CN111122104A - 一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置。该试验装置包括通过高超声速风洞上机构的尾支杆支撑的弹体模型和通过高超声速风洞下机构的腹支撑支撑的罩体模型；初始状态时，罩体模型罩在弹体模型的头部，与弹体模型之间相互分离不接触；试验状态时，罩体模型和弹体模型分离并进行相对独立运动；罩体模型采用杆式六分量天平测量罩体模型气动力，罩体模型的左右对称开有喷管进行喷管喷流模拟；弹体模型采用杆式六分量天平测量弹体模型气动力；腹支撑连通孔板调压装置。该试验装置解决了两级模型相对姿态、两级模型分离距离调整、喷流模拟、小尺寸天平设计和模型连接等关键技术问题，提高了喷管喷流的稳定性，降低了腹支撑的干扰。

Description

一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置

技术领域

本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置。

背景技术

面对称高超声速飞行器在高超声速飞行时，受大气摩擦力作用弹体头部不可避免产生局部高温高压，温度能够高达几千度。为防止高温对弹体头部的破坏，通常需要在弹体头部加头罩防热。头罩采用耐烧蚀材料，当导弹到达特定区域头罩将被抛掉，实现头罩分离，分离过程的气动特性非常复杂，通常需要结合风洞试验获得相关气动数据。通常弹体呈现轴对称或面对称外形，对于轴对称外形,弹体内部空间较大，模型内部支撑构建的设计连接相对容易；而对于面对称外形，受模型高度限制弹体内部空间狭小，特别对于头罩分离模型中罩体的空间更小，而且，在头部埋入罩体时弹体头部会占用一部分罩体空间，给罩体喷流装置和天平设计带来极大难度。罩体天平位于罩体模型头部，对天平的热防护也提出来更高要求。受罩体模型内部空间限制，罩体天平的尺寸较小不易设计，因此如何提高罩体天平尺寸是一个主要考虑因素。对于较大弹体和较小头罩的面对称高超声速飞行器模型，头罩比例差异较大，较小的罩体模型尺寸给头罩连接、定位设计带来极大困难。为减小腹支撑气动干扰，腹支撑的尺寸不能太大也不能太小，需满足强度、刚度和共振频率等的要求。此外还需要考虑在狭小空间内喷管连接、供气管路布置及喷流流量调节问题。

当前，亟需发展一种专用的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置。

本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特点是：所述的试验装置包括通过高超声速风洞上机构的尾支杆支撑的弹体模型和通过高超声速风洞下机构的腹支撑支撑的罩体模型；初始状态时，罩体模型罩在弹体模型的头部，与弹体模型之间相互分离不接触；试验状态时，罩体模型和弹体模型分离并进行相对独立运动；所述的罩体模型采用杆式六分量天平测量罩体模型气动力，罩体模型的左右对称开有喷管进行喷管喷流模拟；所述的弹体模型采用杆式六分量天平测量弹体模型气动力；所述的腹支撑连通孔板调压装置。

所述的罩体模型包括罩体前段、罩体中段和罩体后段；罩体杆式天平安装在罩体中段内部，通过罩体杆式天平连接楔键固定在腹支板的天平接口上，通过罩体杆式天平定位平键定位；罩体前段和罩体中段通过罩体前段定位卡槽定位；罩体中段下方开有罩体中段槽口，腹支板穿过罩体中段槽口进入罩体中段。

所述的弹体模型包括弹体头部、弹体中段、弹体后段和弹体底盖板；弹体杆式天平位于弹体后段内部，弹体杆式天平的后端固定在尾支杆上，弹体杆式天平的前端锥面上安装弹体杆式天平隔热套；弹体后段通过弹体杆式天平钢套和弹体杆式天平隔热套安装在弹体杆式天平的前端锥面上；弹体杆式天平隔热套包裹弹体杆式天平的敏感元件，具有隔热保护作用；弹体杆式天平钢套包裹弹体杆式天平隔热套，具有增加弹体杆式天平和弹体中段连接强度的作用。

所述的腹支撑的腹支板上端伸入罩体中段，腹支板下端的腹支撑底座固定在高超声速风洞的下机构上；腹支板上端具有喷管转接驻室，喷管转接驻室的前端具有罩体杆式天平接口，喷管转接驻室的中部分别连通喷管和腹支板内的进气管路；高超声速风洞试验前，喷管转接驻室的后端安装有压力传感器，测量喷管转接驻室的压力；高超声速风洞试验时，拆除喷管转接驻室后端的压力传感器，换装喷流调压接口堵头；腹支板的下方靠近腹支撑底座的位置开有进气管路接口。

所述的孔板调压装置安装在高超声速风洞洞壁上，孔板调压装置的洞壁接头内开有空腔，空腔分别连通紫铜管和高超声速风洞的供气管路系统；紫铜管的一端连接腹支撑的进气管路接口，紫铜管的另一端与洞壁接头的空腔连通；紫铜管的接口通过压紧螺母压紧在洞壁接头上；在紫铜管接口与洞壁接头的接口处安装有调压孔板；洞壁接头上安装有压力传感器测量洞壁接头空腔内的压力。

所述的罩体前段采用合金钢材质，罩体中段采用碳纤维材质一体成型制造；所述的罩体杆式天平的截面形状为与罩体中段内部空间相适应的上小下大的变截面形状；所述的罩体杆式天平定位平键的两侧设置有对称的系列卡槽。

所述的弹体头部采用合金钢材质，弹体中段采用超硬铝材质。

所述的喷管对称布置在罩体中段的两侧。

所述的调压孔板为中间开孔的平板，调压孔板的两侧安装有密封垫圈。

进一步地，所述的调压孔板开孔的形状为方形；所述的密封垫圈为紫铜密封垫圈。

面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验为头体两级分离测力试验，在高超声速风洞中，给定罩体模型和弹体模型的相对位置和姿态，调整罩体模型和弹体模型的级间距和相对攻角后进行测量，分别获得罩体模型和弹体模型的气动力数据。常规的两级分离测力试验通过一个攻角机构实现，两级模型均连接在一个机构上，两级模型同时变攻角，吹风过程中不能实现两级模型相对位置的变化，两级模型相对位置变化需要在不同车次的试验中完成，按照常规设计将大大增加面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验成本和周期。当罩体模型和弹体模型的相对姿态较多时，需要加工很多转接件满足位置调节要求，这样导致加工难度和更换模型姿态的频率上升。

某面对称高超声速飞行器包括弹体、罩体和两个对称分布的轴推喷流辅助分离装置(即喷管)，喷管的喷流斜向后喷出，产生向前的反推力辅助罩体与弹体分离。本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置就是针对这类面对称高超声速飞行器而设计的。

本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置需要满足不同级间距特别是小级间距不同相对攻角、侧滑角等模型状态；本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置需要满足的喷管喷流总压约高达15MPa，与以往相比，具有更高的喷流压力，喷流需满足同时供气和断开两种状态，给喷流压力调试、气密性、降低压力损失提出了更高的要求。本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置采用了高超声速风洞试验中火箭喷流常用的冷气流喷流模拟。同时，为了实现罩体与弹体分离测力的要求，测量轴推喷流过程中，罩体在不同位置、攻角、侧滑角以及相对姿态角下，罩体和弹体的气动力，减少模型姿态更换次数，本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置利用上、下两套机构分别作为弹体模型和罩体模型的独立支撑，分别实现弹体模型和罩体模型的独立运动，对于单级模型来说，降低了单级模型设计难度，减少了单级模型加工量，而且试验过程中不需要拆装模型即可更换两级模型的相对姿态，极大的提高试验效率。高超声速风洞的上机构具有多自由度和动态调节模型位姿能力，因此，选用上机构采用尾支撑方式支撑弹体模型，下机构采用腹支撑方式支撑罩体模型。根据CFD仿真可知，腹支撑位于罩体中部靠近质心位置时对罩体的气动干扰最小，再同时减小腹支撑的宽度和前后长度，可控制腹支撑的干扰在可接受范围内，而且，在数据处理过程中还可以通过“过零”修正的方法进一步扣除腹支撑干扰量。

由于，面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验是一种喷流干扰试验，喷流干扰试验的喷流装置不能与测试模型相磕碰，必须要与测试模型保持一定距离，这给本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的尺寸较小的罩体模型喷流设计带来一定困难。整个罩体模型喷流装置不能漏气，管路连接和喷管连接等必须满足一定的气密性要求，由于模型加工的累积误差，喷管与罩体模型安装后的相对位置难以满足一定偏差要求。

喷流试验通常采用冷喷流模拟弹体热喷流的动量比、压比及推力比的模拟，对喷管内型面修型必须满足模拟参数要求，这种要求对于完全轴对称喷管比较容易实现，但对于面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验中出现的出口斜切喷管，还涉及到非轴对称出口物理量的确定及冷热喷流参数换算问题。本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的喷管通过已知的喷管出口短边热喷流马赫数、压比、动量比、半锥角等参数，根据相似准则和普朗特-迈耶膨胀理论得到斜切喷管的内型面修正角度、喷管喉道直径。为减小加工难度，本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置的喷管的内壁面采用锥形，在满足动量比模拟基础上对锥形喉道进行修正，同时根据冷热膨胀边界近似模拟理论对扩张半锥角进行修正，喷管直接焊接到喷管转接驻室的两侧，保持喷管轴线和出口位置不变。

本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的腹支撑的腹支板内部设置供气通路，减小了单设供气管路对外流的干扰和对来流堵塞度，同时，为适应腹支撑扁平结构，通气孔采用异形孔方式减小管路压力损失。尽量优化设计腹支撑相关参数及前后位置尽可能减小腹支撑对弹体的气动干扰。

本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置利用上、下两套机构分别作为弹体模型和罩体模型的独立支撑的方式，使得弹体模型的弹体头部可深入罩体模型的罩体前段，模型设计时不必考虑截短弹体头部。同时，为了避免腹支撑的腹支板上端过于靠罩体模型的尾部，减小腹支板对罩体模型气动力的干扰，本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置的罩体模型分成三段，即罩体前段、罩体中段和罩体后段，罩体前段采用具有抗气流杂质冲刷作用的合金钢材质，罩体中段采用碳纤维材质一体成型制造不需要使用罩体杆式天平隔热套，增大了罩体中段的内部空间，提升了罩体模型的防热和抗冲刷能力。

本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置的弹体模型分成三段，即弹体头部、弹体中段和弹体后段，弹体头部采用合金钢材质，弹体中段采用超硬铝材质，为减重及提高弹体中段和弹体后段的连接强度，将弹体后段分成了弹体尾段和弹体杆式天平钢套两部分，分别加工后采用过盈配合的方式固定成一个整体，弹体杆式天平钢套套装在弹体杆式天平隔热套上，弹体杆式天平隔热套保护弹体杆式天平，增强了弹体后段的连接强度，避免了吹风过程中弹体模型松动。弹体底盖板封装在弹体后段端面上，减小了风洞气流对弹体杆式天平的冲击。

本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置的罩体前段和罩体中段之间通过定位卡槽完成周向定位。罩体中段下方的开槽可保证在转接驻室和腹支板焊接的情况下实现顺利装拆。

本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置的调压孔板的孔径是根据喷流流量和前室总压计算得到的，高超声速风洞试验前通过控制洞壁接头内空腔压力即可开实现喷管喷流的流量调节，孔板调压装置通过高超声速风洞的供气管路系统直接调节洞壁接头内空腔压力，安全性更好，重复性和稳定性容易保证。

本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置具有以下优点：

1.罩体天平采用灵敏度更高的杆式天平，罩体杆式天平位于罩体模型前部，罩体杆式天平与喷管共用一个支撑，罩体后段具有较大空间容纳弹体头部，从而实现弹体模型和罩体模型的小级间距相对位置的气动力测量，避免了小级间距下需要对弹体头部截短而带来的测量偏差。腹支撑的腹支板采用变截面设计，腹支板上部横截面面积较小，下部逐渐增大横截面面积，在保证强度、刚度和较低共振频率的同时有效减小了腹支板的干扰。

2.利用上、下两套机构分别作为弹体模型和罩体模型的独立支撑，分别实现弹体模型和罩体模型的独立运动，可独立改变弹体模型和罩体模型的姿态，调整弹体模型和罩体模型的级间距，便于更换试验状态。

3.利用腹支撑的腹支板作为喷管的供气管路，避免了外设供气管路对弹体模型和罩体模型的气动干扰。

4.采用调压孔板实现不同喷流的流量调节，提升了高超声速风洞的供气管路系统的压力，保证了流量控制的稳定性和安全性。

本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，解决了高超声速风洞面对称高超声速飞行器头罩分离试验面临的两级模型相对姿态、两级模型分离距离调整、喷流模拟、小尺寸天平设计和模型连接等关键技术问题，提高了喷管喷流的稳定性，降低了腹支撑的干扰。

附图说明

图1为本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置的立体示意图；

图2为本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置的平面示意图；

图3为本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的罩体模型示意图；

图4为本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的罩体前段定位卡槽示意图；

图5为本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的罩体中段槽口示意图；

图6为本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的弹体模型示意图；

图7a为本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的罩体模型喷管转接驻室示意图；

图7b为本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的罩体模型喷管转接驻室安装示意图；

图8为本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的孔板调压装置立体示意图；

图9为本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的孔板调压装置结构示意图；

图10为本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置中的孔板调压装置的调压孔板放大图。

图中，1.罩体模型2.弹体模型3.腹支撑4.孔板调压装置5.尾支杆；

101.罩体前段102.罩体中段103.罩体后段104.罩体杆式天平105.罩体杆式天平定位平键106.罩体杆式天平连接楔键107.罩体前段定位卡槽108.罩体中段槽口；

201.弹体头部202.弹体中段203.弹体后段204.弹体底盖板205.弹体杆式天平钢套206.弹体杆式天平隔热套207.弹体杆式天平；

301.喷管转接驻室302.喷流调压接口堵头303.喷管304.腹支板305.罩体杆式天平接口306.腹支撑底座307.进气管路接口；

401.紫铜管402.压紧螺母403.调压孔板404.洞壁接头。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行详细的描述。

如图1、2所示，本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述的试验装置包括通过高超声速风洞上机构的尾支杆5支撑的弹体模型2和通过高超声速风洞下机构的腹支撑3支撑的罩体模型1；初始状态时，罩体模型1罩在弹体模型2的头部，与弹体模型2之间相互分离不接触；试验状态时，罩体模型1和弹体模型2分离并进行相对独立运动；所述的罩体模型1采用杆式六分量天平测量罩体模型1气动力，罩体模型1的左右对称开有喷管进行喷管喷流模拟；所述的弹体模型2采用杆式六分量天平测量弹体模型2气动力；所述的腹支撑3连通孔板调压装置4。

如图3所示，所述的罩体模型2包括罩体前段101、罩体中段102和罩体后段103；罩体杆式天平104安装在罩体中段102内部，通过罩体杆式天平连接楔键106固定在腹支板3的天平接口上，通过罩体杆式天平定位平键105定位；如图4所示，罩体前段101和罩体中段102通过罩体前段定位卡槽107定位；如图5所示，罩体中段102下方开有罩体中段槽口108，腹支板3穿过罩体中段槽口108进入罩体中段102。

如图6所示，所述的弹体模型2包括弹体头部201、弹体中段202、弹体后段203和弹体底盖板204；弹体杆式天平207位于弹体后段203内部，弹体杆式天平207的后端固定在尾支杆5上，弹体杆式天平207的前端锥面上安装弹体杆式天平隔热套206；弹体后段203通过弹体杆式天平钢套205和弹体杆式天平隔热套206安装在弹体杆式天平207的前端锥面上；弹体杆式天平隔热套206包裹弹体杆式天平207的敏感元件，具有隔热保护作用；弹体杆式天平钢套205包裹弹体杆式天平隔热套206，具有增加弹体杆式天平207和弹体中段202连接强度的作用。

如图7a、7b所示，所述的腹支撑3的腹支板304上端伸入罩体中段102，腹支板304下端的腹支撑底座306固定在高超声速风洞的下机构上；腹支板304上端具有喷管转接驻室301，喷管转接驻室301的前端具有罩体杆式天平接口305，喷管转接驻室301的中部分别连通喷管303和腹支板304内的进气管路；高超声速风洞试验前，喷管转接驻室301的后端安装有压力传感器，测量喷管转接驻室301的压力；高超声速风洞试验时，拆除喷管转接驻室301后端的压力传感器，换装喷流调压接口堵头302；腹支板304的下方靠近腹支撑底座306的位置开有进气管路接口307。

如图8、9所示，所述的孔板调压装置4安装在高超声速风洞洞壁上，孔板调压装置4的洞壁接头404内开有空腔，空腔分别连通紫铜管401和高超声速风洞的供气管路系统；紫铜管401的一端连接腹支撑303的进气管路接口307，紫铜管401的另一端与洞壁接头404的空腔连通；紫铜管401的接口通过压紧螺母402压紧在洞壁接头404上；在紫铜管401接口与洞壁接头404的接口处安装有调压孔板403；洞壁接头404上安装有压力传感器测量洞壁接头404空腔内的压力。

所述的罩体前段101采用合金钢材质，罩体中段102采用碳纤维材质一体成型制造；所述的罩体杆式天平104的截面形状为与罩体中段102内部空间相适应的上小下大的变截面形状；所述的罩体杆式天平定位平键105的两侧设置有对称的系列卡槽。

所述的弹体头部201采用合金钢材质，弹体中段202采用超硬铝材质。

所述的喷管303对称布置在罩体中段102的两侧。

如图10所示，所述的调压孔板403为中间开孔的平板，调压孔板403的两侧安装有密封垫圈。

进一步地，所述的调压孔板403开孔的形状为方形；所述的密封垫圈为紫铜密封垫圈。

实施例1

具体实施时，本发明的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置首先安装支撑装置，再安装喷流装置，待完成喷流压力调试后，安装弹体模型和罩体模型，构成完整的试验装置。

具体按以下步骤完成：

1.组装喷流装置：先安装喷管303及腹支撑3、孔板调压装置4。腹支撑底座306首先与下机构底座连接，采用两个销钉定位，8个螺钉连接锁紧，攻角机构调整到0°攻角。安装孔板调压装置4，安装顺序为：先在洞壁接头404加上紫铜垫圈，再与洞壁预留的供气管路接头连接，将调压孔板403置于紫铜管401和洞壁接头404之间，置于压紧螺母402内部，然后连接压紧螺母402。紫铜管的另一端与腹支撑3下端的进气管路接口307连接，内加密封垫圈。由于喷管303、喷管转接驻室301与腹支板304上端焊接，到此即完成整个喷流管路的连接。

2.喷流压力调试：在开始调压前，将调压传感器和洞壁检测传感器分别安装到喷管转接驻室301后端和洞壁接头404侧面的M8×1螺纹孔。试通气，检查供气管路和喷流管路是否漏气，检漏完毕后，通过调整洞壁气源压力将洞壁监测压力和驻室压力总压调整到目标值即固定喷流阀门开度，并重复5～7次，满足重复性精度要求后完成喷流压力调试。

3.罩体模型安装：准备安装罩体模型1，安装前先拆除调压传感器，安装喷流调压接口堵头302。先安装罩体杆式天平104，后端与喷管转接驻室301按照1:10锥度配合，压紧罩体杆式天平连接楔键106。安装罩体中段102，加罩体杆式天平定位平键105，加黄铜垫圈和锁紧螺母。安装罩体前段101，进行卡槽定位，最后螺钉连接。安装罩体后段103，直接与罩体中段102对接，由于面对称模型具有自定位作用，使用四颗螺钉连接即可。到此完成了罩体模型1的安装。

4.弹体模型安装：先安装尾支杆5到上机构。安装弹体杆式天平207，用平键定位楔键锁紧。安装弹体杆式天平隔热套206，弹体后段203、连接螺母、弹体中段202和弹体头部201，最后安装弹体底盖板204。安装完成后，检测弹体模型2滚转角和攻角是否为零，否则调至零位。

5.调节罩体模型和弹体模型的相对位置：先通过下机构将罩体模型1的姿态调整到位，然后再调节上机构将弹体模型2与罩体模型1的姿态角保持一致，然后在小级间距下调整相对位置，使弹体模型2与罩体模型1同轴。同轴后调整级间距，对于小级间距用塞尺、大级间距用卡尺等检测级间距是否到位，最后，弹体模型2绕质心或指定坐标点旋转指定角度。

对于较大攻角，可能超出下机构攻角范围，可将腹支撑3预置攻角以实现较大攻角模型状态。由于面对称模型含喷管具有上下对称特性，对于正攻角可以转成负攻角实现，此时罩体模型1低头，腹支撑3位于弹体模型2下方，距离弹体模型2较远，对弹体模型2的气动干扰较小甚至没有干扰。

6.高超声速风洞的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞验中，风洞来流参数按照给定模拟高度计算得到，通过控制风洞来流总压和总温实现。喷流参数通过调整喷流气源压力至压力调试压力实现喷流压比、动量比、近似膨胀边界模拟，洞壁设置压力检测传感器，监测试验过程中喷流压力变化。

Claims (10)

1.一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述的试验装置包括通过高超声速风洞上机构的尾支杆(5)支撑的弹体模型(2)和通过高超声速风洞下机构的腹支撑(3)支撑的罩体模型(1)；初始状态时，罩体模型(1)罩在弹体模型(2)的头部，与弹体模型(2)之间相互分离不接触；试验状态时，罩体模型(1)和弹体模型(2)分离并进行相对独立运动；所述的罩体模型(1)采用杆式六分量天平测量罩体模型(1)气动力，罩体模型(1)的左右对称开有喷管进行喷管喷流模拟；所述的弹体模型(2)采用杆式六分量天平测量弹体模型(2)气动力；所述的腹支撑(3)连通孔板调压装置(4)。

2.根据权利要求1所述的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述的罩体模型(2)包括罩体前段(101)、罩体中段(102)和罩体后段(103)；罩体杆式天平(104)安装在罩体中段(102)内部，通过罩体杆式天平连接楔键(106)固定在腹支板(3)的天平接口上，通过罩体杆式天平定位平键(105)定位；罩体前段(101)和罩体中段(102)通过罩体前段定位卡槽(107)定位；罩体中段(102)下方开有罩体中段槽口(108)，腹支板(3)穿过罩体中段槽口(108)进入罩体中段(102)。

3.根据权利要求1所述的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述的弹体模型(2)包括弹体头部(201)、弹体中段(202)、弹体后段(203)和弹体底盖板(204)；弹体杆式天平(207)位于弹体后段(203)内部，弹体杆式天平(207)的后端固定在尾支杆(5)上，弹体杆式天平(207)的前端锥面上安装弹体杆式天平隔热套(206)；弹体后段(203)通过弹体杆式天平钢套(205)和弹体杆式天平隔热套(206)安装在弹体杆式天平(207)的前端锥面上；弹体杆式天平隔热套(206)包裹弹体杆式天平(207)的敏感元件，具有隔热保护作用；弹体杆式天平钢套(205)包裹弹体杆式天平隔热套(206)，具有增加弹体杆式天平(207)和弹体中段(202)连接强度的作用。

4.根据权利要求1所述的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述的腹支撑(3)的腹支板(304)上端伸入罩体中段(102)，腹支板(304)下端的腹支撑底座(306)固定在高超声速风洞的下机构上；腹支板(304)上端具有喷管转接驻室(301)，喷管转接驻室(301)的前端具有罩体杆式天平接口(305)，喷管转接驻室(301)的中部分别连通喷管(303)和腹支板(304)内的进气管路；高超声速风洞试验前，喷管转接驻室(301)的后端安装有压力传感器，测量喷管转接驻室(301)的压力；高超声速风洞试验时，拆除喷管转接驻室(301)后端的压力传感器，换装喷流调压接口堵头(302)；腹支板(304)的下方靠近腹支撑底座(306)的位置开有进气管路接口(307)。

5.根据权利要求1所述的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述的孔板调压装置(4)安装在高超声速风洞洞壁上，孔板调压装置(4)的洞壁接头(404)内开有空腔，空腔分别连通紫铜管(401)和高超声速风洞的供气管路系统；紫铜管(401)的一端连接腹支撑(303)的进气管路接口(307)，紫铜管(401)的另一端与洞壁接头(404)的空腔连通；紫铜管(401)的接口通过压紧螺母(402)压紧在洞壁接头(404)上；在紫铜管(401)接口与洞壁接头(404)的接口处安装有调压孔板(403)；洞壁接头(404)上安装有压力传感器测量洞壁接头(404)空腔内的压力。

6.根据权利要求2所述的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述的罩体前段(101)采用合金钢材质，罩体中段(102)采用碳纤维材质一体成型制造；所述的罩体杆式天平(104)的截面形状为与罩体中段(102)内部空间相适应的上小下大的变截面形状；所述的罩体杆式天平定位平键(105)的两侧设置有对称的系列卡槽。

7.根据权利要求3所述的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述的弹体头部(201)采用合金钢材质，弹体中段(202)采用超硬铝材质。

8.根据权利要求4所述的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述的喷管(303)对称布置在罩体中段(102)的两侧。

9.根据权利要求5所述的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述的调压孔板(403)为中间开孔的平板，调压孔板(403)的两侧安装有密封垫圈。

10.根据权利要求9所述的面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述的调压孔板(403)开孔的形状为方形；所述的密封垫圈为紫铜密封垫圈。

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