CN114486166B - 用于舵面喷流干扰测力试验的模型及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于舵面喷流干扰测力试验的模型及系统，包括：模型前段包括相互连接的头部和主体部，主体部呈圆柱状且与头部同轴，主体部中设有贮室内腔，贮室内腔的腔口贯穿至主体部尾端的端面上，腔口的内壁上设有用于连接高压气路的螺纹，主体部的侧壁上设有安装槽，安装槽的底部设有第一气孔，第一气孔贯通至贮室内腔；舵面的一侧设有喷管，舵面的底部设有底座，底座设置于安装槽中且与安装槽的形状相适应，底座的底面上设有第二气孔，第二气孔与第一气孔密封连接且连通喷管的位于舵面内部的一端；模型后段呈筒状，套设于主体部的尾部上。本发明能够用于舵面喷流直接测力风洞试验。
Description
技术领域
本发明属于实验装置技术领域，更具体地，涉及一种用于舵面喷流干扰测力试验的模型及系统。
背景技术
侧向喷流产生的反作用力(RCS)可改变飞行器运动姿态或轨道，其作用在于补充气动舵面效率不足和快速改变飞行状态，已在多种飞行器上得到应用，成为飞行器的必备关键技术。然而，喷流与外流干扰使得飞行器表面及空间空气流动发生显著变化，产生附加的气动力与力矩，所以发应控制系统(RCS)的设计需得到准确的表面载荷特性及气动特性，而风洞试验及数值预测是提供以上结果的重要手段，风洞试验也是验证数值方法模拟精度及指导其改进方向的重要途径。
通常情况，RCS推进喷管会布置于飞行器表面，产生直接作用力，改变飞行器的运动姿态或轨道。在某些条件下，RCS喷管会布置于飞行器舵面，与舵面偏转配合工作，实现飞行器的大机动控制飞行。与喷管位于表面的喷流干扰测力试验模型不同，喷管位于舵面的喷流干扰测力试验模型在设计时，要实现缩比条件下的舵面喷管及模型贮室等结构，且要保证舵面喷管与试验模型安装的相对位置与真实飞行一致，此外，需要保证舵面喷管与贮室之间的气密性。
因此期待研发一种用于舵面喷流干扰测力试验的模型及系统，以满足上述试验需求，实现对舵面喷流条件下，飞行器气动特性变化规律的测量。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于舵面喷流干扰测力试验的模型及系统，实现对舵面喷流条件下，飞行器气动特性变化规律的测量。
为了实现上述目的，本发明提供一种用于舵面喷流干扰测力试验的模型，包括：
模型前段，所述模型前段包括相互连接的头部和主体部，所述主体部中设有贮室内腔，所述贮室内腔的腔口贯穿至所述主体部尾端的端面上，所述腔口的内壁上设有用于连接高压气路的螺纹，所述主体部的侧壁上设有安装槽，所述安装槽的底部设有第一气孔，所述第一气孔贯通至所述贮室内腔；
舵面，所述舵面的一侧设有喷管，所述舵面的底部设有底座，所述底座设置于所述安装槽中且与所述安装槽的形状相适应，所述底座的底面上设有第二气孔，所述第二气孔与所述第一气孔密封连接且连通所述喷管的位于所述舵面内部的一端；
模型后段，所述模型后段呈筒状，套设于所述主体部的尾部上。
可选地，所述头部和所述主体部一体成型，所述头部的大径端连接于所述主体部首端的端面上，所述头部的大径端直径与所述主体部的直径相等并圆润过渡。
可选地，所述喷管为拉瓦尔喷管，所述拉瓦尔喷管窄喉处的直径小于所述第二气孔的半径。
可选地，所述底座与所述安装槽之间设有密封结构，所述密封结构包括环形密封槽和O型密封圈，所述环形密封槽设置于所述安装槽的底面上且将所述第一气孔环绕在内，所述O型密封圈与所述环形密封槽的形状相适应并由所述底座压紧于所述环形密封槽中。
可选地，所述环形密封槽的深度为所述O型密封圈截面直径的35％-40％。
可选地，所述第一气孔与所述第二气孔同轴，且所述第二气孔的孔径小于或等于所述第一气孔的孔径。
可选地，所述主体部的尾端设有配合段，所述配合段的直径小于所述主体部的直径，所述模型后段的内径与所述配合段的直径相适应且套设于所述配合段上，所述模型后段的外径与所述主体部的直径相等。
可选地，所述主体部的侧壁上设有第一销孔和第二销孔，所述第一销孔与所述第二销孔的轴线位于所述主体部的同一个横截面上且夹角为90°；
所述模型后段的侧壁上设有第三销孔和第四销孔，所述第三销孔和所述第四销孔的轴线位于所述模型后段的同一个横截面上且夹角为90°；
所述第一销孔与所述第三销孔相互对应，所述第二销孔与所述第四销孔相互对应；
所述第一销孔与所述第三销孔之间插设有定位销；
所述第二销孔和所述第四销孔用于连接测力天平。
可选地，还包括四个沉头螺钉；
所述安装槽为矩形安装槽，所述矩形安装槽底面上的四角处分别设有一个螺钉孔；
所述舵面的底座为矩形底座，所述矩形底座的四角处分别设有一个沉头孔；
所述沉头孔与所述螺钉孔一一对应，每个所述沉头螺钉通过一个所述沉头孔插入一个所述螺钉孔中，以将所述矩形底座固定于所述矩形安装槽中。
本发明还提供一种用于舵面喷流干扰测力试验的系统，包括测力天平、高压气路及上述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型，所述模型设置于所述测力天平上，所述高压气路连接于所述模型的贮室内腔的腔口上。
本发明的有益效果在于：
1、本发明的用于舵面喷流干扰测力试验的模型采用分体设计，包括模型前段、舵面及模型后段，能够分段加工，实现了缩比条件下舵面喷管、贮室内腔等结构的加工，满足试验需求，实现对舵面喷流条件下，飞行器气动特性变化规律的测量，解决了目前无用于舵面喷流干扰直接测力风洞试验的模型装置的问题。
2、将本发明的用于舵面喷流干扰测力试验的系统安装于试验风洞内，能够对舵面喷流条件下，飞行器气动特性变化规律进行直接测量，为飞行器的RCS设计提供准确的表面载荷特性及气动特性。
本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1示出了根据本发明的一个实施例的用于舵面喷流干扰测力试验的模型的剖视图。
图2示出了根据本发明的一个实施例的模型前段的剖视图。
图3示出了根据本发明的一个实施例的模型前段的俯视图。
图4示出了根据本发明的一个实施例的舵面的结构示意图。
图5示出了图4的A-A剖视图。
图6示出了根据本发明的一个实施例的模型后段的结构示意图。
附图标记说明
1、模型前段；2、舵面；3、模型后段；4、贮室内腔；5、腔口；6、第一气孔；7、第二气孔；8、喷管；9、矩形安装槽；10、O型密封圈；11、沉头螺钉；12、环形密封槽；13、螺钉孔；14、配合段；15、第一销孔；16、矩形底座；17、沉头孔；18、第三销孔。
具体实施方式
下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
本发明公开了一种用于舵面喷流干扰测力试验的模型，包括：
模型前段，模型前段包括相互连接的头部和主体部，主体部中设有贮室内腔，贮室内腔的腔口贯穿至主体部尾端的端面上，腔口的内壁上设有用于连接高压气路的螺纹，主体部的侧壁上设有安装槽，安装槽的底部设有第一气孔，第一气孔贯通至贮室内腔；
舵面，舵面的一侧设有喷管，舵面的底部设有底座，底座设置于安装槽中且与安装槽的形状相适应，底座的底面上设有第二气孔，第二气孔与第一气孔密封连接且连通喷管的位于舵面内部的一端；
模型后段，模型后段呈筒状，套设于主体部的尾部上。
具体地，本发明的用于舵面喷流干扰测力试验的模型采用分体设计，包括模型前段、舵面及模型后段，能够分段加工，实现了缩比条件下舵面喷管、贮室内腔等结构的加工，满足试验需求，实现对舵面喷流条件下，飞行器气动特性变化规律的测量，解决了目前无用于舵面喷流干扰直接测力风洞试验的模型装置的问题，本模型可进行多次重复性试验验证，确保试验结果稳定、可靠。
进一步地，本发明的用于舵面喷流干扰测力试验的模型的尺寸与缩比条件下的实际飞行器尺寸一致。
可选地，头部和主体部一体成型，头部的大径端连接于主体部首端的端面上，头部的大径端直径与主体部的直径相等并圆润过渡。
具体地，模型前段为旋成体外形，在缩比条件下模拟飞行器的前端。
可选地，喷管为拉瓦尔喷管，拉瓦尔喷管窄喉处的直径小于第二气孔的半径。
具体地，喷管的前半部是由大变小向中间收缩至一个窄喉，窄喉之后又由小变大向外扩张。贮室内腔中的气体受高压流入喷管的前半部，穿过窄喉后由后半部逸出。这一架构可使气流的速度因喷截面积的变化而变化，使气流从亚音速到音速，直至加速至超音速。
可选地，底座与安装槽之间设有密封结构，密封结构包括环形密封槽和O型密封圈，环形密封槽设置于安装槽的底面上且将第一气孔环绕在内，O型密封圈与环形密封槽的形状相适应并由底座压紧于环形密封槽中。
具体地，本发明的舵面底座与安装槽底部之间采用O型圈配合压紧密封的方式实现第一气孔与第二气孔的密封连接，结构简单，密封性良好。
可选地，环形密封槽的深度为O型密封圈截面直径的35％-40％。
可选地，第一气孔与第二气孔同轴，且第二气孔的孔径小于或等于第一气孔的孔径。
可选地，主体部的尾端设有配合段，配合段的直径小于主体部的直径，模型后段的内径与配合段的直径相适应且套设于配合段上，模型后段的外径与主体部的直径相等。
可选地，主体部的侧壁上设有第一销孔和第二销孔，第一销孔与第二销孔的轴线位于主体部的同一个横截面上且夹角为90°；
模型后段的侧壁上设有第三销孔和第四销孔，第三销孔和第四销孔的轴线位于模型后段的同一个横截面上且夹角为90°；
第一销孔与第三销孔相互对应，第二销孔与第四销孔相互对应；
第一销孔与第三销孔之间插设有定位销；
第二销孔和第四销孔用于连接测力天平。
可选地，还包括四个沉头螺钉；
安装槽为矩形安装槽，矩形安装槽底面上的四角处分别设有一个螺钉孔；
舵面的底座为矩形底座，矩形底座的四角处分别设有一个沉头孔；
沉头孔与螺钉孔一一对应，每个沉头螺钉通过一个沉头孔插入一个螺钉孔中，以将矩形底座固定于矩形安装槽中。
具体地，发明的模型前段与舵面采用矩形安装槽与矩形底座配合安装的方式，方便定位，简化装配步骤，可保证舵面与模型的相对位置与真实外形一致。
本发明还公开了一种用于舵面喷流干扰测力试验的系统，包括测力天平、高压气路及上述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型，模型设置于测力天平上，高压气路连接于模型的贮室内腔的腔口上。
具体地，将本发明的用于舵面喷流干扰测力试验的系统安装于试验风洞内，能够对舵面喷流条件下，飞行器气动特性变化规律进行直接测量，为飞行器的RCS设计提供准确的表面载荷特性及气动特性。
实施例
如图1所示，本实施例的用于舵面喷流干扰测力试验的模型包括模型前段1、舵面2及模型后段3。
如图2、图3所示，模型前段1包括一体成型的头部和主体部，头部呈圆锥状且尖端圆润，主体部呈圆柱状且与头部同轴，头部的大径端连接于主体部首端的端面上，头部的大径端直径与主体部的直径相等并圆润过渡；主体部中设有贮室内腔4，贮室内腔4的腔口5贯穿至主体部尾端的端面上，腔口5的内壁上设有用于连接高压气路的螺纹，主体部的侧壁上设有矩形安装槽9，矩形安装槽9的底部设有圆形的第一气孔6，第一气孔6贯通至贮室内腔4，环形密封槽12设置于矩形安装槽9的底面上且将第一气孔6环绕在内，矩形安装槽9底面上的四角处分别设有一个螺钉孔13；主体部的尾端设有配合段14，配合段14的直径小于主体部的直径。
如图4、图5所示，舵面2的一侧设有喷管8，该喷管8为拉瓦尔喷管，舵面2的底部设有矩形底座16，矩形底座16设置于矩形安装槽9中且与矩形安装槽9的形状相适应，矩形底座16的底面上设有圆形的第二气孔7，第二气孔7与第一气孔6相对应且连通喷管8的位于舵面4内部的一端，喷管8窄喉处的直径小于第二气孔7的半径；矩形底座16的四角处分别设有一个沉头孔17，沉头孔17与螺钉孔13一一对应，每个沉头螺钉11通过一个沉头孔17插入一个螺钉孔13中，以将矩形底座16固定于矩形安装槽9中。如图1所示，O型密封圈10与环形密封槽12的形状相适应并由矩形底座16压紧于环形密封槽12中，环形密封槽12的深度为O型密封圈10截面直径的35％；
如图6所示，模型后段3呈筒状，模型后段3的内径与配合段14的直径相适应且套设于配合段14上，模型后段3的外径与主体部的直径相等。
在本实施例中，主体部的侧壁上设有第一销孔15和第二销孔，第一销孔15与第二销孔的轴线位于主体部的同一个横截面上且夹角为90°；模型后段3的侧壁上设有第三销孔18和第四销孔，第三销孔18和第四销孔的轴线位于模型后段的同一个横截面上且夹角为90°；第一销孔15与第三销孔相18互对应，第二销孔与第四销孔相互对应；第一销孔15与第三销孔18之间插设有定位销；第二销孔和第四销孔用于连接测力天平。
将上述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型连接于测力天平上，并将高压气路连接于模型的贮室内腔的腔口上形成用于舵面喷流干扰测力试验的系统，将该系统置于试验风洞中，并在风洞内完成了来流马赫数3、4条件下的吹风试验，表明该结构的稳定性和重复性符合要求。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。
Claims (10)
1.一种用于舵面喷流干扰测力试验的模型，其特征在于，包括：
模型前段，所述模型前段包括相互连接的头部和主体部，所述主体部中设有贮室内腔，所述贮室内腔的腔口贯穿至所述主体部尾端的端面上，所述腔口的内壁上设有用于连接高压气路的螺纹，所述主体部的侧壁上设有安装槽，所述安装槽的底部设有第一气孔，所述第一气孔贯通至所述贮室内腔；
舵面，所述舵面的一侧设有喷管，所述舵面的底部设有底座，所述底座设置于所述安装槽中且与所述安装槽的形状相适应，所述底座的底面上设有第二气孔，所述第二气孔与所述第一气孔密封连接且连通所述喷管的位于所述舵面内部的一端；
模型后段，所述模型后段呈筒状，套设于所述主体部的尾部上。
2.根据权利要求1所述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型，其特征在于，所述头部和所述主体部一体成型，所述头部的大径端连接于所述主体部首端的端面上，所述头部的大径端直径与所述主体部的直径相等并圆润过渡。
3.根据权利要求1所述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型，其特征在于，所述喷管为拉瓦尔喷管，所述拉瓦尔喷管窄喉处的直径小于所述第二气孔的半径。
4.根据权利要求1所述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型，其特征在于，所述底座与所述安装槽之间设有密封结构，所述密封结构包括环形密封槽和O型密封圈，所述环形密封槽设置于所述安装槽的底面上且将所述第一气孔环绕在内，所述O型密封圈与所述环形密封槽的形状相适应并由所述底座压紧于所述环形密封槽中。
5.根据权利要求4所述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型，其特征在于，所述环形密封槽的深度为所述O型密封圈截面直径的35％-40％。
6.根据权利要求1所述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型，其特征在于，所述第一气孔与所述第二气孔同轴，且所述第二气孔的孔径小于或等于所述第一气孔的孔径。
7.根据权利要求1所述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型，其特征在于，所述主体部的尾端设有配合段，所述配合段的直径小于所述主体部的直径，所述模型后段的内径与所述配合段的直径相适应且套设于所述配合段上，所述模型后段的外径与所述主体部的直径相等。
8.根据权利要求1所述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型，其特征在于，所述主体部的侧壁上设有第一销孔和第二销孔，所述第一销孔与所述第二销孔的轴线位于所述主体部的同一个横截面上且夹角为90°；
所述模型后段的侧壁上设有第三销孔和第四销孔，所述第三销孔和所述第四销孔的轴线位于所述模型后段的同一个横截面上且夹角为90°；
所述第一销孔与所述第三销孔相互对应，所述第二销孔与所述第四销孔相互对应；
所述第一销孔与所述第三销孔之间插设有定位销；
所述第二销孔和所述第四销孔用于连接测力天平。
9.根据权利要求1所述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型，其特征在于，还包括四个沉头螺钉；
所述安装槽为矩形安装槽，所述矩形安装槽底面上的四角处分别设有一个螺钉孔；
所述舵面的底座为矩形底座，所述矩形底座的四角处分别设有一个沉头孔；
所述沉头孔与所述螺钉孔一一对应，每个所述沉头螺钉通过一个所述沉头孔插入一个所述螺钉孔中，以将所述矩形底座固定于所述矩形安装槽中。
10.一种用于舵面喷流干扰测力试验的系统，其特征在于，包括测力天平、高压气路及根据权利要求1-9中任意一项所述的用于舵面喷流干扰测力试验的模型，所述模型设置于所述测力天平上，所述高压气路连接于所述模型的贮室内腔的腔口上。
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2021
- 2021-12-29 CN CN202111643156.8A patent/CN114486166B/zh active Active
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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