CN113588199B - 用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置及试验方法 - Google Patents

用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置及试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置及试验方法。该装置包括从前至后顺序连接的飞行器模型、轨控舱和尾支杆；轨控舱的前段为锥段、后段为等直段，轨控舱的中心空腔为喷流驻室，锥段的迎风面上均布有与喷流驻室连通的螺纹连接孔，后段的弧形表面和后端面分别开有静压孔；尾支杆的中心空腔为与轨控舱的喷流驻室连通的喷流管道，尾支杆的后段开孔连通供气管路，尾支杆的后端连接风洞攻角机构的弯刀支架；供气管路外接高超声速风洞的喷流管路。还包括安装在螺纹连接孔上的喷流喷嘴和调试喷嘴。该方法根据轨控舱的表面静压和风洞试验段静压的变化来判定高超声速风洞流场是否堵塞，具有直观、简便、可靠性高的优点。

Description

用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置及试验方法
技术领域
本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置及试验方法。
背景技术
近年来，高超声速飞行器的发展突飞猛进，是航空航天强国相互竞争的战略制高点。高超声速飞行器在40~100km的临近空间飞行时，需要进行变轨机动，此时传统的舵面控制在稀薄大气环境下已经很难发挥作用。而反向喷流控制凭借其固有的优势，在临近空间对飞行器的变轨机动控制十分有效。
反向喷流试验具有大流量、大压比、大动量比的特点。对风洞喷流试验能力和流场稳定运行提出很高的挑战。在反向喷流情况下，如仍然按照常规试验确定模型缩比，反向喷流会导致喷流试验时风洞流场堵塞，因此喷流试验模型要小于常规试验模型缩比。但是，太小的缩比会对整个气动力试验装置的设计，尤其是天平安装，造成很大的困难。因此，亟待进行相应的反向喷流风洞试验，以指导临近空间高超声速飞行器设计。
当前，亟需发展一种用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置及试验方法。
发明内容
本发明所要解决的一个技术问题是提供一种用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验方法。
本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置，其特点是，所述的反向喷流堵塞度试验装置包括从前至后顺序连接的飞行器模型、轨控舱和尾支杆；轨控舱的前段为锥段、后段为等直段，轨控舱的中心空腔为喷流驻室，锥段的迎风面上均布有与喷流驻室连通的螺纹连接孔，后段的弧形表面和后端面分别开有静压孔；尾支杆的中心空腔为与轨控舱的喷流驻室连通的喷流管道，尾支杆的后段开孔连通供气管路，尾支杆的后端连接风洞攻角机构的弯刀支架；供气管路外接高超声速风洞的喷流管路；
所述的反向喷流堵塞度试验装置还包括安装在螺纹连接孔上的喷流喷嘴和调试喷嘴；喷流喷嘴的内腔形状为拉瓦尔喷管；调试喷嘴在喷流喷嘴的出口加装测试头，测试头上开有测温孔和测压孔，测温孔内安装热电偶测量喷流的总温，测压孔内安装总压传感器测量喷流的总压。
进一步地，所述的飞行器模型为简化模型，飞行器模型的前段为钝头体圆锥，飞行器模型的后段为圆柱，飞行器模型与飞行器缩比模型具有相同的长度和底部形状。
进一步地，所述的飞行器模型与轨控舱为一体化加工。
进一步地，所述的静压孔通过静压软管与压力传感器连接，监测轨控舱的表面静压。
进一步地，所述的尾支杆的前端与轨控舱的后端面通过沿周向均匀分布的螺钉固定连接。
本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验方法，包括以下步骤：
a.将反向喷流堵塞度试验装置安装在高超声速风洞中，调平飞行器模型的攻角，将供气管路外接高超声速风洞的喷流管路；
b.将调试喷嘴安装在轨控舱上的任意一个螺纹连接孔上，将喷流喷嘴安装在剩余的螺纹连接孔上；
c.打开高超声速风洞的喷流装置，喷流气体沿喷流管路进入喷流管道，经喷流驻室从调试喷嘴和喷流喷嘴喷出，记录调试喷嘴的热电偶测量的喷流的总温以及总压传感器测量的喷流的总压，并与预设的总温和总压进行对比，通过反馈调节方式连续调节高超声速风洞的喷流装置，直至喷流气体达到预设的总温和总压，并记录高超声速风洞的喷流装置的调节参数；
d.启动高超声速风洞，采集静压孔和试验段的静压，并记录；
e.启动高超声速风洞的喷流装置，按照步骤c的调节参数控制喷流，待喷流稳定后，采集静压孔和试验段的静压，如果静压孔和试验段的静压相对步骤d的测值保持平稳，则判定风洞流场未堵塞；如果静压孔和试验段的静压相对步骤d的测值陡增，则判定风洞流场堵塞；
f.关闭高超声速风洞的喷流装置，高超声速风洞停车。
本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置中的飞行器模型在飞行器缩比模型的基础上进行了简化，飞行器模型与飞行器缩比模型具有相同的长度和底部形状，确保了基本外形尺寸相同，节约了飞行器模型的成本和加工时间，又可替代飞行器缩比模型进行堵塞度影响研究。
本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置中的喷流喷嘴的内腔形状为拉瓦尔喷管，能够满足大流量的喷流试验需求，采用螺纹连接的方式能够在试验现场快速更换喷流喷嘴和调试喷嘴，提高了试验效率。
本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置中的各部件采用一体化加工、螺钉连接、螺纹连接或锥面锥孔装配连接的方式，具有连接方式简单可靠，密封性好的有点，能够最大限度减小喷流总压损失。
本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验方法根据轨控舱的表面静压和风洞试验段静压的变化来判定高超声速风洞流场是否堵塞，具有直观、简便、可靠性高的优点。
本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置及试验方法能够通过具有反向喷流的简化的飞行器模型判断飞行器缩比模型是否堵塞高超声速风洞流场，在不堵塞高超声速风洞流场的前提下，确定最适合的缩比，为开展飞行器反向喷流试验奠定基础。
附图说明
图1为本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置的三维轴测图；
图2为本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置中的喷流喷嘴三维轴测图；
图3为本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置中的喷流喷嘴剖面图；
图4为本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置中的调试喷嘴三维轴测图。
图中，1.飞行器模型；2.测温孔；3.调试喷嘴；4.静压孔；5.尾支杆；6.供气管路；7.轨控舱；8.螺纹连接孔；9.喷流喷嘴；10.测压孔。
具体实施方案
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
如图1所示，本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置包括从前至后顺序连接的飞行器模型1、轨控舱7和尾支杆5；轨控舱7的前段为锥段、后段为等直段，轨控舱7的中心空腔为喷流驻室，锥段的迎风面上均布有与喷流驻室连通的螺纹连接孔8，后段的弧形表面和后端面分别开有静压孔4；尾支杆5的中心空腔为与轨控舱7的喷流驻室连通的喷流管道，尾支杆5的后段开孔连通供气管路6，尾支杆5的后端连接风洞攻角机构的弯刀支架；供气管路6外接高超声速风洞的喷流管路；
所述的反向喷流堵塞度试验装置还包括安装在螺纹连接孔8上的喷流喷嘴9和调试喷嘴3；如图2、图3所示，喷流喷嘴9的内腔形状为拉瓦尔喷管；如图4所示，调试喷嘴3在喷流喷嘴9的出口加装测试头，测试头上开有测温孔2和测压孔10，测温孔2内安装热电偶测量喷流的总温，测压孔10内安装总压传感器测量喷流的总压。
进一步地，所述的飞行器模型1为简化模型，飞行器模型1的前段为钝头体圆锥，飞行器模型1的后段为圆柱，飞行器模型1与飞行器缩比模型具有相同的长度和底部形状。
进一步地，所述的飞行器模型1与轨控舱7为一体化加工。
进一步地，所述的静压孔4通过静压软管与压力传感器连接，监测轨控舱7的表面静压。
进一步地，所述的尾支杆5的前端与轨控舱7的后端面通过沿周向均匀分布的螺钉固定连接。
本发明的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验方法，其特征在于，所述的反向喷流堵塞度试验方法包括以下步骤：
a.将反向喷流堵塞度试验装置安装在高超声速风洞中，调平飞行器模型1的攻角，将供气管路6外接高超声速风洞的喷流管路；
b.将调试喷嘴3安装在轨控舱7上的任意一个螺纹连接孔8上，将喷流喷嘴9安装在剩余的螺纹连接孔8上；
c.打开高超声速风洞的喷流装置，喷流气体沿喷流管路进入喷流管道，经喷流驻室从调试喷嘴3和喷流喷嘴9喷出，记录调试喷嘴3的热电偶测量的喷流的总温以及总压传感器测量的喷流的总压，并与预设的总温和总压进行对比，通过反馈调节方式连续调节高超声速风洞的喷流装置，直至喷流气体达到预设的总温和总压，并记录高超声速风洞的喷流装置的调节参数；
d.启动高超声速风洞，采集静压孔4和试验段的静压，并记录；
e.启动高超声速风洞的喷流装置，按照步骤c的调节参数控制喷流，待喷流稳定后，采集静压孔4和试验段的静压，如果静压孔4和试验段的静压相对步骤d的测值保持平稳，则判定风洞流场未堵塞；如果静压孔4和试验段的静压相对步骤d的测值陡增，则判定风洞流场堵塞；
f.关闭高超声速风洞的喷流装置，高超声速风洞停车。
实施例1
本实施例的安装过程如下：
1.将尾支杆5安装在风洞攻角机构的弯刀支架上；
2.将飞行器模型1与尾支杆5的前端配合安装；
3.将表面静压传感器安装在轨控舱7的静压孔4上；
4.将调试喷嘴3安装在轨控舱7的任意一个螺纹连接孔8上，将喷流喷嘴9安装在剩下的3个螺纹连接孔8上；
5.调试喷嘴3的测压孔10处安装总压传感器，测温孔2处安装热电偶。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的高超声速边界层转捩模式方法领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (6)

1.一种用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置，其特征在于，所述的反向喷流堵塞度试验装置包括从前至后顺序连接的飞行器模型（1）、轨控舱（7）和尾支杆（5）；轨控舱（7）的前段为锥段、后段为等直段，轨控舱（7）的中心空腔为喷流驻室，锥段的迎风面上均布有与喷流驻室连通的螺纹连接孔（8），后段的弧形表面和后端面分别开有静压孔（4）；尾支杆（5）的中心空腔为与轨控舱（7）的喷流驻室连通的喷流管道，尾支杆（5）的后段开孔连通供气管路（6），尾支杆（5）的后端连接风洞攻角机构的弯刀支架；供气管路（6）外接高超声速风洞的喷流管路；
所述的反向喷流堵塞度试验装置还包括安装在螺纹连接孔（8）上的喷流喷嘴（9）和调试喷嘴（3）；喷流喷嘴（9）的内腔形状为拉瓦尔喷管；在喷流喷嘴（9）的出口加装测试头形成调试喷嘴（3），测试头上开有测温孔（2）和测压孔（10），测温孔（2）内安装热电偶测量喷流的总温，测压孔（10）内安装总压传感器测量喷流的总压。
2.根据权利要求1所述的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置，其特征在于，所述的飞行器模型（1）为简化模型，飞行器模型（1）的前段为钝头体圆锥，飞行器模型（1）的后段为圆柱，飞行器模型（1）与飞行器缩比模型具有相同的长度和底部形状。
3.根据权利要求1所述的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置，其特征在于，所述的飞行器模型（1）与轨控舱（7）为一体化加工。
4.根据权利要求1所述的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置，其特征在于，所述的静压孔（4）通过静压软管与压力传感器连接，监测轨控舱（7）的表面静压。
5.根据权利要求1所述的用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置，其特征在于，所述的尾支杆（5）的前端与轨控舱（7）的后端面通过沿周向均匀分布的螺钉固定连接。
6.根据权利要求1~5中的任意一种用于高超声速风洞的反向喷流堵塞度试验装置的试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
a.将反向喷流堵塞度试验装置安装在高超声速风洞中，调平飞行器模型（1）的攻角，将供气管路（6）外接高超声速风洞的喷流管路；
b.将调试喷嘴（3）安装在轨控舱（7）上的任意一个螺纹连接孔（8）上，将喷流喷嘴（9）安装在剩余的螺纹连接孔（8）上；
c.打开高超声速风洞的喷流装置，喷流气体沿喷流管路进入喷流管道，经喷流驻室从调试喷嘴（3）和喷流喷嘴（9）喷出，记录调试喷嘴（3）的热电偶测量的喷流的总温以及总压传感器测量的喷流的总压，并与预设的总温和总压进行对比，通过反馈调节方式连续调节高超声速风洞的喷流装置，直至喷流气体达到预设的总温和总压，并记录高超声速风洞的喷流装置的调节参数；
d.启动高超声速风洞，采集静压孔（4）和试验段的静压，并记录；
e.启动高超声速风洞的喷流装置，按照步骤c的调节参数控制喷流，待喷流稳定后，采集静压孔（4）和试验段的静压，如果静压孔（4）和试验段的静压相对步骤d的测值保持平稳，则判定风洞流场未堵塞；如果静压孔（4）和试验段的静压相对步骤d的测值陡增，则判定风洞流场堵塞；
f.关闭高超声速风洞的喷流装置，高超声速风洞停车。
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