CN113588202A - 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 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种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。以超高速风洞来流为前方，该多体热分离试验模拟装置包括从前至后顺序连接的模型前体、连接支杆、模型后体和支杆；模型前体内安装有杆式天平；模型后体内安装有环式天平；支杆的杆体后段开有外接供气装置的喷流气流入口，支杆的中心轴线上设置有气流通道，模型后体上开有与气流通道连通的喷嘴，喷嘴的表面与模型后体的表面平齐，喷嘴与模型后体的表面具有隔离缝隙；供气装置的喷流气流从喷流气流入口进入，通过气流通道，从喷嘴喷出。该试验方法模拟多种喷流参数，能够方便调整的上面级模型与下面级模型之间的距离，能够方便改变模型的攻角、侧滑角等模型姿态。

Description

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
技术领域
本发明属于超高速风洞试验技术领域，具体涉及一种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。
背景技术
在多级串联式火箭或导弹的级间分离过程中，两级分离运动为沿轴线的相对运动，理想情况下两级之间只存在一个自由度。导弹/火箭级间热分离过程的主要特点是上面级喷流在级间区域以及弹体外形成复杂流场，造成剧烈变化的力热环境。
目前，超高速风洞试验仍是研究热分离过程的重要手段，包括机理研究型试验与工程应用型试验。主要测试随分离距离变化的上面级模型与下面级模型的气动特性及表面压力变化，并依据纹影图对流场特征进行分析。
需主要研究的问题有：（1）研究超高速风洞试验和飞行状态下的级间热分离的气动特征，得到分离过程中两级的气动力、气动力矩、压心位置等重要特征参数；（2）研究级间喷流与超声速来流相互作用形成的干扰流动特征，初步分析干扰形成机理，以及对级间区域力热环境的影响；（3）由于导弹为轴对称串联外形，理想状态的级间热分离过程为沿弹体轴线的前后相对运动，而实际飞行中的级间热分离过程会到许多不对称因素的影响，还需研究诸如攻角、侧滑角、喷流未对称情况下，对两级的侧向运动与姿态运动造成的干扰。
当前，亟需发展一种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，为相关研究提供技术平台支持。
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多体热分离试验模拟装置，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多体热分离试验模拟装置的试验方法。
本发明的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特点是，以超高速风洞来流为前方，所述的多体热分离试验模拟装置包括从前至后顺序连接的模型前体、连接支杆、模型后体和支杆；模型前体内安装有用于测量模型前体气动力的杆式天平；模型后体内安装有用于测量模型后体气动力的环式天平；支杆的杆体后段开有外接供气装置的喷流气流入口，支杆的中心轴线上设置有气流通道，模型后体上开有与气流通道连通的喷嘴，喷嘴的表面与模型后体的表面平齐，喷嘴与模型后体的表面具有隔离缝隙；供气装置的喷流气流从喷流气流入口进入，通过气流通道，从喷嘴喷出；
模型前体的后端面与连接支杆之间设置有环形的隔离缝隙，模型后体的前端面与连接支杆之间设置有环形的隔离缝隙，模型后体的后端面与支杆之间设置有环形的隔离缝隙。
进一步地，所述的模型前体为圆锥壳体，在模型前体的内部空腔的中段设置有圆锥面，杆式天平的前锥通过锥面配合、螺钉拉紧和键定位的方式固定在圆锥面内，杆式天平的后锥固定在连接支杆上；杆式天平上安装有迷宫型的隔热套，隔热套包括前隔热套Ⅰ和前隔热套Ⅱ，前隔热套Ⅰ的前段通过锥面配合的方式安装在杆式天平的前锥，前隔热套Ⅰ的圆柱段Ⅰ套装在杆式天平的测量段上、并延展至杆式天平的后锥前方，前隔热套Ⅱ的后段套装在连接支杆的前端，前隔热套Ⅱ的圆柱段Ⅱ套装在前隔热套Ⅰ的圆柱段Ⅰ上；杆式天平的测量段与前隔热套Ⅰ的圆柱段Ⅰ之间、前隔热套Ⅰ的圆柱段Ⅰ与前隔热套Ⅱ的圆柱段Ⅱ之间均相互隔离。
进一步地，所述的喷嘴有2个，在模型后体上下对称分布。
进一步地，所述的喷嘴内设置有沿气流通道安装的喷管，喷流气流通过喷管从喷嘴喷出。
进一步地，所述的喷嘴替换为调试喷嘴，调试喷嘴内设置有沿气流通道安装的喷管，喷流气流通过喷管从喷嘴喷出；在喷管的入口处设置有垂直于气流方向的两个独立的测量管，一个测量管为测温管，测温管内安装温度传感器测量喷流气流总温，另一个测量管为测压管，测压管通过软管外接测压系统，测量喷流气流总压。
进一步地，所述的模型后体包括通过柱面配合前后连接的模型后体外壳Ⅰ和模型后体外壳Ⅱ。
进一步地，所述的连接支杆包括固定在杆式天平后锥的滑动杆，和通过锥面配合固定在支杆前端的固定杆；滑动杆套装在固定杆上，滑动杆与固定杆同轴，滑动杆沿固定杆前后滑动，调整模型前体和模型后体之间的距离；滑动杆上开有通孔，滑动杆和固定杆之间通过贯穿通孔的定位螺钉顶紧在固定杆上固定定位。
进一步地，所述的连接支杆的固定杆通过锥套连接、键定位的方式固定在支杆的前端。
进一步地，所述的环式天平套装在连接支杆的固定杆上，环式天平的前后两端为法兰盘，前面的法兰盘Ⅰ与模型后体的模型后体外壳Ⅱ的前端面固定连接，后面的法兰盘Ⅱ与模型后体的支杆的前端面固定连接；支杆的前端面周向表面通过柱面配合安装有套装在环式天平测量段的后隔热套。
本发明的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置的试验方法，包括以下步骤：
a.将支杆安装在超高速风洞的中部支架上，在支杆上安装固定杆、环式天平和后隔热套，在固定杆上套装滑动杆，并通过定位螺钉固定定位，通过滑动杆的前端锥面固定杆式天平，滑动杆的前端套装前隔热套Ⅱ，在杆式天平的前锥套装前隔热套Ⅰ，将模型前体通过锥面配合方式安装在前隔热套Ⅰ上；
b.将支杆上的喷嘴替换为调试喷嘴，打开外接供气装置，调试喷流气流的总温总压并记录；
c.将调试喷嘴替换为喷嘴，依次安装模型后体的模型后体外壳Ⅱ和模型后体外壳Ⅰ；
d.按照试验计划表，开展超高速风洞吹风试验；
e.调整模型前体和模型后体之间的距离，重复步骤d，直至完成试验计划表的项目。
本发明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能够模拟多种喷流参数，能够方便调整的上面级模型与下面级模型之间的距离，能够方便改变模型的攻角、侧滑角等模型姿态，具有试验装置灵活，试验方法简便的特点，适于推广应用于多级串联式火箭或导弹的级间分离气动特性研究。
附图说明
图1为本发明的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置的立体图；
图2为本发明的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置中的模型前体剖面图；
图3为本发明的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置中的模型后体剖面图；
图4为本发明的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置中的调试喷嘴立体图；
图5为本发明的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置中的调试喷嘴剖面图。
图中，1.模型前体；2.喷嘴；3.喷流气流入口；4.支杆；5.模型后体；6.杆式天平；7.连接支杆；8.环式天平；9.前隔热套Ⅰ；10.前隔热套Ⅱ；11.后隔热套；12.键；13.锥套；14.喷管；15.调试喷嘴；
501.模型后体外壳Ⅰ；502.模型后体外壳Ⅱ；
701.滑动杆；702.固定杆；703.定位螺钉；
1501.测温管；1502.测压管。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
实施例1
本实施例根据前期试验结果，预估无喷流时模型前体1和模型后体5的气动载荷，分别确定杆式天平6和环式天平8的天平量程。杆式天平6和环式天平8除了要承受模型所受到的气动力载荷外，还要承受风洞和喷流启动和停车过程中的冲击载荷，本实施例的冲击因子取3，安全系数取2。
杆式天平6的元件采用对称布局，杆式天平6的材料为F141。杆式天平6的前端通过1:5锥度与模型前体1连接，用M6×1.0外螺纹拉紧；杆式天平6的后端通过1:10锥度与连接支杆7连接。杆式天平6的直径为16mm，测力元件长度约53mm。在杆式天平6的前后锥端均设计有凹槽，以减小锥套配合时的安装应力。
环式天平8的材料为7075硬铝，环式天平8的环形结构方便安装连接支杆7的固定杆702等零部件。环式天平8的两端使用法兰盘连接，2颗销钉定位，并用4颗M3螺钉锁紧。环式天平8的外部直径50mm、内孔直径34mm、长度70mm。
如图1~图5所示，本实施例的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，以超高速风洞来流为前方，所述的多体热分离试验模拟装置包括从前至后顺序连接的模型前体1、连接支杆7、模型后体5和支杆4；模型前体1内安装有用于测量模型前体1气动力的杆式天平6；模型后体5内安装有用于测量模型后体5气动力的环式天平8；支杆4的杆体后段开有外接供气装置的喷流气流入口3，支杆4的中心轴线上设置有气流通道，模型后体5上开有与气流通道连通的喷嘴2，喷嘴2的表面与模型后体5的表面平齐，喷嘴2与模型后体5的表面具有隔离缝隙；供气装置的喷流气流从喷流气流入口3进入，通过气流通道，从喷嘴2喷出；
模型前体1的后端面与连接支杆7之间设置有环形的隔离缝隙，模型后体5的前端面与连接支杆7之间设置有环形的隔离缝隙，模型后体5的后端面与支杆4之间设置有环形的隔离缝隙。
进一步地，所述的模型前体1为圆锥壳体，在模型前体1的内部空腔的中段设置有圆锥面，杆式天平6的前锥通过锥面配合、螺钉拉紧和键定位的方式固定在圆锥面内，杆式天平6的后锥固定在连接支杆7上；杆式天平6上安装有迷宫型的隔热套，隔热套包括前隔热套Ⅰ9和前隔热套Ⅱ10，前隔热套Ⅰ9的前段通过锥面配合的方式安装在杆式天平6的前锥，前隔热套Ⅰ9的圆柱段Ⅰ套装在杆式天平6的测量段上、并延展至杆式天平6的后锥前方，前隔热套Ⅱ10的后段套装在连接支杆7的前端，前隔热套Ⅱ10的圆柱段Ⅱ套装在前隔热套Ⅰ9的圆柱段Ⅰ上；杆式天平6的测量段与前隔热套Ⅰ9的圆柱段Ⅰ之间、前隔热套Ⅰ9的圆柱段Ⅰ与前隔热套Ⅱ10的圆柱段Ⅱ之间均相互隔离。
进一步地，所述的喷嘴2有2个，在模型后体5上下对称分布。
进一步地，所述的喷嘴2内设置有沿气流通道安装的喷管14，喷流气流通过喷管14从喷嘴2喷出。
进一步地，所述的喷嘴2替换为调试喷嘴15，调试喷嘴15内设置有沿气流通道安装的喷管14，喷流气流通过喷管14从喷嘴2喷出；在喷管14的入口处设置有垂直于气流方向的两个独立的测量管，一个测量管为测温管1501，测温管1501内安装温度传感器测量喷流气流总温，另一个测量管为测压管1502，测压管1502通过软管外接测压系统，测量喷流气流总压。
进一步地，所述的模型后体5包括通过柱面配合前后连接的模型后体外壳Ⅰ501和模型后体外壳Ⅱ502。
进一步地，所述的连接支杆7包括固定在杆式天平6后锥的滑动杆701，和通过锥面配合固定在支杆4前端的固定杆702；滑动杆701套装在固定杆702上，滑动杆701与固定杆702同轴，滑动杆701沿固定杆702前后滑动，调整模型前体1和模型后体5之间的距离；滑动杆701上开有通孔，滑动杆701和固定杆702之间通过贯穿通孔的定位螺钉703顶紧在固定杆702上固定定位。
进一步地，所述的连接支杆7的固定杆702通过锥套13连接、键12定位的方式固定在支杆4的前端。
进一步地，所述的环式天平8套装在连接支杆7的固定杆702上，环式天平8的前后两端为法兰盘，前面的法兰盘Ⅰ与模型后体5的模型后体外壳Ⅱ502的前端面固定连接，后面的法兰盘Ⅱ与模型后体5的支杆4的前端面固定连接；支杆4的前端面周向表面通过柱面配合安装有套装在环式天平8测量段的后隔热套11。
本实施例的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置的试验方法，包括以下步骤：
a.将支杆4安装在超高速风洞的中部支架上，在支杆4上安装固定杆702、环式天平8和后隔热套11，在固定杆702上套装滑动杆701，并通过定位螺钉703固定定位，通过滑动杆701的前端锥面固定杆式天平6，滑动杆701的前端套装前隔热套Ⅱ10，在杆式天平6的前锥套装前隔热套Ⅰ9，将模型前体1通过锥面配合方式安装在前隔热套Ⅰ9上；
b.将支杆4上的喷嘴2替换为调试喷嘴15，打开外接供气装置，调试喷流气流的总温总压并记录；
c.将调试喷嘴15替换为喷嘴2，依次安装模型后体5的模型后体外壳Ⅱ502和模型后体外壳Ⅰ501；
d.按照试验计划表，开展超高速风洞吹风试验；
e.调整模型前体1和模型后体5之间的距离，重复步骤d，直至完成试验计划表的项目。
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.高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特征在于，以超高速风洞来流为前方，所述的多体热分离试验模拟装置包括从前至后顺序连接的模型前体（1）、连接支杆（7）、模型后体（5）和支杆（4）；模型前体（1）内安装有用于测量模型前体（1）气动力的杆式天平（6）；模型后体（5）内安装有用于测量模型后体（5）气动力的环式天平（8）；支杆（4）的杆体后段开有外接供气装置的喷流气流入口（3），支杆（4）的中心轴线上设置有气流通道，模型后体（5）上开有与气流通道连通的喷嘴（2），喷嘴（2）的表面与模型后体（5）的表面平齐，喷嘴（2）与模型后体（5）的表面具有隔离缝隙；供气装置的喷流气流从喷流气流入口（3）进入，通过气流通道，从喷嘴（2）喷出；
模型前体（1）的后端面与连接支杆（7）之间设置有环形的隔离缝隙，模型后体（5）的前端面与连接支杆（7）之间设置有环形的隔离缝隙，模型后体（5）的后端面与支杆（4）之间设置有环形的隔离缝隙。
2.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特征在于，所述的模型前体（1）为圆锥壳体，在模型前体（1）的内部空腔的中段设置有圆锥面，杆式天平（6）的前锥通过锥面配合、螺钉拉紧和键定位的方式固定在圆锥面内，杆式天平（6）的后锥固定在连接支杆（7）上；杆式天平（6）上安装有迷宫型的隔热套，隔热套包括前隔热套Ⅰ（9）和前隔热套Ⅱ（10），前隔热套Ⅰ（9）的前段通过锥面配合的方式安装在杆式天平（6）的前锥，前隔热套Ⅰ（9）的圆柱段Ⅰ套装在杆式天平（6）的测量段上、并延展至杆式天平（6）的后锥前方，前隔热套Ⅱ（10）的后段套装在连接支杆（7）的前端，前隔热套Ⅱ（10）的圆柱段Ⅱ套装在前隔热套Ⅰ（9）的圆柱段Ⅰ上；杆式天平（6）的测量段与前隔热套Ⅰ（9）的圆柱段Ⅰ之间、前隔热套Ⅰ（9）的圆柱段Ⅰ与前隔热套Ⅱ（10）的圆柱段Ⅱ之间均相互隔离。
3.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特征在于，所述的喷嘴（2）有2个，在模型后体（5）上下对称分布。
4.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特征在于，所述的喷嘴（2）内设置有沿气流通道安装的喷管（14），喷流气流通过喷管（14）从喷嘴（2）喷出。
5.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特征在于，所述的喷嘴（2）替换为调试喷嘴（15），调试喷嘴（15）内设置有沿气流通道安装的喷管（14），喷流气流通过喷管（14）从喷嘴（2）喷出；在喷管（14）的入口处设置有垂直于气流方向的两个独立的测量管，一个测量管为测温管（1501），测温管（1501）内安装温度传感器测量喷流气流总温，另一个测量管为测压管（1502），测压管（1502）通过软管外接测压系统，测量喷流气流总压。
6.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特征在于，所述的模型后体（5）包括通过柱面配合前后连接的模型后体外壳Ⅰ（501）和模型后体外壳Ⅱ（502）。
7.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特征在于，所述的连接支杆（7）包括固定在杆式天平（6）后锥的滑动杆（701），和通过锥面配合固定在支杆（4）前端的固定杆（702）；滑动杆（701）套装在固定杆（702）上，滑动杆（701）与固定杆（702）同轴，滑动杆（701）沿固定杆（702）前后滑动，调整模型前体（1）和模型后体（5）之间的距离；滑动杆（701）上开有通孔，滑动杆（701）和固定杆（702）之间通过贯穿通孔的定位螺钉（703）顶紧在固定杆（702）上固定定位。
8.根据权利要求7所述的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特征在于，所述的连接支杆（7）的固定杆（702）通过锥套（13）连接、键（12）定位的方式固定在支杆（4）的前端。
9.根据权利要求7所述的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特征在于，所述的环式天平（8）套装在连接支杆（7）的固定杆（702）上，环式天平（8）与固定杆（702）之间具有隔离缝隙；环式天平（8）的前后两端端面上均设置有法兰盘，前端的法兰盘Ⅰ与模型后体（5）的模型后体外壳Ⅱ（502）的前端面固定连接，后端的法兰盘Ⅱ与支杆（4）的前端面固定连接；支杆（4）的前端面通过柱面配合螺钉固定的方式套装有后隔热套（11），后隔热套（11）向前延伸包裹环式天平（8），后隔热套（11）与环式天平（8）之间具有隔离缝隙。
10.高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟方法，所述的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟方法基于权利要求1~9中的任意一种高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特征在于，包括以下步骤：
a.将支杆（4）安装在超高速风洞的中部支架上，在支杆（4）上安装固定杆（702）、环式天平（8）和后隔热套（11），在固定杆（702）上套装滑动杆（701），并通过定位螺钉（703）固定定位，通过滑动杆（701）的前端锥面固定杆式天平（6），滑动杆（701）的前端套装前隔热套Ⅱ（10），在杆式天平（6）的前锥套装前隔热套Ⅰ（9），将模型前体（1）通过锥面配合方式安装在前隔热套Ⅰ（9）上；
b.将支杆（4）上的喷嘴（2）替换为调试喷嘴（15），打开外接供气装置，调试喷流气流的总温总压并记录；
c.将调试喷嘴（15）替换为喷嘴（2），依次安装模型后体（5）的模型后体外壳Ⅱ（502）和模型后体外壳Ⅰ（501）；
d.按照试验计划表，开展超高速风洞吹风试验；
e.调整模型前体（1）和模型后体（5）之间的距离，重复步骤d，直至完成试验计划表的项目。
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