CN113588201A - 一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法 - Google Patents

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CN113588201A CN202111156826.3A CN202111156826A CN113588201A CN 113588201 A CN113588201 A CN 113588201A CN 202111156826 A CN202111156826 A CN 202111156826A CN 113588201 A CN113588201 A CN 113588201A
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Abstract

本发明公开了一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法。该试验装置以面向风洞来流为前方，尾支杆的前端通过锥面配合安装杆式天平，杆式天平通过天平前锥配合安装风洞试验模型，尾支杆的后端固定连接在高超声速低密度风洞的中部支架上；风洞试验模型的侧壁上伸出有与风洞试验模型表面形状平齐并具有缝隙隔离的喷嘴；尾支杆的中心轴线上设置有从后至前、前端封堵的气流管道，尾支杆的后段设置有与外接的热喷流试验装置连通的进气孔，气流管道与喷嘴连通。该试验方法简便，模拟参数范围广，数据可靠性高，成本低。本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法可推广应用于高超声速飞行器热喷流干扰研究。

Description

一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰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，具体涉及一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法。
背景技术
目前，随着高超声速飞行器研究的不断拓展，需要在高超声速低密度风洞中开展高超声速飞行器的姿控发动机喷流干扰测力试验研究，获取高空高超声速喷流干扰特性数据，为数值分析提供验证数据，并为控制系统设计提供输入条件。
当前，亟需发展一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰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高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验方法。
本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特点是，以面向风洞来流为前方，所述的热喷流干扰试验装置的尾支杆的前端通过锥面配合安装杆式天平，杆式天平通过天平前锥配合安装风洞试验模型，尾支杆的后端固定连接在高超声速低密度风洞的中部支架上；风洞试验模型的侧壁上伸出有与风洞试验模型表面形状平齐并具有缝隙隔离的喷嘴；尾支杆的中心轴线上设置有从后至前、前端封堵的气流管道，尾支杆的后段设置有与外接的热喷流试验装置连通的进气孔，气流管道与喷嘴连通。
进一步地，所述的喷嘴有2个，第一个喷嘴的中心轴线位于水平面并与风洞试验模型的中心轴线垂直，用于调整风洞试验模型的偏航，第二个喷嘴的中心轴线与第一个喷嘴的中心轴线成交角α，用于调整风洞试验模型的滚转。
进一步地，所述的尾支杆的前段，气流管道的前端位置处开有方形的凹槽，凹槽内插入喷流块，喷流块通过沿凹槽周向均匀分布的贯穿尾支杆的螺钉固定；喷流块的内腔设置有与气流管道连通的驻室，喷流块的外侧固定连接喷嘴，喷嘴与驻室之间设置有拉瓦尔喷管；热喷流试验装置的燃气流从进气孔进入尾支杆，沿气流管道经驻室、拉瓦尔喷管从喷嘴喷出。
进一步地，所述的喷流块上安装有背对风洞来流的测压块，测压块后端的测压口伸出风洞试验模型后端面，测压口内安装有测量驻室压力的压力传感器。
进一步地，所述的喷流块上安装有用于封堵喷嘴加工孔道的封口螺钉。
进一步地，所述的热喷流试验装置的燃气流为N2和CF4混合气流。
进一步地，所述的杆式天平上沿风洞来流方向设置有前后并列的两个插销孔，插销Ⅰ插入前方的插销孔，拉紧杆式天平和尾支杆；拔出插销Ⅰ，插销Ⅱ插入后方的插销孔，分离杆式天平和尾支杆。
进一步地，所述的杆式天平的前段套装有前隔热套，前隔热套为与杆式天平前锥和测量段的外型相匹配的阶梯圆筒；杆式天平的后锥套装有隔热锥套，尾支杆的前端与隔热锥套相匹配。
本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验方法，包括以下步骤：
a.试验前，按照装配要求，进行风洞试验模型（1）、杆式天平（8）、尾支杆（4）及风洞喷流管路的连接；
b.检查喷流管路及各连接部位的气密性；
c.将CF4和N2按压力配比充入储气罐中，待气体完全充入后，打开加热器，预先将CF4和N2混合气体加热到指定温度；
d.试验时先启动风洞，待流场稳定时，打开储气罐的快速阀，混合气体喷出，采集天平测力数据、流场显示图像；
e.风洞停止运行，喷流关闭；
f.计算杆式天平（8）测得的6个分量的气动载荷和对应的气动力系数；气动载荷包括3个气动力，分别为轴向力
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
、法向力
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
、侧向力
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
，对应的气动力系数为轴向力系数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
、法向力系数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
、侧向力系数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
；还包括3个气动力矩，分别为滚转力矩
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
、偏航力矩
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
、俯仰力矩
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
，对应的气动力矩系数为滚转力矩系数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
、偏航力矩系数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
、俯仰力矩系数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
；
g.进行喷流干扰效应数据分析，试验结束。
进一步地，所述的步骤f包括以下步骤：
f1.通过地面校准，分别获得杆式天平（8）的6个分量的气动载荷的天平校准公式：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
式中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
：天平第i个分量的载荷测值（i=1~6）；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
：第i个分量的主系数；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
：第i个分量电桥输出值；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
：其他分量载荷对第i个分量的线性干扰系数；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
：当j=k时，各分量载荷对第i个分量的平方干扰系数；当j≠k时，各分量载荷对第i个分量的交叉干扰系数；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
：各分量载荷对第i个分量的立方干扰系数；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE042
：各分量载荷对第i个分量产生干扰的分量载荷；
式中的
Figure 160229DEST_PATH_IMAGE030
、
Figure 749473DEST_PATH_IMAGE034
、
Figure 529210DEST_PATH_IMAGE036
、
Figure 924420DEST_PATH_IMAGE038
均为杆式天平（8）在地面校准时获得的已知数值，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE044
和
Figure 191322DEST_PATH_IMAGE042
为杆式天平（8）在步骤d测得的天平原始电信号；
f2.将杆式天平（8）测得的天平原始电信号
Figure 685888DEST_PATH_IMAGE044
和
Figure 952921DEST_PATH_IMAGE042
代入步骤f1的天平校准公式中进行迭代计算，分别得到6个分量的气动载荷，包括轴向力
Figure 151822DEST_PATH_IMAGE002
、法向力
Figure 7651DEST_PATH_IMAGE004
、侧向力
Figure 1015DEST_PATH_IMAGE006
、滚转力矩
Figure 755344DEST_PATH_IMAGE014
、偏航力矩
Figure 695618DEST_PATH_IMAGE016
、俯仰力矩
Figure 219004DEST_PATH_IMAGE018
；
f3.再计算对应的气动力系数和气动力矩系数，包括轴向力系数
Figure 570219DEST_PATH_IMAGE008
、法向力系数
Figure 811845DEST_PATH_IMAGE010
、侧向力系数
Figure 86968DEST_PATH_IMAGE012
、滚转力矩系数
Figure 933702DEST_PATH_IMAGE020
、偏航力矩系数
Figure 268868DEST_PATH_IMAGE022
、俯仰力矩系数
Figure 997790DEST_PATH_IMAGE024
；计算公式如下：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE046
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE048
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE050
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE052
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE054
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE056
式中：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE058
为步骤d的风洞试验模型（1）所受动压，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE060
为风洞试验模型（1）的参考面积，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE062
：风洞试验模型（1）的校心距参考点的距离。
本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法使用热喷流试验装置产生的燃气流来进行喷流模拟，燃气流与真实飞行器发动机的喷管出口热力学参数相同。经发动机地面调试，确保风洞试验模型发动机喷管出口参数与真实发动机喷管出口参数一致，而且，风洞试验模型喷管按真实喷管型面几何缩尺的条件下，获得了喷流压比、马赫数比、比热比等相似参数的模拟，从而在地面风洞试验中能够较真实地复现飞行器在高空高速稀薄环境下飞行的实际情况。
本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置的喷流模拟参数与真实飞行器发动机热力学参数相同，喷管出口参数一致，能在地面风洞试验中能够较真实地复现飞行器在高空高速稀薄环境下飞行的实际情况。对比真实的燃气流，本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置具有试验时间长，数据更稳定的优势，而且喷流气体无毒无害，试验安全性高。同时，本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验方法简便，模拟参数范围广，数据可靠性高，成本低。本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法可推广应用于高超声速飞行器热喷流干扰研究。
附图说明
图1为本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置的外部总体结构示意图；
图2为本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置的内部总体结构示意图；
图3为本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置的内部总体结构剖视图；
图4为本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置中的喷流块示意图；
图5为本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置中的喷流块剖视图。
图中，1.风洞试验模型；2.喷嘴；3.进气孔；4.尾支杆；5.前隔热套；6.插销Ⅰ；7.喷流块；8.杆式天平；9.气流管道；10.测压块；13.拉瓦尔喷管；14.插销Ⅱ；15.封口螺钉。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
如图1、图2、图3所示，本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，以面向风洞来流为前方，所述的热喷流干扰试验装置的尾支杆4的前端通过锥面配合安装杆式天平8，杆式天平8通过天平前锥配合安装风洞试验模型1，尾支杆4的后端固定连接在高超声速低密度风洞的中部支架上；风洞试验模型1的侧壁上伸出有与风洞试验模型1表面形状平齐并具有缝隙隔离的喷嘴2；尾支杆4的中心轴线上设置有从后至前、前端封堵的气流管道9，尾支杆4的后段设置有与外接的热喷流试验装置连通的进气孔3，气流管道9与喷嘴2连通。
进一步地，所述的喷嘴2有2个，第一个喷嘴的中心轴线位于水平面并与风洞试验模型1的中心轴线垂直，用于调整风洞试验模型1的偏航，第二个喷嘴的中心轴线与第一个喷嘴的中心轴线成交角α，用于调整风洞试验模型1的滚转。
进一步地，所述的尾支杆4的前段，气流管道9的前端位置处开有方形的凹槽，凹槽内插入如图4、图5所示的喷流块7，喷流块7通过沿凹槽周向均匀分布的贯穿尾支杆4的螺钉固定；喷流块7的内腔设置有与气流管道9连通的驻室，喷流块7的外侧固定连接喷嘴2，喷嘴2与驻室之间设置有拉瓦尔喷管13；热喷流试验装置的燃气流从进气孔3进入尾支杆4，沿气流管道9经驻室、拉瓦尔喷管13从喷嘴2喷出。
进一步地，所述的喷流块7上安装有背对风洞来流的测压块10，测压块10后端的测压口伸出风洞试验模型1后端面，测压口内安装有测量驻室压力的压力传感器。
进一步地，所述的喷流块7上安装有用于封堵喷嘴2加工孔道的封口螺钉15。
进一步地，所述的热喷流试验装置的燃气流为N2和CF4混合气流。
进一步地，所述的杆式天平8上沿风洞来流方向设置有前后并列的两个插销孔，插销Ⅰ6插入前方的插销孔，拉紧杆式天平8和尾支杆4；拔出插销Ⅰ6，插销Ⅱ14插入后方的插销孔，分离杆式天平8和尾支杆4。
进一步地，所述的杆式天平8的前段套装有前隔热套5，前隔热套5为与杆式天平8前锥和测量段的外型相匹配的阶梯圆筒；杆式天平8的后锥套装有隔热锥套，尾支杆4的前端与隔热锥套相匹配。
本发明的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验方法，包括以下步骤：
a.试验前，按照装配要求，进行风洞试验模型（1）、杆式天平（8）、尾支杆（4）及风洞喷流管路的连接；
b.检查喷流管路及各连接部位的气密性；
c.将CF4和N2按压力配比充入储气罐中，待气体完全充入后，打开加热器，预先将CF4和N2混合气体加热到指定温度；
d.试验时先启动风洞，待流场稳定时，打开储气罐的快速阀，混合气体喷出，采集天平测力数据、流场显示图像；
e.风洞停止运行，喷流关闭；
f.计算杆式天平（8）测得的6个分量的气动载荷和对应的气动力系数；气动载荷包括3个气动力，分别为轴向力
Figure 207814DEST_PATH_IMAGE002
、法向力
Figure 705792DEST_PATH_IMAGE004
、侧向力
Figure 477439DEST_PATH_IMAGE006
，对应的气动力系数为轴向力系数
Figure 631340DEST_PATH_IMAGE008
、法向力系数
Figure 513845DEST_PATH_IMAGE010
、侧向力系数
Figure 866329DEST_PATH_IMAGE012
；还包括3个气动力矩，分别为滚转力矩
Figure 730249DEST_PATH_IMAGE014
、偏航力矩
Figure 168183DEST_PATH_IMAGE016
、俯仰力矩
Figure 526483DEST_PATH_IMAGE018
，对应的气动力矩系数为滚转力矩系数
Figure 999053DEST_PATH_IMAGE020
、偏航力矩系数
Figure 112502DEST_PATH_IMAGE022
、俯仰力矩系数
Figure 224684DEST_PATH_IMAGE024
；
g.进行喷流干扰效应数据分析，试验结束。
进一步地，所述的步骤f包括以下步骤：
f1.通过地面校准，分别获得杆式天平（8）的6个分量的气动载荷的天平校准公式：
Figure DEST_PATH_IMAGE026A
式中，
Figure 386675DEST_PATH_IMAGE028
：天平第i个分量的载荷测值（i=1~6）；
Figure 448172DEST_PATH_IMAGE030
：第i个分量的主系数；
Figure 919473DEST_PATH_IMAGE032
：第i个分量电桥输出值；
Figure 332000DEST_PATH_IMAGE034
：其他分量载荷对第i个分量的线性干扰系数；
Figure 297682DEST_PATH_IMAGE036
：当j=k时，各分量载荷对第i个分量的平方干扰系数；当j≠k时，各分量载荷对第i个分量的交叉干扰系数；
Figure 479265DEST_PATH_IMAGE038
：各分量载荷对第i个分量的立方干扰系数；
Figure 668938DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure 755711DEST_PATH_IMAGE042
：各分量载荷对第i个分量产生干扰的分量载荷；
式中的
Figure 321822DEST_PATH_IMAGE030
、
Figure 623490DEST_PATH_IMAGE034
、
Figure 921747DEST_PATH_IMAGE036
、
Figure 308866DEST_PATH_IMAGE038
均为杆式天平（8）在地面校准时获得的已知数值，
Figure 865618DEST_PATH_IMAGE044
和
Figure 756214DEST_PATH_IMAGE042
为杆式天平（8）在步骤d测得的天平原始电信号；
f2.将杆式天平（8）测得的天平原始电信号
Figure 553269DEST_PATH_IMAGE044
和
Figure 99788DEST_PATH_IMAGE042
代入步骤f1的天平校准公式中进行迭代计算，分别得到6个分量的气动载荷，包括轴向力
Figure 273280DEST_PATH_IMAGE002
、法向力
Figure 283961DEST_PATH_IMAGE004
、侧向力
Figure 438868DEST_PATH_IMAGE006
、滚转力矩
Figure 535000DEST_PATH_IMAGE014
、偏航力矩
Figure 246604DEST_PATH_IMAGE016
、俯仰力矩
Figure 49475DEST_PATH_IMAGE018
；
f3.再计算对应的气动力系数和气动力矩系数，包括轴向力系数
Figure 188332DEST_PATH_IMAGE008
、法向力系数
Figure 958711DEST_PATH_IMAGE010
、侧向力系数
Figure 208427DEST_PATH_IMAGE012
、滚转力矩系数
Figure 193700DEST_PATH_IMAGE020
、偏航力矩系数
Figure 441142DEST_PATH_IMAGE022
、俯仰力矩系数
Figure 511866DEST_PATH_IMAGE024
；计算公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE046A
Figure DEST_PATH_IMAGE048A
Figure DEST_PATH_IMAGE050A
Figure DEST_PATH_IMAGE052A
Figure DEST_PATH_IMAGE054A
Figure DEST_PATH_IMAGE056A
式中：
Figure 1491DEST_PATH_IMAGE058
为步骤d的风洞试验模型（1）所受动压，
Figure 778954DEST_PATH_IMAGE060
为风洞试验模型（1）的参考面积，
Figure 259614DEST_PATH_IMAGE062
：风洞试验模型（1）的校心距参考点的距离。
实施例1
本实施例的风洞试验模型1采用尾支撑方式，通过尾支杆4安装在Φ1米高超声速低密度风洞的攻角机构上。尾支杆4的中心轴线上开有Φ12mm的通孔作为气流管道9。
喷流采用N2和CF4作为喷流介质，经由加热器、带加热功能的输送管道后，进入尾支杆4，再经连接尾支杆4和拉瓦尔喷管13的喷流块7进入喷管，经过拉瓦尔喷管13、喷嘴2喷射的燃气流模拟喷流发动机的喷流，喷嘴2的出口名义马赫数为5，驻室直径为3mm，喷管喉道直径为0.9mm，燃气流在驻室内的流动速度为24m/s。喷管的参数由真实风洞试验模型缩比得来。
本实施例的喷流块7上具有2个交角α为45°的喷嘴2，分别通过封口螺钉15封堵喷嘴2的加工孔道。
本实施例具有以下试验要求：
1.风洞试验模型和试验装置的加工。风洞试验模型1和试验装置各零部件除按照图纸要求加工外，在风洞试验模型1与试验装置装配过程中，要求风洞试验模型1装配后保证外表面平直，不得有逆向台阶，顺向台阶小于0.02mm；装配过程中零件不允许磕、碰、划伤和锈蚀；要保证焊接质量；风洞试验模型1和试验装置加工完成后，要进行装配检测，并获得检验检测合格证书；
2.喷流供气管路设计。为了避免对风洞试验模型1的气动特性的干扰，气流管道9、拉瓦尔喷管13、喷嘴2和高超声速低密度风洞的中部支架进行一体化设计，中部支架设计为中空的管道结构。
3.喷流总压调试。喷流总压是否达到目标值以及调节精度对试验数据有直接影响，因此在地面试验进行喷流调试时，当喷流总压调至目标值，还要继续进行2至3次重复性试验。
4.试验数据处理。按照任务书要求处理试验数据，剔除坏点。
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 (10)

1.一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，以面向风洞来流为前方，所述的热喷流干扰试验装置的尾支杆（4）的前端通过锥面配合安装杆式天平（8），杆式天平（8）通过天平前锥配合安装风洞试验模型（1），尾支杆（4）的后端固定连接在高超声速低密度风洞的中部支架上；风洞试验模型（1）的侧壁上伸出有与风洞试验模型（1）表面形状平齐并具有缝隙隔离的喷嘴（2）；尾支杆（4）的中心轴线上设置有从后至前、前端封堵的气流管道（9），尾支杆（4）的后段设置有与外接的热喷流试验装置连通的进气孔（3），气流管道（9）与喷嘴（2）连通。
2.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的喷嘴（2）有2个，第一个喷嘴的中心轴线位于水平面并与风洞试验模型（1）的中心轴线垂直，用于调整风洞试验模型（1）的偏航，第二个喷嘴的中心轴线与第一个喷嘴的中心轴线成交角α，用于调整风洞试验模型（1）的滚转。
3.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的尾支杆（4）的前段，气流管道（9）的前端位置处开有方形的凹槽，凹槽内插入喷流块（7），喷流块（7）通过沿凹槽周向均匀分布的贯穿尾支杆（4）的螺钉固定；喷流块（7）的内腔设置有与气流管道（9）连通的驻室，喷流块（7）的外侧固定连接喷嘴（2），喷嘴（2）与驻室之间设置有拉瓦尔喷管（13）；热喷流试验装置的燃气流从进气孔（3）进入尾支杆（4），沿气流管道（9）经驻室、拉瓦尔喷管（13）从喷嘴（2）喷出。
4.根据权利要求3所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的喷流块（7）上安装有背对风洞来流的测压块（10），测压块（10）后端的测压口伸出风洞试验模型（1）后端面，测压口内安装有测量驻室压力的压力传感器。
5.根据权利要求3所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的喷流块（7）上安装有用于封堵喷嘴（2）加工孔道的封口螺钉（15）。
6.根据权利要求3所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的热喷流试验装置的燃气流为N2和CF4混合气流。
7.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的杆式天平（8）上沿风洞来流方向设置有前后并列的两个插销孔，插销Ⅰ（6）插入前方的插销孔，拉紧杆式天平（8）和尾支杆（4）；拔出插销Ⅰ（6），插销Ⅱ（14）插入后方的插销孔，分离杆式天平（8）和尾支杆（4）。
8.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的杆式天平（8）的前段套装有前隔热套（5），前隔热套（5）为与杆式天平（8）前锥和测量段的外型相匹配的阶梯圆筒；杆式天平（8）的后锥套装有隔热锥套，尾支杆（4）的前端与隔热锥套相匹配。
9.一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验方法，其使用权利要求1~8中的任意一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，包括以下步骤：
a.试验前，按照装配要求，进行风洞试验模型（1）、杆式天平（8）、尾支杆（4）及风洞喷流管路的连接；
b.检查喷流管路及各连接部位的气密性；
c.将CF4和N2按压力配比充入储气罐中，待气体完全充入后，打开加热器，预先将CF4和N2混合气体加热到指定温度；
d.试验时先启动风洞，待流场稳定时，打开储气罐的快速阀，混合气体喷出，采集天平测力数据、流场显示图像；
e.风洞停止运行，喷流关闭；
f.计算杆式天平（8）测得的6个分量的气动载荷和对应的气动力系数；气动载荷包括3个气动力，分别为轴向力
Figure DEST_PATH_IMAGE002
、法向力
Figure DEST_PATH_IMAGE004
、侧向力
Figure DEST_PATH_IMAGE006
，对应的气动力系数为轴向力系数
Figure DEST_PATH_IMAGE008
、法向力系数
Figure DEST_PATH_IMAGE010
、侧向力系数
Figure DEST_PATH_IMAGE012
；还包括3个气动力矩，分别为滚转力矩
Figure DEST_PATH_IMAGE014
、偏航力矩
Figure DEST_PATH_IMAGE016
、俯仰力矩
Figure DEST_PATH_IMAGE018
，对应的气动力矩系数为滚转力矩系数
Figure DEST_PATH_IMAGE020
、偏航力矩系数
Figure DEST_PATH_IMAGE022
、俯仰力矩系数
Figure DEST_PATH_IMAGE024
；
g.进行喷流干扰效应数据分析，试验结束。
10.根据权利要求9所述的一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验方法，其特征在于，所述的步骤f包括以下步骤：
f1.通过地面校准，分别获得杆式天平（8）的6个分量的气动载荷的天平校准公式：
Figure DEST_PATH_IMAGE026
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE028
：天平第i个分量的载荷测值（i=1~6）；
Figure DEST_PATH_IMAGE030
：第i个分量的主系数；
Figure DEST_PATH_IMAGE032
：第i个分量电桥输出值；
Figure DEST_PATH_IMAGE034
：其他分量载荷对第i个分量的线性干扰系数；
Figure DEST_PATH_IMAGE036
：当j=k时，各分量载荷对第i个分量的平方干扰系数；当j≠k时，各分量载荷对第i个分量的交叉干扰系数；
Figure DEST_PATH_IMAGE038
：各分量载荷对第i个分量的立方干扰系数；
Figure DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure DEST_PATH_IMAGE042
：各分量载荷对第i个分量产生干扰的分量载荷；
式中的
Figure 138378DEST_PATH_IMAGE030
、
Figure 55519DEST_PATH_IMAGE034
、
Figure 897573DEST_PATH_IMAGE036
、
Figure 292782DEST_PATH_IMAGE038
均为杆式天平（8）在地面校准时获得的已知数值，
Figure DEST_PATH_IMAGE044
和
Figure 169471DEST_PATH_IMAGE042
为杆式天平（8）在步骤d测得的天平原始电信号；
f2.将杆式天平（8）测得的天平原始电信号
Figure 991934DEST_PATH_IMAGE044
和
Figure 258967DEST_PATH_IMAGE042
代入步骤f1的天平校准公式中进行迭代计算，分别得到6个分量的气动载荷，包括轴向力
Figure 520184DEST_PATH_IMAGE002
、法向力
Figure 189063DEST_PATH_IMAGE004
、侧向力
Figure 244743DEST_PATH_IMAGE006
、滚转力矩
Figure 999073DEST_PATH_IMAGE014
、偏航力矩
Figure 736085DEST_PATH_IMAGE016
、俯仰力矩
Figure 321787DEST_PATH_IMAGE018
；
f3.再计算对应的气动力系数和气动力矩系数，包括轴向力系数
Figure 751631DEST_PATH_IMAGE008
、法向力系数
Figure 993257DEST_PATH_IMAGE010
、侧向力系数
Figure 330697DEST_PATH_IMAGE012
、滚转力矩系数
Figure 974168DEST_PATH_IMAGE020
、偏航力矩系数
Figure 309334DEST_PATH_IMAGE022
、俯仰力矩系数
Figure 100573DEST_PATH_IMAGE024
；计算公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE046
Figure DEST_PATH_IMAGE048
Figure DEST_PATH_IMAGE050
Figure DEST_PATH_IMAGE052
Figure DEST_PATH_IMAGE054
Figure DEST_PATH_IMAGE056
式中：
Figure DEST_PATH_IMAGE058
为步骤d的风洞试验模型（1）所受动压，
Figure DEST_PATH_IMAGE060
为风洞试验模型（1）的参考面积，
Figure DEST_PATH_IMAGE062
：风洞试验模型（1）的校心距参考点的距离。
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