CN114235321A - 一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置。该实验装置安装在高超声速风洞的中心空腔内、位于高超声速风洞的中心轴线上、整体为轴对称的管型结构，以高超声速风洞来流为前方，从前到后依次包括：与风洞稳定段出口连接的前接口段、整流锥段、均温段、与风洞实验段入口连接的稳定段、具有非传力供气桥作用的喷管过渡段、位于高超声速风洞实验段的待测实验喷管，待测实验喷管的后端安装有燃气舵，燃气舵的舵面伸入待测实验喷管的喷流流场中，舵面前缘迎向喷流流场。该实验装置利用高超声速风洞模拟发动机喷流，采用铰链力矩天平测量燃气舵的气动力和力矩，采用环式六分量天平测量待测实验喷管和燃气舵的综合六分量气动力和力矩。

Description

一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置

技术领域

本发明属于高超声速风洞实验测试技术领域，具体涉及到一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置。

背景技术

除了传统空气舵，实现导弹控制的技术途径有燃气舵、推力矢量（扰流片、二次喷流等）、直接力以及复合控制等技术。燃气舵/推力矢量是安装于导弹尾部喷管出口处的装置，通过与火箭发动机燃气流相互作用产生控制力和力矩，用于提高导弹在低速压状态下的机动过载能力。燃气舵/推力矢量装置以其结构简单、响应速度快和不受飞行高度影响等优点已成为先进战术导弹的技术标准。

燃气舵/推力矢量实验分为燃气舵冷喷流风洞测力实验、燃气舵发动机点火测力实验和燃气舵发动机试车台测力实验，这些实验方法各有其优点和不足。

燃气舵冷喷流风洞测力实验的优点是实验成本低，流场参数稳定，重复性好，便于调节喷流压力比，这是燃气舵发动机点火测力实验和燃气舵发动机试车台测力实验所不具备的；燃气舵冷喷流风洞测力实验的缺点是无法模拟高温流和粒子流，导致实验测得的燃气舵阻力与实际相比偏差较大，燃气舵冷喷流风洞测力实验适用于舵面选型和性能比较实验。

燃气舵发动机点火测力实验是评判燃气舵气动外形设计结果的最终标准，燃气舵冷喷流风洞测力实验的测力结果要经过燃气舵发动机点火测力实验来验证和修正（主要是阻力）。但是，作为关键装置的发动机是一次性使用产品，实验成本很高，而且发动机受高低温影响，每发发动机性能也有差别，导致实验数据不一致。

燃气舵发动机试车台测力实验的主要目的是利用发动机试车状态测量燃气舵对弹体产生的综合作用力。此项实验是将燃气舵按设计要求以及与喷管的相对安装位置固定连接在发动机上，由舵机驱动燃气舵按照控制指令连续偏转，当发动机工作时，燃气舵产生的力和力矩传递到发动机上，由六分量试车台获得发动机工作时燃气舵的六个分量的气动力和力矩。优点是考虑了燃气舵对弹体的综合作用，并且可以直接测量出发动机的推力损失；缺点是实验成本高，无法得到每片舵在不同舵偏状态下的气动性能。

此外，燃气舵冷喷流风洞测力实验存在的主要不足之处还有仅能够测量燃气舵的气动参数，而没有测量燃气舵和喷管产生的总的力和力矩，不足以支撑燃气舵设计。

当前，亟需发展一种新型的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置。

目前，高精度燃气舵和喷管一体化测力技术的主要难点在于：模拟发动机喷流的高压供气管路对一体化测力的干扰。波纹管是工程上常用的非传力供气桥，但波纹管并不适合用于燃气舵和喷管一体化测力，主要有以下两个技术问题难以解决：一是火箭发动机落压比在150以上，实验喷流模拟需用总压高达3MPa，所需要的直径大于100mm的大型高压波纹管还存在技术瓶颈；二是波纹管对扭矩比较敏感，导致滚转力矩测量误差较大。

本发明的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置采用开口式供气桥方案，即待测实验喷管与喷管过渡段之间采用无固连、非传力供气桥设计，从而隔离力的传递，避免固连设计造成的测力干扰问题。利用喷管过渡段与待测实验喷管之间的环状通气缝隙形成壅塞来限制泄漏气体流量，该环状通气缝隙实际上是一个环式音速喷管，能够通过优化设计环式音速喷管的几何参数降低其泄漏流量，只要泄漏流量远小于主喷流流量即可保证实验条件。

本发明的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置，其特点是，所述的实验装置安装在高超声速风洞的中心空腔内、位于高超声速风洞的中心轴线上、整体为轴对称的管型结构，以高超声速风洞来流为前方，从前到后依次包括：与风洞稳定段出口连接的前接口段、整流锥段、均温段和与风洞实验段入口连接的稳定段，其中，稳定段的后端从前至后依次设置有气流出口端面、环式天平固定端面和风洞实验段入口连接端面，风洞实验段入口连接端面通过法兰盘与风洞实验段入口连接；

喷管过渡段为与高超声速风洞中心轴线同轴的通气管段Ⅰ，喷管过渡段的固定端固定在气流出口端面上，喷管过渡段的自由端伸入风洞实验段内；

环式天平安装支架为与高超声速风洞中心轴线同轴的通气管段Ⅱ；环式天平安装支架的固定端固定在环式天平固定端面上，与待测实验喷管之间设置有通气缝隙Ⅰ；环式天平安装支架的自由端内固定有环式天平；

待测实验喷管位于风洞实验段内、中心轴线与高超声速风洞中心轴线重合；待测实验喷管前端与喷管过渡段的自由端搭接，搭接位置不接触、留有环状通气缝隙；待测实验喷管中部的外壁面上套装环式天平，环式天平外部套装有环式天平隔流罩；待测实验喷管后端悬空，并固定有燃气舵；

环式天平隔流罩为位于风洞实验段内、中心轴线与高超声速风洞中心轴线重合的通气管段Ⅲ，环式天平隔流罩的前端固定在环式天平的前端，与待测实验喷管之间设置有通气缝隙Ⅱ，环式天平隔流罩的后端悬空；

燃气舵的舵面伸入待测实验喷管的喷流流场中，舵面前缘迎向喷流流场，燃气舵的转轴与燃气舵天平固定连接；燃气舵天平安装在待测实验喷管后端的外壁面上，燃气舵天平的外部套装有燃气舵天平隔流罩；

环式天平用于测量待测实验喷管和燃气舵的综合六分量气动力和力矩；燃气舵天平用于测量燃气舵的气动力和力矩。

进一步地，所述的稳定段上安装有测量稳定段气流总温的总温测量架和测量稳定段气流总压的总压探针。

进一步地，所述的燃气舵天平为铰链力矩天平。

本发明的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置具有以下特点：

a.待测实验喷管安装在风洞实验段内、原风洞喷管位置，由风洞主气流的调压/调温系统调节发动机喷流总压和总温；

b.待测实验喷管作为发动机喷管，能够通过风洞引射器引射获得发动机喷管的工作环境压力；

c.采用开口式供气桥方案能够避免测力干扰问题；

d.采用铰链力矩天平测量燃气舵的气动力和力矩，包括升阻系数、铰链力矩系数；

e.采用环式六分量天平测量待测实验喷管和燃气舵的综合六分量气动力和力矩。

总而言之，本发明的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置安装在高超声速风洞内，利用高超声速风洞模拟发动机工作环境和发动机喷流，采用开口式供气桥方案能够避免测力干扰问题，采用铰链力矩天平测量燃气舵的气动力和力矩，采用环式六分量天平测量待测实验喷管和燃气舵的综合六分量气动力和力矩，测量结果可靠，具有工程推广价值。

附图说明

图1为本发明的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置的结构示意图；

图2为本发明的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置的待测实验喷管局部放大图；

图3为图2的Ⅰ局部放大图；

图4a为图2的A-A剖面图；

图4b为本发明的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置的环式天平安装支架的剖面图。

图中，1.前接口段；2.整流锥段；3.均温段；4.稳定段；5.喷管过渡段；6.环式天平安装支架；7.待测实验喷管；8.环式天平；9.燃气舵天平隔流罩；10.燃气舵天平；11.燃气舵；12.风洞实验段；13.环式天平隔流罩。

401.总温测量架；402.总压探针；

501.气流出口端面；502.环式天平固定端面；503.风洞实验段入口连接端面；504.环状通气缝隙；

601.通气缝隙Ⅰ；602.通气缝隙Ⅱ。

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

如图1~图3、图4a、图4b所示，本实施例的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置安装在高超声速风洞的中心空腔内、位于高超声速风洞的中心轴线上、整体为轴对称的管型结构，以高超声速风洞来流为前方，从前到后依次包括：与风洞稳定段出口连接的前接口段1、整流锥段2、均温段3和与风洞实验段12入口连接的稳定段4，其中，稳定段4的后端从前至后依次设置有气流出口端面501、环式天平固定端面502和风洞实验段入口连接端面503，风洞实验段入口连接端面503通过法兰盘与风洞实验段12入口连接；

喷管过渡段5为与高超声速风洞中心轴线同轴的通气管段Ⅰ，喷管过渡段5的固定端固定在气流出口端面501上，喷管过渡段5的自由端伸入风洞实验段12内；

环式天平安装支架6为与高超声速风洞中心轴线同轴的通气管段Ⅱ；环式天平安装支架6的固定端固定在环式天平固定端面502上，与待测实验喷管7之间设置有通气缝隙Ⅰ601；环式天平安装支架6的自由端内固定有环式天平8；

待测实验喷管7位于风洞实验段12内、中心轴线与高超声速风洞中心轴线重合；待测实验喷管7前端与喷管过渡段5的自由端搭接，搭接位置不接触、留有环状通气缝隙504；待测实验喷管7中部的外壁面上套装环式天平8，环式天平8外部套装有环式天平隔流罩13；待测实验喷管7后端悬空，并固定有燃气舵11；

环式天平隔流罩13为位于风洞实验段12内、中心轴线与高超声速风洞中心轴线重合的通气管段Ⅲ，环式天平隔流罩13的前端固定在环式天平8的前端，与待测实验喷管7之间设置有通气缝隙Ⅱ602，环式天平隔流罩13的后端悬空；

燃气舵11的舵面伸入待测实验喷管7的喷流流场中，舵面前缘迎向喷流流场，燃气舵11的转轴与燃气舵天平10固定连接；燃气舵天平10安装在待测实验喷管7后端的外壁面上，燃气舵天平10的外部套装有燃气舵天平隔流罩9；

环式天平8用于测量待测实验喷管7和燃气舵11的综合六分量气动力和力矩；燃气舵天平10用于测量燃气舵11的气动力和力矩。

进一步地，所述的稳定段4上安装有测量稳定段气流总温的总温测量架401和测量稳定段气流总压的总压探针402。

进一步地，所述的燃气舵天平10为铰链力矩天平。

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 (3)

1.一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置，其特征在于，所述的实验装置安装在高超声速风洞的中心空腔内、位于高超声速风洞的中心轴线上、整体为轴对称的管型结构，以高超声速风洞来流为前方，从前到后依次包括：与风洞稳定段出口连接的前接口段（1）、整流锥段（2）、均温段（3）和与风洞实验段（12）入口连接的稳定段（4），其中，稳定段（4）的后端从前至后依次设置有气流出口端面（501）、环式天平固定端面（502）和风洞实验段入口连接端面（503），风洞实验段入口连接端面（503）通过法兰盘与风洞实验段（12）入口连接；

喷管过渡段（5）为与高超声速风洞中心轴线同轴的通气管段Ⅰ，喷管过渡段（5）的固定端固定在气流出口端面（501）上，喷管过渡段（5）的自由端伸入风洞实验段（12）内；

环式天平安装支架（6）为与高超声速风洞中心轴线同轴的通气管段Ⅱ；环式天平安装支架（6）的固定端固定在环式天平固定端面（502）上，与待测实验喷管（7）之间设置有通气缝隙Ⅰ（601）；环式天平安装支架（6）的自由端内固定有环式天平（8）；

待测实验喷管（7）位于风洞实验段（12）内、中心轴线与高超声速风洞中心轴线重合；待测实验喷管（7）前端与喷管过渡段（5）的自由端搭接，搭接位置不接触、留有环状通气缝隙（504）；待测实验喷管（7）中部的外壁面上套装环式天平（8），环式天平（8）外部套装有环式天平隔流罩（13）；待测实验喷管（7）后端悬空，并固定有燃气舵（11）；

环式天平隔流罩（13）为位于风洞实验段（12）内、中心轴线与高超声速风洞中心轴线重合的通气管段Ⅲ，环式天平隔流罩（13）的前端固定在环式天平（8）的前端，与待测实验喷管（7）之间设置有通气缝隙Ⅱ（602），环式天平隔流罩（13）的后端悬空；

燃气舵（11）的舵面伸入待测实验喷管（7）的喷流流场中，舵面前缘迎向喷流流场，燃气舵（11）的转轴与燃气舵天平（10）固定连接；燃气舵天平（10）安装在待测实验喷管（7）后端的外壁面上，燃气舵天平（10）的外部套装有燃气舵天平隔流罩（9）；

环式天平（8）用于测量待测实验喷管（7）和燃气舵（11）的综合六分量气动力和力矩；燃气舵天平（10）用于测量燃气舵（11）的气动力和力矩。

2.根据权利要求1所述的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置，其特征在于，所述的稳定段（4）上安装有测量稳定段气流总温的总温测量架（401）和测量稳定段气流总压的总压探针（402）。

3.根据权利要求1所述的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置，其特征在于，所述的燃气舵天平（10）为铰链力矩天平。

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