[發(fā)明專利]用于高超聲速飛行器的大流量反向噴流試驗裝置及其方法

有效

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• 申請日: 2021-09-30
• 公開（公告）號: CN113588200B
• 公開（公告）日: 2021-12-07
• 發(fā)明（設計）人: 邱華誠;楊彥廣;石義雷;李杰;龍正義;孫良寶;賀江峰;強慢
• 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: G01M9/02
• 分類號: G01M9/02;G01M9/06;B64F5/60
• 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)明公開了一種用于高超聲速飛行器的大流量反向噴流試驗裝置及其方法。該試驗裝置包括若干個均勻分布在軌控艙的迎風面上、內部設置有拉瓦爾噴管、迎向來流的試驗噴嘴；包括用于支撐模型和天平，并提供進氣通道的天平支桿；還包括天平以及用于保護天平的隔熱套Ⅰ、隔熱套Ⅱ。高壓空氣從進氣口進入氣流通道，再分別通過支路管道從對應的試驗噴嘴噴出。該試驗方法通過專用的試驗模型和天平測量氣動力，拍攝流場顯示照片，全面評估大流量反向噴流的技術效果。

技術領域

本發(fā)明屬于高超聲速風洞試驗技術領域，具體涉及一種用于高超聲速飛行器的大流量反向噴流試驗裝置及其方法。

背景技術

進行高超聲速飛行器的飛行試驗時，如果所需的試驗航程很遠，則無法做到在全程在本國國境內試飛。當前，亟需發(fā)展一種用于高超聲速飛行器的大流量反向噴流試驗裝置及其方法，在試驗飛行器上安裝反向噴流裝置，當高超聲速飛行器的飛行試驗數(shù)據(jù)拿到后，馬上開啟大流量反向噴流試驗裝置，對進行高超聲速飛行器進行減速，以縮短試驗航程。

發(fā)明內容

本發(fā)明所要解決的一個技術問題是提供一種用于高超聲速飛行器的大流量反向噴流試驗裝置，本發(fā)明所要解決的另一個技術問題是提供一種用于高超聲速飛行器的大流量反向噴流試驗方法。

本發(fā)明的用于高超聲速飛行器的大流量反向噴流試驗裝置，其特點是，所述的大流量反向噴流試驗裝置：

包括若干個試驗噴嘴，試驗噴嘴安裝在模型頭部和軌控艙之間，沿周向均勻分布在軌控艙的迎風面上，試驗噴嘴迎向來流，試驗噴嘴前端設置有位于試驗噴嘴中心軸線的拉瓦爾噴管，試驗噴嘴后端通過柱面配合方式安裝在軌控艙迎風面上對應的通孔內；

包括天平，天平為桿式六分量天平；

包括天平支桿，天平支桿分為前段和后段，前段和后段之間通過堵塊隔離，天平支桿前端通過定位鍵與天平尾錐固定連接，天平支桿后端固定在高超聲速風洞的中部支架上，天平支桿后段在天平支桿中心軸線上設置有氣流通道，天平支桿后段靠近中部支架的位置處設置有進氣口，天平支桿后段靠近堵塊的位置處設置有與試驗噴嘴一一對應的支路管道，支路管道位于軌控艙的內部空腔中，支路管道伸入天平支桿后段，高壓空氣從進氣口進入氣流通道，分別通過支路管道從對應的試驗噴嘴噴出；

包括隔熱套Ⅰ，隔熱套Ⅰ為錐套，套裝在天平的前錐面上，模型頭部套裝在天平的前錐面上；

還包括隔熱套Ⅱ，隔熱套Ⅱ為與天平測量段和尾錐外型相匹配的階梯圓筒，套裝在天平的測量段和尾錐上，隔熱套Ⅱ與天平支桿前端密封連接。

進一步地，所述的試驗噴嘴的中心軸線與來流之間的夾角α范圍為25°~35°。

進一步地，所述的試驗噴嘴中的任意一個或一個以上替換為調試噴嘴，調試噴嘴的前端為凸臺，后端與試驗噴嘴的后端相同，調試噴嘴凸臺前端內設置有位于調試噴嘴中心軸線的拉瓦爾噴管，調試噴嘴凸臺后端設置有測量支路管道噴流總壓的測壓孔。

進一步地，所述的試驗噴嘴設置有專用的四爪工裝，試驗噴嘴的前端面開有中心對稱的4個沉孔，四爪工裝的前端設置有與4個沉孔一一對應的4個圓柱頭，4個圓柱頭分別伸入4個沉孔，四爪工裝抓緊試驗噴嘴，將試驗噴嘴安裝或拔出支路管道。

本發(fā)明的用于高超聲速飛行器的大流量反向噴流試驗方法，包括以下步驟：

a.根據(jù)高超聲速風洞的堵塞度要求，確定試驗模型縮比，設計加工高超聲速飛行器的縮比噴流試驗模型，模型頭部和軌控艙進行等比例模擬；

b.設計加工安裝在縮比噴流試驗模型內部的天平，天平為桿式六分量天平，軸向力的測量精度為0.3%；

c.設計加工試驗噴嘴的四爪工裝；

d.設計加工若干組試驗噴嘴和對應的調試噴嘴，每組試驗噴嘴和調試噴嘴內的拉瓦爾噴管的馬赫數(shù)相同；