘴安裝在軌控艙上的任意一個(gè)螺紋連接孔上，將噴流噴嘴安裝在剩余的螺紋連接孔上；