CN108254155B - 一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构 - Google Patents

一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构 Download PDF

Info

Publication number
CN108254155B
CN108254155B CN201711482275.3A CN201711482275A CN108254155B CN 108254155 B CN108254155 B CN 108254155B CN 201711482275 A CN201711482275 A CN 201711482275A CN 108254155 B CN108254155 B CN 108254155B
Authority
CN
China
Prior art keywords
supply pipeline
air supply
balance element
main body
component balance
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201711482275.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108254155A (zh
Inventor
罗世杰
倪招勇
刘耀峰
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN201711482275.3A priority Critical patent/CN108254155B/zh
Publication of CN108254155A publication Critical patent/CN108254155A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108254155B publication Critical patent/CN108254155B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/08—Aerodynamic models
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G01M9/062—Wind tunnel balances; Holding devices combined with measuring arrangements
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
    • G01M9/065—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing dealing with flow

Abstract

一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构，包括喷管块、模型主体、五分量天平元件、天平外锁紧螺母、变刚性供气管路、支撑系统；喷管块用于稳定轨控侧向喷流的气流并模拟轨控喷流，模型主体为带中空腔体的结构，五分量天平元件安装在模型主体的中空腔体内，该中空腔体靠近五分量天平元件前端的一端套装在喷管块上并固定，五分量天平元件的后端通过支撑系统支撑固定；五分量天平元件以及支撑系统均为中空结构；变刚性供气管路安装在上述中空结构内，其中位于模型主体中空结构内的变刚性供气管路采用刚性供气管路，其一端连接喷管块的气体入口，另一端与非金属软管一端连接，非金属软管的另一端通过另一刚性供气管路与支撑系统固连。

Description

一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构
技术领域
本发明涉及一种用于亚跨超声速风洞内，大长细比大流量轨控侧向喷流干扰测力试验的模型设计结构，属于风洞实验技术领域。
背景技术
反作用控制系统(RCS)是利用安装小发动机产生反作用力改变飞行器运动姿态或轨迹的直接力控制系统，其作用在于补充气动舵面效率不足和快速改变飞行状态。RCS控制系统已经在国内外的多种超/高超声速飞行器上得到应用：美国的航天飞机、X-37B、神州飞船类飞行器、滑翔再入飞行器等。特别在防空反导武器中得到了广泛应用，如PAC-3、THAAD、Aster以及我国多种新型低、中、高空拦截弹及临近空间拦截器，此类飞行器在最后末制导阶段使用RCS控制增强机动能力，达到或接近直接碰撞来拦截目标。使用RCS的防空反导武器一般可分为两类：
1)RCS姿控技术：小推力控制发动机安装在远离质心位置，通过改变飞行姿态，从而改变气动力来拦截目标，例如美国的PAC-3拦截导弹；
2)RCS轨控技术：大推力控制发动机安装在质心附近，利用控制发动机大推力直接改变轨迹来拦截目标。例如美国的THAAD与法国的Aster拦截导弹，THAAD属于中高层拦截导弹，而Aster属于中低层拦截导弹。
使用RCS姿控的低层防空反导武器以及RCS轨控的中高层(高超)防空反导武器已研制多年，并已在型号中得到应用，而使用RCS轨控的低层(亚跨超)防空反导武器研究较少，处于起步研制阶段，但其作为今后防空反导武器的重要发展方向，需准确得到飞行器喷流干扰产生的附加气动力和力矩用于控制系统设计。由于此类飞行器具有大长细比外形特征以及强喷流干扰和高动压的气动特征，需通过风洞试验及数值预测两者相结合的方式提供以上数据。其中，风洞试验也是验证数值预测精度及指导其改进方向的重要依据，精确测量此类喷流干扰效应的试验技术已成为此类飞行器研制必须突破的关键技术之一。
过去针对大长细比飞行器主要开展前体姿控喷流干扰测力试验研究，其由于流量小，供气管路的形式容易实现，从而降低了其它部件的结构设计难度，而以此经验不能为轨控喷流干扰测力试验形成行之有效的手段。并且，针对喷流干扰直接测力方式，还需解决大流量轨控喷流供气难题，大长细比带来的缩比模型内部空间严重受限情况下的模型、天平、气路一体化的设计难题，喷管布局周向变化、滚转角变换以及模型拆卸方便的难题。鉴于此，本项发展了一套用于大长细比大流量轨控侧向喷流测力试验结构，解决以上难题，并用于精确测量喷流本身、有喷流干扰、无喷流干扰下的三类载荷。
基于大长细比大流量轨控侧向喷流测力试验的要求，专门提出了适用于亚跨超高超声速风洞的大长细比大流量轨控侧向喷流测力试验结构。有以下特点：
Δ大流量轨控多喷流气动干扰直接测力试验。可精确测量发动机位于模型中部的侧向喷流本身、有喷流干扰、无喷流干扰下的载荷。
Δ大长细比轨控多喷流气动干扰测力试验。可在由于大长细比带来的模型内部空间严重受限，且五分量天平的中心必须能够通过大流量所需求的大直径轨控喷流供气管路，空腔直径与模型直径比大于0.4的条件下，解决模型、天平、气路一体化设计难题。
Δ变喷口布局、滚转角轨控多喷流气动干扰测力试验。五分量天平与模型通过“前端锥配+周向定位键+外螺母拉紧”的方式实现滚转角变化的目的，并结合喷口块与模型采用“一次装拤加工多对柱销”及变滚转角结构相结合的方式实现360度喷口周向变化的目的。
Δ高压、大流量、稳定供气。采用供气管路前段为薄壁耐压高且占用空间小的无缝不锈钢管，后段为特制的有一定变形量、薄壁且耐压9MPa的非金属软管，无缝不锈钢管及非金属软管可提供更为光滑的内壁以及更大的供气管路内腔横截面与轨控喷流等效喉道面积的比值，使其更易稳定喷流且降低管路延程压降。解决了高压、大流量轨控喷流的供气需求，并通过不同加载和加压条件测得变刚性供气管路弹性引起的干扰量(误差)，并拟合出误差补偿公式，进行刚性抵触修正。
发明内容
本发明的所要解决的技术问题：克服现有技术的不足，提供一种用于大长细比、轨控侧向多喷流测力试验结构，该结构形式可实现大长细比、大流量发动机位于质心位置的喷流本身、有喷流干扰、无喷流干扰下的载荷精确测量。本发明进一步解决的问题是能够提供一种用于大流量轨控侧向多喷流测力试验结构。
本发明的技术方案：一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构，包括喷管块、模型主体、五分量天平元件、天平外锁紧螺母、变刚性供气管路、支撑系统；变刚性供气管路包括非金属软管和刚性供气管路；喷管块用于稳定轨控侧向喷流的气流并模拟轨控喷流，模型主体为带中空腔体的结构，五分量天平元件安装在模型主体的中空腔体内，该中空腔体靠近五分量天平元件前端的一端套装在喷管块上并固定，五分量天平元件的后端通过支撑系统支撑固定；五分量天平元件以及支撑系统均为中空结构；变刚性供气管路安装在上述中空结构内，其中位于模型主体中空结构内的变刚性供气管路采用刚性供气管路，此刚性供气管路一端连接喷管块的气体入口，另一端与非金属软管一端连接，非金属软管的另一端通过另一刚性供气管路与支撑系统固连。
进一步的，喷管块为包含驻室的一端封闭结构，封闭端连接试验目标的头部，驻室侧壁安装喷管，驻室用于稳定气流和模拟轨控喷流，在喷管块的开口端与刚性供气管路密封连接。
进一步的，所述的驻室的等效直径至少为所有喷管喉道面积之和的等效直径的10倍。
进一步的，五分量天平元件的空腔直径与模型主体的外直径比大于0.4。
进一步的，五分量天平元件与模型主体之间通过内外锥结构匹配连接，天平外锁紧螺母螺接在五分量天平元件的前端，通过该天平外锁紧螺母将五分量天平元件与模型主体锁紧。
进一步的，在模型主体与五分量天平元件连接处通过周向定位键保证二者的周向角度，并通过多个角度的定位键实现模型360度滚动变化。
进一步的，喷口块与模型主体之间采用一次装拤加工多对柱销的方式可实现360度喷口周向变化。
进一步的，五分量天平元件前端与喷管块入口端之间留有缝隙。
进一步的，变刚性供气管路的内腔横截面的面积至少为所有喷管喉道面积之和的2.5倍。
进一步的，五分量天平元件中心空腔直径可大于天平最大外圆直径的50％。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)本发明提出的内部空间严重受限条件下的模型、天平、气路一体化结构，解决了中心通气天平及大流量供气系统的设计难题，可实现大长细比(L/D>15)、大流量(0.5-1.4kg/s)轨控发动机位于模型中部的侧向多喷流干扰直接测力试验，使得喷流位于中部的喷流本身、有喷流干扰、无喷流干扰下的载荷可以通过试验测量，并能实施监控供气管路与支杆之间的位置关系，并可实现喷口布局变化、滚转变化等能力，此结构形式已应用于型号轨控侧向多喷流/舵面耦合气动干扰风洞测力试验。
(2)本发明采用的“前端锥配+周向定位键+天平外锁紧螺母拉紧”的模型与天平连接结构实现了带大中心通气管路条件下天平拆装，并可实现变滚转角的目的。
(3)本发明采用的喷口块与模型“一次装拤加工多对柱销”的方式以及变滚转角结构，使得360度喷口布局变化成为可能，同一模型完成多个布局的试验，节约了成本及时间。
(4)本发明采用的前段内刚性供气管路、中部非金属软管和后段固定转接刚性供气管路的变刚性供气管路形式，实现了大流量所需的大直径供气管路要求以及降低管路刚性抵触的目的，并辅以刚性抵触误差补偿方法进行刚性抵触修正。
(5)本发明采用的内供气管路结构内壁粗糙度可更低，并可保证更大的供气管路内腔横截面与轨控喷流等效喉道面积的比值，降低了管路延程压降，并结合喷口段的驻室使得大流量喷流更易稳定。
附图说明
图1为本发明的一种用于大长细比大流量轨控侧向喷流测力试验结构图，其中：1-喷口块，2-模型主体，3-定位键，4-五分量天平元件，5-支撑系统前段，6-支撑系统后段，7-固定螺母，8-管路尾端固定卡箍，9-固定转接刚性供气管路，10-非金属软管，11-刚性供气管路，12-天平外锁紧螺母，13-O型圈
图2为模型主体结构；
图3为喷口块结构；
图4为软管尾端固定卡箍；
图5为后端固定螺母；
图6为大流量轨控侧向喷流低压环境下推力标定结果；
图7为大长细比大流量轨控侧向喷流干扰因子试验与计算对比。
具体实施方式
下面结合附图及实例对本发明做详细说明。
本发明用于大长细比大流量轨控侧向喷流测力试验结构，如图1所示，包括喷口块1，模型主体2，定位键3，五分量天平元件4，支撑系统(支撑系统前段5，支撑系统后段6，固定螺母7，管路尾端固定卡箍8，固定转接刚性供气管路9，非金属软管10，刚性供气管路11，天平外锁紧螺母12，O型圈13；
如图3所示，喷口块1为柱状结构，包含依次设置的前端连接结构1-1、驻室1-2，后端连接结构1-3，周向定位销孔1-4、喷管块气体入口1-5和喷管1-6；前端连接结构用于连接试验目标的头部；驻室侧壁安装喷管，驻室用于稳定气流和模拟轨控喷流；周向定位销孔用于连接模型主体2，并通过不同的周向定位销定位满足变喷口布局的需求；喷管块气体入口结构用于连接内刚性供气管路11，并结合O型圈13完成供气管路的高压密封；驻室的等效直径至少为所有喷管喉道面积之和的等效直径的10倍。
如图2所示，模型主体2为带中空腔体的结构，包括依次设置的前端连接结构2-1、天平内外锥匹配固定结构2-2、天平周向定位结构2-3；前端连接结构用于连接喷口块1；天平内外锥匹配固定结构、天平周向定位结构及定位键3用于固定和定位五分量天平元件4，并利用不同周向位置的定位结构满足变滚转角的需求；
所述喷口块1的后端连接结构1-3与模型主体前端连接结构2-1采用“一次装拤加工多对柱销”的方式进行加工。使得360度喷口布局变化成为可能，同一模型完成多个布局的试验，节约了成本及时间。
五分量天平元件4为中空结构，安装在模型主体2的中空腔体内，用于测量载荷。天平内外锥匹配固定结构2-2为内锥形结构与天平元件4的外锥形结构匹配连接，并通过天平外锁紧螺母12内螺纹拉紧；五分量天平元件前端与喷管块入口端之间留有缝隙；五分量天平元件中心空腔直径可大于天平最大外圆直径的50％。
所述模型主体2的天平内外锥匹配固定结构2-2、天平周向定位结构2-3、定位键3及天平外锁紧螺母12形成天平与模型的“前端锥配+周向定位键+天平外锁紧螺母拉紧”的可带气路拆卸和固定方式；
支撑系统由支撑系统前段5和支撑系统后段6组成，支撑系统前段5为细直径、支撑系统后段6为粗直径；所述支撑系统前段5用于通过内刚性供气管路11，为中空管状结构，支撑系统的一端固定在五分量天平元件4的尾段，另一端由模型主体2中空腔体内引出，尾端与支撑系统后段6连接；支撑系统后段6为中空管状结构，用于通过非金属软管10，支撑系统后段的一端与支撑系统前段5连接，其整体与试验设施连接，并在其后段通过固定螺母7的螺纹锁紧结构7-1将其与试验设施固定；所述后端固定螺母7(图5)的卡箍固定结构7-2用于通过螺栓，并锁紧管路尾端固定卡箍8，将其与固定转接刚性供气管路9同轴固定。
变刚性供气管路由刚性供气管路11、非金属软管10和固定转接刚性供气管路9组成，三者通过球形转接头密封连接构成轨控喷流供气管路，其安装在支撑系统前段5、支撑系统后段6和五分量天平元件3的中空结构内，一端连接气源，另一端固定在喷口块气体入口1-5上，并保证气密和稳定性；
气源提供的气流经固定转接刚性供气管路9、非金属软管10和刚性管路11到达驻室1-2，由喷管1-6侧向引出；五分量天平元件4用于测量喷管1-6的推力和模型整体受力。
刚性供气管路11为薄壁耐压高且占用空间小的无缝不锈钢管，非金属软管10为特制的有一定变形量、薄壁高耐压(10MPa)的非金属软管，实现大流量轨控喷流的供气需求以及降低管路刚性抵触的目的。刚性供气管路11与喷口块1采用“螺纹+O型圈+卡槽”的方式连接。刚性供气管路11可在天平固定后进行拆装。
变刚性供气管路的内壁光滑且内腔横截面的面积至少为所有喷管喉道面积之和的2.5倍，降低了管路延程压降，并结合喷口段的驻室使得大流量喷流稳定。
采用的“前段薄壁无缝刚性供气管路+后端特制可变形薄壁高耐压非金属软管”的内供气变刚性管路形式，实现了大流量轨控喷流的供气需求，并通过不同加载和加压条件测得内供气管路弹性引起的干扰量(误差)，并拟合出误差补偿公式，进行刚性抵触修正。
利用此结构设计的试验装置，即可单独测量大流量喷流反作用力用于标定喷管，也可测量有、无喷流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。
本发明已在亚跨超三声速风洞内开展了长细比20、大流量(秒流量1.4kg/s)轨控侧向喷流干扰风洞测力试验，获得了反映大长细比大流量轨控侧向喷流干扰特性的气动数据，数据重复性误差小于3％，计算与试验结果符合好(见图6、7)，表明根据此结构设计的装置稳定性、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大长细比大流量侧向喷流干扰型号研制。
本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构，其特征在于：包括喷口块、模型主体、五分量天平元件、天平外锁紧螺母、变刚性供气管路、支撑系统；变刚性供气管路包括非金属软管和刚性供气管路；喷口块用于稳定轨控侧向喷流的气流并模拟轨控喷流，模型主体为带中空腔体的结构，五分量天平元件安装在模型主体的中空腔体内，该中空腔体靠近五分量天平元件前端的一端套装在喷口块上并固定，五分量天平元件的后端通过支撑系统支撑固定；五分量天平元件以及支撑系统均为中空结构；变刚性供气管路安装在上述中空结构内，其中位于模型主体中空结构内的变刚性供气管路采用刚性供气管路，此刚性供气管路一端连接喷口块的气体入口，另一端与非金属软管一端连接，非金属软管的另一端通过另一刚性供气管路与支撑系统固连。
2.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：喷口块为包含驻室的一端封闭结构，封闭端连接试验目标的头部，驻室侧壁安装喷管，驻室用于稳定气流和模拟轨控喷流，在喷口块的开口端与刚性供气管路密封连接。
3.根据权利要求2所述的结构，其特征在于：所述的驻室的等效直径至少为所有喷管喉道面积之和的等效直径的10倍。
4.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：五分量天平元件的空腔直径与模型主体的外直径比大于0.4。
5.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：五分量天平元件与模型主体之间通过内外锥结构匹配连接，天平外锁紧螺母螺接在五分量天平元件的前端，通过该天平外锁紧螺母将五分量天平元件与模型主体锁紧。
6.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：在模型主体与五分量天平元件连接处通过周向定位键保证二者的周向角度，并通过多个角度的定位键实现模型360度滚动变化。
7.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：喷口块与模型主体之间采用一次装拤加工多对柱销的方式可实现360度喷口周向变化。
8.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：五分量天平元件前端与喷口块入口端之间留有缝隙。
9.根据权利要求2所述的结构，其特征在于：变刚性供气管路的内腔横截面的面积至少为所有喷管喉道面积之和的2.5倍。
10.根据权利要求1所述的结构，其特征在于：五分量天平元件中心空腔直径可大于天平最大外圆直径的50％。
CN201711482275.3A 2017-12-29 2017-12-29 一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构 Active CN108254155B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711482275.3A CN108254155B (zh) 2017-12-29 2017-12-29 一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711482275.3A CN108254155B (zh) 2017-12-29 2017-12-29 一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108254155A CN108254155A (zh) 2018-07-06
CN108254155B true CN108254155B (zh) 2020-06-09

Family

ID=62725419

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711482275.3A Active CN108254155B (zh) 2017-12-29 2017-12-29 一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108254155B (zh)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109632253B (zh) * 2018-12-10 2021-02-09 中国航天空气动力技术研究院 一种用于旋成体喷流测力试验的模型装置
CN109632250B (zh) * 2018-12-10 2020-12-18 中国航天空气动力技术研究院 一种可变不同贮室型面的喷管推力校测装置
CN110057533A (zh) * 2019-05-24 2019-07-26 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种风洞试验中喷流压力流量控制装置及控制方法
CN110595725A (zh) * 2019-09-26 2019-12-20 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种横向喷流四分量管式风洞天平
CN112051026B (zh) * 2020-09-16 2022-04-22 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于带高压密封横向喷流效应试验的天平测力装置
CN113390600B (zh) * 2021-07-26 2022-07-12 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 用于热解气体气动热效应的激波风洞试验模拟装置及方法
CN113358320B (zh) * 2021-08-10 2021-10-15 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法
CN114509234B (zh) * 2022-04-20 2022-07-05 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 用于高超声速风洞混合加热气体喷流供气的柔性管路装置
CN115077853B (zh) * 2022-08-23 2022-11-11 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于风洞喷流实验的六分量天平及其应用方式
CN115436010B (zh) * 2022-11-08 2023-02-03 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法
CN115808285B (zh) * 2023-01-11 2023-05-09 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种风洞喷流试验中的深孔密封组件及应用方法
CN117490968B (zh) * 2023-12-22 2024-03-08 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种喷流模拟器整流装置及喷口设计方法

Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3878713A (en) * 1973-11-16 1975-04-22 Gen Dynamics Corp Wind tunnel balance for supplying compressed fluid to the model
CN102353513A (zh) * 2011-08-31 2012-02-15 中国航天空气动力技术研究院 一种可变体飞行器气动测试系统
CN104729825A (zh) * 2015-04-03 2015-06-24 中国航天空气动力技术研究院 一种辅助控制高速风洞亚跨声速流场的喷流系统
CN104792493A (zh) * 2015-04-27 2015-07-22 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种喷流反射速度场测试方法
CN104897359A (zh) * 2015-06-05 2015-09-09 中国航天空气动力技术研究院 一种大长细比模型尾部碰支杆的简易识别装置
CN105035332A (zh) * 2015-08-19 2015-11-11 北京航天科颐技术有限公司 一种靶机飞控系统及飞行控制方法
CN105258912A (zh) * 2015-11-13 2016-01-20 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种基于内式天平的低速风洞模型试验支撑装置
CN105424311A (zh) * 2015-11-10 2016-03-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法
CN105973565A (zh) * 2016-06-29 2016-09-28 中国航天空气动力技术研究院 用于风洞干扰试验的侧向喷流系统
CN106323586A (zh) * 2016-08-02 2017-01-11 中国航天空气动力技术研究院 用于多喷口侧向喷流的试验装置
CN106444807A (zh) * 2016-09-29 2017-02-22 湖北航天技术研究院总体设计所 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法
CN106768798A (zh) * 2016-11-28 2017-05-31 中国航天空气动力技术研究院 一种用于大攻角尾部侧向喷流测力试验结构
CN106840591A (zh) * 2016-12-29 2017-06-13 中国航天空气动力技术研究院 一种直接测量喷流推力的试验装置
CN106840589A (zh) * 2017-03-30 2017-06-13 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法
JP2017166870A (ja) * 2016-03-14 2017-09-21 三菱重工業株式会社 風洞試験用天秤及び風洞試験装置

Patent Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3878713A (en) * 1973-11-16 1975-04-22 Gen Dynamics Corp Wind tunnel balance for supplying compressed fluid to the model
CN102353513A (zh) * 2011-08-31 2012-02-15 中国航天空气动力技术研究院 一种可变体飞行器气动测试系统
CN104729825A (zh) * 2015-04-03 2015-06-24 中国航天空气动力技术研究院 一种辅助控制高速风洞亚跨声速流场的喷流系统
CN104792493A (zh) * 2015-04-27 2015-07-22 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种喷流反射速度场测试方法
CN104897359A (zh) * 2015-06-05 2015-09-09 中国航天空气动力技术研究院 一种大长细比模型尾部碰支杆的简易识别装置
CN105035332A (zh) * 2015-08-19 2015-11-11 北京航天科颐技术有限公司 一种靶机飞控系统及飞行控制方法
CN105424311A (zh) * 2015-11-10 2016-03-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种大长细比带尾舵旋成体模型风洞测力试验方法
CN105258912A (zh) * 2015-11-13 2016-01-20 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种基于内式天平的低速风洞模型试验支撑装置
JP2017166870A (ja) * 2016-03-14 2017-09-21 三菱重工業株式会社 風洞試験用天秤及び風洞試験装置
CN105973565A (zh) * 2016-06-29 2016-09-28 中国航天空气动力技术研究院 用于风洞干扰试验的侧向喷流系统
CN106323586A (zh) * 2016-08-02 2017-01-11 中国航天空气动力技术研究院 用于多喷口侧向喷流的试验装置
CN106444807A (zh) * 2016-09-29 2017-02-22 湖北航天技术研究院总体设计所 一种栅格舵与侧喷流的复合姿态控制方法
CN106768798A (zh) * 2016-11-28 2017-05-31 中国航天空气动力技术研究院 一种用于大攻角尾部侧向喷流测力试验结构
CN106840591A (zh) * 2016-12-29 2017-06-13 中国航天空气动力技术研究院 一种直接测量喷流推力的试验装置
CN106840589A (zh) * 2017-03-30 2017-06-13 中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心 模拟热态喷流干扰的实验装置及实验方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
侧后向喷流的风洞实验测试技术;谭献忠 等;《空气动力测控技术交流会论文集（四届四次）》;20030930;第31-34页 *
基于侧喷流直接力技术的运载器姿态控制方法;孙平 等;《导航与航天运载技术》;20090228(第1(2009)期);第20-23页 *
某新型侧向喷流的试验技术研究;徐筠 等;《第九届全国实验流体力学学术会议论文》;20130731;第48-53页 *
高超声速侧向喷流干扰气动特性试验研究;徐筠 等;《实验流体力学》;20051231;第19卷(第4期);第20-24页 *
高超声速流动中侧向喷流干扰特性的实验研究;赵桂林 等;《空气动力学学报》;20050630;第23卷(第2期);第188-194页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN108254155A (zh) 2018-07-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108254155B (zh) 一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构
CN106840591B (zh) 一种直接测量喷流推力的试验装置
CN111122104A (zh) 一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置
CN106768798B (zh) 一种用于大攻角尾部侧向喷流测力试验结构
CN105973565B (zh) 用于风洞干扰试验的侧向喷流系统
CN109250149A (zh) 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置
CN102302989B (zh) 共用喉部的超声速喷管及其设计方法
CN103048110A (zh) 一种实现推力转向实验装置及其实验技术
CN103033334A (zh) 一种航空航天实用的流量测量与控制试验装置
CN210221449U (zh) 基于波纹管天平系统的内流阻力测量装置
CN109387350B (zh) 一种内式同轴波纹管天平系统
CN211178915U (zh) 一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置
CN113588202B (zh) 高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置及试验方法
CN110455491A (zh) 基于波纹管天平系统的内流阻力测量方法及装置
CN106679923B (zh) 一种用于高速喷流影响测力模型的压力解耦装置
CN112945305B (zh) 一种具有推力干扰消除结构的双涵道喷管推力测量平台
CN106043737A (zh) 一种“等物面‑变马赫数”宽速域乘波飞行器设计方法
CN106596038A (zh) 超声速和高超声速静音风洞喷管抽吸流量的计算方法
CN109236759A (zh) 一种多单元蜂窝状组合结构的超声速引射器
Gu et al. A novel experimental method to the internal thrust of rocket-based combined-cycle engine
CN207423487U (zh) 一种高精度滚转力矩单独测量装置
CN208947639U (zh) 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置
RU2339928C1 (ru) Калибровочная аэродинамическая модель для определения систематических погрешностей и способ определения систематических погрешностей
Desikan et al. Effect of freestream–plume interaction on launch vehicle aerodynamics
CN113848032A (zh) 一种两侧喷流测力风洞试验装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant