CN106768798A - 一种用于大攻角尾部侧向喷流测力试验结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于大攻角尾部侧向喷流测力试验结构，包括主体，尾部侧喷供气结构，天平元件，供气管路，支杆，尾段喷管；主体为柱状中空结构，分别固定尾部侧喷供气结构，天平元件和支杆，供气管路主体穿过支杆的中空管状结构和天平元件的中空结构，一端连接气源，另一端固定在前驻室；尾段喷管固定在喷管连接端上，将气流侧向引出至试验目标的尾部；气源提供的气流经供气管路到达前驻室，经进气道后，由尾段喷管侧向引出。本发明提出的模型、天平、气路布局形式，实现了姿控发动机位于尾段的侧向喷流干扰直接测力试验，使得喷流位于尾部时的喷流本身、有喷流干扰、无喷流干扰下的载荷可以通过试验测量。

Description

一种用于大攻角尾部侧向喷流测力试验结构

技术领域

本发明涉及一种用于大攻角尾部侧向喷流测力试验结构，属于风洞实验领域。

背景技术

用于尾部姿控发动机产生的反作用力(RCS)可改变飞行器运动姿态或轨迹，其作用在于快速改变飞行状态，已在国内外的多种飞行器上得到应用：例如越肩发射导弹、航天飞机、临近空间飞行器以及其它新型高机动飞行器，RCS控制技术已成为以上飞行器的必备关键技术。然而，尾部侧向喷流与外流干扰使得飞行器表面及空间流动发生显著变化，产生附加的气动力与力矩。控制系统设计需得到准确的飞行器气动特性，而风洞试验及数值预测是提供以上数据的重要手段，其中，风洞试验也是验证数值方法模拟精度及指导其改进方向的重要途径。由此可见，试验结果不仅能直接给出尾段侧向喷流干扰后的气动特性，也直接关系到数值模拟方法的精度，而采用直接测力方式进行喷流及其干扰力测量需设计行之有效的测力试验模型。但是，由于尾段侧向喷流位置以及大攻角的特殊性，需要试验模型不仅能够满足直接测力技术对喷流本身、有喷流干扰、无喷流干扰三种力的直接测量要求，还必须能够提供稳定的喷流条件及满足大攻角测力试验的要求，使得喷流测力试验结构尤为重要。

大攻角尾部侧向喷流测力试验结构的设计是侧向喷流干扰试验的关键环节之一。该装置需能够在亚/跨/超/高超声速条件下，几百上千次提供稳定、精确的不同喷流总压下的喷流，并能测量喷流本身、有喷流干扰、无喷流干扰三类载荷。过去前体侧向喷流试验结构形式不能应用于尾部侧向喷流测力试验，如按前体侧向喷流试验结构则需要将天平置于模型后部，导致天平载荷巨大，远大于喷流本身及喷流干扰载荷，存在不能精确测量的难题。鉴于此，急需研制大攻角尾部侧向喷流测力试验结构解决以上难题。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种用于大攻角尾段侧向喷流干扰测力试验结构，实现发动机位于尾部时喷流本身、有喷流干扰、无喷流干扰下的载荷精确测量，解决尾段喷流大攻角风洞试验的难题。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种用于大攻角尾部侧向喷流测力试验装置，包括主体，尾部侧喷供气结构，天平元件，供气管路，支杆，尾段喷管；

所述主体为柱状中空结构，包括依次设置的前端连接结构、前驻室固定结构，天平固定定位结构、操控面固定结构；前端连接结构用于连接试验目标的头部；前驻室固定结构用于固定尾部侧喷供气结构；天平固定定位结构用于固定天平元件；操控面固定结构用于固定试验目标的操控面；

尾部侧喷供气结构包括前驻室、进气道和喷管连接端，所述前驻室的上端面连接进气道，另外一个端面连接接供气管路；进气道用于连接前驻室和尾段喷管，喷管连接端用于固定尾段喷管；

天平元件为中空结构，固定在主体的天平固定定位结构内；

支杆为中空管状结构，支杆的一端固定在天平元件的尾段，另一端由主体的尾端引出；

供气管路主体穿过支杆的中空管状结构和天平元件的中空结构，一端连接气源，另一端固定在前驻室；

尾段喷管固定在喷管连接端上，将气流侧向引出至试验目标的尾部；

气源提供的气流经供气管路到达前驻室，经进气道后，由尾段喷管侧向引出；天平元件测量载荷。

优选的，喷管连接端具有小驻室，小驻室的前端横截面大于进气道的横截面，小驻室尾端收缩，小驻室用于稳定气流，收缩尾端连接喷管。

优选的，所述主体的前驻室固定结构包括方形开口；所述主体的上表面具有凹槽，凹槽与方形开口相通，凹槽的尺寸与进气道尺寸一致，进气道放置在凹槽内进行点焊及胶连。

优选的，支杆为上表面平齐的管状结构，并在喷管连接端对应处开设浅槽。

优选的，前驻室、进气道和喷管连接端为一体成型。

优选的，主体和尾部侧喷供气结构先分别粗加工后，进行装配连接，再整体进行细加工。

优选的，天平固定定位结构为内锥形结构与天平元件的外锥形结构匹配连接，并通过拉紧楔固定。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明提出的模型、天平、气路布局形式，实现了姿控发动机位于尾段的侧向喷流干扰直接测力试验，使得喷流位于尾部时的喷流本身、有喷流干扰、无喷流干扰下的载荷可以通过试验测量。

(2)本发明的支杆采用上平下圆的结构，并设计浅槽，解决了尾部布有喷管小驻室、支杆内部通过较大直径通气管路时，大攻角风洞吹风产生的大载荷导致支杆弹性变形引起的模型与支杆碰撞难题，实现了大攻角、大载荷情况下的准确试验。

(3)本发明采用的内刚性管路以及“锥配+拉紧楔”的天平结构形式，实现了带管路条件下天平拆装。

(4)本发明针对主体和尾部侧喷供气结构，采“先分体粗加工再连接后精加工”的方式，避免了整体加工的高难度、节省了加工时间。

(5)本发明提出的前体驻室和尾部喷管小驻室的稳压方式，可提供稳定、可靠的喷流条件。

附图说明

图1(a)为本发明大攻角尾部侧向喷流测力试验结构示意图，其中：1为主体，2为尾部侧喷供气结构，3为天平元件，4为内刚性供气管路，5为支杆，6为尾段喷管；图1(b)为本发明大攻角尾部侧向喷流测力试验结构后视图；

图2为本发明主体结构图，其中：1-1为前端连接结构，1-2为前驻室固定结构，1-3为天平固定定位结构、操1-4为控面固定结构；

图3尾部侧喷供气结构示意图，其中：2-1为前驻室，2-2为进气道，2-3为喷管连接端、2-4为小驻室；

图4(a)支杆结构示意图；图4(b)支杆结构A-A剖面图；

图5为尾部侧向喷流低压环境下推力标定结果；

图6(a)为大攻角尾部法向力喷流干扰因子Ky试验与计算对比曲线；

图6(b)为大攻角尾部俯仰力矩喷流干扰因子试验与计算对比曲线。

具体实施方式

本发明用于大攻角尾部侧向喷流测力试验装置，包括主体1，尾部侧喷供气结构2天平元件3，供气管路4，支杆5，尾段喷管6；

主体1为柱状中空结构，包括依次设置的前端连接结构1-1、前驻室固定结构1-2，天平固定定位结构1-3、操控面固定结构1-4；前端连接结构用于连接试验目标的头部；前驻室固定结构用于固定尾部侧喷供气结构2；天平固定定位结构用于固定天平元件3；操控面固定结构用于固定试验目标的操控面；

所述主体1的前驻室固定结构1-2为方形开口加表面凹槽的形式；方形开口部分用于放置前驻室2-1，所述主体1的上表面具有凹槽，凹槽与方形开口相通，凹槽的尺寸与进气道2-2尺寸一致，用于安装进气道2-2。

尾部侧喷供气结构2包括前驻室2-1、进气道2-2和喷管连接端2-3，三者为一体成型。所述前驻室2-1的一端连接接供气管路4，上端连接进气道2-2；进气道2-2用于连接前驻室2-1和尾段喷管6，喷管连接端2-3用于固定尾段喷管6。

主体1与尾部侧喷供气结构2采用“先分体粗加工再连接后精加工”的方式，尾部侧喷供气结构2与喷管块6焊接后再与模型主体采用“矩形定位+点焊+胶”无缝连接。此方式避免了整体加工的高难度，并可根据要求中途更换件，且利于保证加工精度、节省加工时间。

天平元件3为中空结构，固定在主体1的天平固定定位结构内，用于测量载荷。天平固定定位结构1-3为内锥形结构与天平元件3的外锥形结构匹配连接，并通过拉紧楔定位和固定。

支杆5用于通过供气管路4，为中空管状结构，支杆5的一端固定在天平元件3的尾段，另一端由主体1的尾端引出；支杆5的上表面为上表面平齐的管状结构，并在喷管连接端2-3对应处开设浅槽。

供气管路4主体穿过支杆5的中空管状结构和天平元件3的中空结构，一端连接气源，另一端采用“螺纹+高温胶”的方式固定在前驻室2-1；

尾段喷管6固定在喷管连接端2-3上，将气流侧向引出至试验目标的尾部；

气源提供的气流经供气管路4到达前驻室2-1，经进气道2-2后，由尾段喷管6侧向引出；天平元件3测量尾段喷管6的推力。

喷管连接端2-3具有小驻室2-4，小驻室2-4的前端横截面大于进气道2-2的横截面，小驻室2-4尾端收缩用于稳定气流，收缩段连接喷管。

侧喷供气结构2上的前驻室可对高能气流进行缓冲；尾部喷管6与侧喷供气结构2焊接并保证气密性；内置刚性管路4与供气结构2的前驻室采用“螺纹+高温胶”连接；“上平下圆”非规则支杆5与天平元件3连接，并套装过内刚性供气管路4，与模型主体1采用“锥+拉紧楔”连接，并保证支杆上的“浅槽”与喷管驻室同位置。安装完后在低压环境下对不同喷流总压下的尾部喷管推力进行测量，并与数值模拟得到的推力进行对比分析，再结合测量数据的重复性判断结构的合理性。

本发明的大攻角尾部侧向喷流测力试验装置用于向试验目标的尾部提供侧向喷流，并测量无来流、有喷流条件下的喷管载荷以及有来流、有喷流条件下的气动载荷。

本发明采用先分体粗加工再连接后精加工的方式，尾部侧喷供气结构与喷管块焊接后再与模型主体“矩形定位+点焊+胶”连接。此方式避免了整体加工的高难度，并可根据要求中途更换件，且利于保证加工精度、节省加工时间。

内刚性管路与尾部侧喷供气结构的前驻室进行“螺纹+高温胶”连接；支杆与天平连接，“浅槽”与喷管配对；天平可在内刚性供气管路固定后进行套装，并采用“锥配+拉紧楔”的方式拆装。

利用此结构设计的模型，即可单独测量喷流反作用力用于标定喷管，也可测量有、无喷时的气动载荷用于喷流干扰效应建模，并都可保证较高的测量精度。

本发明已在亚/跨/超/高超声速风洞内开展了中等长细比、大攻角尾段侧向喷流试验，获得了反映大攻角尾段侧向喷流干扰特性的气动数据(见图2、3)，表明试验装置稳定性、重复性误差符合要求，验证了本项结构形式，相关技术也成功应用于其它尾段侧向喷流干扰型号研制。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (7)

1.一种用于大攻角尾部侧向喷流测力试验装置，其特征在于，包括主体(1)，尾部侧喷供气结构(2)，天平元件(3)，供气管路(4)，支杆(5)，尾段喷管(6)；

所述主体(1)为柱状中空结构，包括依次设置的前端连接结构(1-1)、前驻室固定结构(1-2)，天平固定定位结构(1-3)、操控面固定结构(1-4)；前端连接结构用于连接试验目标的头部；前驻室固定结构用于固定尾部侧喷供气结构(2)；天平固定定位结构用于固定天平元件(3)；操控面固定结构用于固定试验目标的操控面；

尾部侧喷供气结构(2)包括前驻室(2-1)、进气道(2-2)和喷管连接端(2-3)，所述前驻室(2-1)的上端面连接进气道(2-2)，另外一个端面连接接供气管路(4)；进气道(2-2)用于连接前驻室(2-1)和尾段喷管(6)，喷管连接端(2-3)用于固定尾段喷管(6)；

天平元件(3)为中空结构，固定在主体(1)的天平固定定位结构内；

支杆(5)为中空管状结构，支杆(5)的一端固定在天平元件(3)的尾段，另一端由主体(1)的尾端引出；

供气管路(4)主体穿过支杆(5)的中空管状结构和天平元件(3)的中空结构，一端连接气源，另一端固定在前驻室(2-1)；

尾段喷管(6)固定在喷管连接端(2-3)上，将气流侧向引出至试验目标的尾部；

气源提供的气流经供气管路(4)到达前驻室(2-1)，经进气道(2-2)后，由尾段喷管(6)侧向引出；天平元件(3)测量载荷。

2.如权利要求1所述的用于大攻角尾部侧向喷流测力试验装置，其特征在于，喷管连接端(2-3)具有小驻室(2-4)，小驻室(2-4)的前端横截面大于进气道(2-2)的横截面，小驻室(2-4)尾端收缩，小驻室(2-4)用于稳定气流，收缩尾端连接喷管。

3.如权利要求1所述的用于大攻角尾部侧向喷流测力试验装置，其特征在于，所述主体(1)的前驻室固定结构(1-2)包括方形开口；所述主体(1)的上表面具有凹槽，凹槽与方形开口相通，凹槽的尺寸与进气道(2-2)尺寸一致，进气道(2-2)放置在凹槽内进行点焊及胶连。

4.如权利要求1所述的用于大攻角尾部侧向喷流测力试验装置，其特征在于，支杆(5)为上表面平齐的管状结构，并在喷管连接端(2-3)对应处开设浅槽。

5.如权利要求1所述的用于大攻角尾部侧向喷流测力试验装置，其特征在于，前驻室(2-1)、进气道(2-2)和喷管连接端为一体成型。

6.如权利要求1所述的用于大攻角尾部侧向喷流测力试验装置，其特征在于，主体(1)和尾部侧喷供气结构(2)先分别粗加工后，进行装配连接，再整体进行细加工。

7.如权利要求1所述的用于大攻角尾部侧向喷流测力试验装置，其特征在于，天平固定定位结构(1-3)为内锥形结构与天平元件(3)的外锥形结构匹配连接，并通过拉紧楔固定。