CN117309310A - 一种用于风洞试验的高压力喷流测力装置 - Google Patents

一种用于风洞试验的高压力喷流测力装置 Download PDF

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林键
王晶
沙心国
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Abstract

本发明公开了一种用于风洞试验的高压力喷流测力装置，包括：底座、盒式天平、攻角垫块、腹部支撑、试验模型、柔性节、模型上盖、压力传感器和喷流口；其中，底座的顶部与盒式天平的一端相连接；盒式天平的另一端与攻角垫块的底部相连接；攻角垫块的顶部与腹部支撑的一端相连接；腹部支撑的另一端与试验模型相连接；柔性节的一端与腹部支撑的通气管路相连通；柔性节的另一端与喷流口的一端相连接，喷流口的另一端与试验模型的尾端的内壁相连接；压力传感器设置于喷流口上；模型上盖与试验模型的顶部开口相连接。本发明不仅解决了高压气源喷流系统和天平测量系统相互干涉难题，而且提高了喷流气体的压力精度，同时结构简单、便于加工。

Description

一种用于风洞试验的高压力喷流测力装置
技术领域
本发明属于空气动力学风洞试验技术领域，尤其涉及一种用于风洞试验的高压力喷流测力装置。
背景技术
高空大气密度低，来流动压小，飞行器的气动舵面操控能力不足，因此飞行器在高空大气环境下的机动能力通常利用发动机推力矢量和喷流反作用控制等措施来实现。在喷流反作用控制系统中，飞行器直接利用喷流产生的侧向力、推力、微小力矩等来实现对飞行器的精确控制，具有结构简单、响应迅速、控制效率高、不工作时对流场干扰小等特点。但是由于喷流不仅直接产生反作用力，而且会显著改变流场结构，由此形成多尺度分离等复杂流动现象，形成了强烈的喷流干扰效应，因此对于喷流飞行器的气动特性的准确预估至关重要。
风洞试验是目前较为准确有效的喷流飞行器气动特性预测手段，其基本原理是在流场环境中模拟飞行器喷流状态，并利用天平等测量元件获取飞行器气动特性。由于飞行器需要同时实现气体喷流和气动特性测量，因此需要同步设计高压气源喷流系统和天平测量系统。在传统设计方案中，上述两系统同时放置于飞行器模型内腔，受限于流场均匀区大小，飞行器试验模型尺寸有限，因此如何避免两个分系统彼此干涉，合理布局飞行器内腔空间愈发困难。同时由于喷流反作用控制的技术要求越来越高，喷流气体精细化操控成为亟待解决的难题。喷流气体的精细化控制体现在流量跨域大和压力精准两个方面，流量跨域大意味着更加庞大的高压气源喷流系统，这将进一步压缩飞行器内腔可用空间，压力精准则是需要准确获知气体喷流压力。传统方案中是在气源入口处实时测量气流压力，根据压力损耗推断喷流出口压力，由于高压气源喷流系统管路结构愈发复杂，常规测压方式可能存在较大的误差。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于风洞试验的高压力喷流测力装置，不仅解决了高压气源喷流系统和天平测量系统相互干涉难题，而且进一步提高了喷流气体的压力精度，同时结构简单、便于加工。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种用于风洞试验的高压力喷流测力装置，包括：底座、盒式天平、攻角垫块、腹部支撑、试验模型、柔性节、模型上盖、压力传感器和喷流口；其中，所述底座的底部固定在风洞试验段内，所述底座的顶部与所述盒式天平的一端相连接；所述盒式天平的另一端与所述攻角垫块的底部相连接；所述攻角垫块的顶部与所述腹部支撑的一端相连接；所述腹部支撑的另一端与所述试验模型相连接；所述柔性节、所述压力传感器和所述喷流口均设置于所述试验模型的内部空腔内；所述柔性节的一端与所述腹部支撑的通气管路相连通；所述柔性节的另一端与所述喷流口的一端相连接，所述喷流口的另一端与所述试验模型的尾端的内壁相连接；所述压力传感器设置于所述喷流口上；所述模型上盖与所述试验模型的顶部开口相连接。
上述用于风洞试验的高压力喷流测力装置中，所述攻角垫块为楔形结构，所述攻角垫块的楔形角等于风洞试验中模型的攻角。
上述用于风洞试验的高压力喷流测力装置中，所述攻角垫块包括上端面、下端面、腹部支撑连接孔和天平连接孔；其中，所述上端面和所述下端面之间形成的夹角为楔形角；所述攻角垫块的底部通过所述天平连接孔与所述盒式天平的另一端螺钉连接；所述攻角垫块的顶部通过所述腹部支撑连接孔与所述腹部支撑的一端相连接；所述腹部支撑连接孔的中心轴线垂直于所述上端面，所述天平连接孔的中心轴线垂直于所述下端面。
上述用于风洞试验的高压力喷流测力装置中，所述腹部支撑包括腹部支撑本体、进气口、导线管路和通气管路；其中，所述腹部支撑本体的内部开设有进气口、导线管路和通气管路；所述进气口与所述通气管路相连通，所述进气口的长度方向与所述通气管路的长度方向相垂直；所述导线管路的中心轴线和所述通气管路的中心轴线平行。
上述用于风洞试验的高压力喷流测力装置中，所述试验模型包括模型后段和模型前段；其中，所述模型后段和所述模型前段相连接。
上述用于风洞试验的高压力喷流测力装置中，所述柔性节包括驻室法兰盘、卡簧、整流网、浮动套、腹部支撑法兰盘和波纹管；其中，所述驻室法兰盘与所述波纹管的一端相连接，所述腹部支撑法兰盘与所述波纹管的另一端相连接；所述浮动套套设于所述波纹管的外表面；所述整流网和所述卡簧依次设置于所述驻室法兰盘的内腔。
上述用于风洞试验的高压力喷流测力装置中，所述浮动套的内壁设置有多组U型镂空结构；其中，每组U型镂空结构包括沿圆周方向的弧形槽和沿轴向的两个直线槽；其中，所述弧形槽的两端分别与每端相对应的直线槽相连接。
上述用于风洞试验的高压力喷流测力装置中，所述喷流口包括驻室和喷流出口；其中，所述驻室的一端与所述驻室法兰盘相连接，所述驻室的另一端与所述喷流出口相连接。
上述用于风洞试验的高压力喷流测力装置中，所述驻室开设有压力传感器孔；其中，所述压力传感器设置于所述压力传感器孔上。
上述用于风洞试验的高压力喷流测力装置中，所述驻室的内腔横截面积和喷流出口的横截面积满足如下公式：
SChamber≥kaSExit；
其中，SChamber为所述驻室的内腔横截面积，SExit为喷流出口的横截面积，k为收缩常数，a为完全系数。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)本发明针对飞行器模型内腔空间有限难题，设计了腹支撑与盒式天平相结合的天平测量系统，将天平测量系统放置于模型外部，源头上解决了高压气源喷流系统和天平测量系统彼此干涉难题，有利于设计更加复杂高压气源喷流系统；
(2)本发明针对腹部支撑结构对流场干扰难题，优化了腹部支撑外形特征，将腹部支撑截面设计为前后尖楔中间矩形的特殊结构，从而既能保证腹部支撑的机构刚度，又能减少支撑对于流场的干扰；
(3)本发明针对喷流试验中气体喷流压力精确测量难题，设计了喷流口进气驻室，结合柔性节整流网结构，可以保证喷流气体稳定、均匀。同时驻室内配套布局压力传感器，从而有效获取喷流压力状态，有利于实现气体的精确调节；
(4)本发明针对喷流试验管路干扰难题，设计了腹支撑进气结构，利用支撑结构作用导气管路，可以有效简化高压气源喷流系统，同时设计柔性节结构能够有效降低导气管路对于模型喷流测力的干扰，从而有利于飞行器气动特性的精确测量。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是本发明实施例提供的用于风洞试验的高压力喷流测力装置的结构示意图；
图2(a)是本发明实施例提供的底座的一个结构示意图；
图2(b)是本发明实施例提供的底座的另一个结构示意图；
图2(c)是本发明实施例提供的底座的又一个结构示意图；
图3是本发明实施例提供的攻角垫块结构示意图；
图4(a)是本发明实施例提供的腹部支撑的一个结构示意图；
图4(b)是本发明实施例提供的腹部支撑的另一个结构示意图；
图4(c)是本发明实施例提供的腹部支撑的又一个结构示意图；
图4(d)是本发明实施例提供的腹部支撑的又一个结构示意图；
图4(e)是本发明实施例提供的腹部支撑的又一个结构示意图；
图4(f)是本发明实施例提供的腹部支撑的又一个结构示意图；
图5(a)是本发明实施例提供的试验模型和模型上盖的一个结构示意图；
图5(b)是本发明实施例提供的试验模型和模型上盖的另一个结构示意图；
图5(c)是本发明实施例提供的试验模型和模型上盖的又一个结构示意图；
图6(a)是本发明实施例提供的柔性节的一个结构示意图；
图6(b)是本发明实施例提供的柔性节的另一个结构示意图；
图6(c)是本发明实施例提供的柔性节的又一个结构示意图；
图7(a)是本发明实施例提供的浮动套的一个结构示意图；
图7(b)是本发明实施例提供的浮动套的另一个结构示意图；
图7(c)是本发明实施例提供的浮动套的又一个结构示意图；
图7(d)是本发明实施例提供的浮动套的又一个结构示意图；
图8(a)是本发明实施例提供的喷流口的一个结构示意图；
图8(b)是本发明实施例提供的喷流口的另一个结构示意图；
图8(c)是本发明实施例提供的喷流口的又一个结构示意图；
图8(d)是本发明实施例提供的喷流口的又一个结构示意图；
图8(e)是本发明实施例提供的喷流口的又一个结构示意图；
图9是本发明实施例提供的用于风洞试验的高压力喷流测力装置的另一结构示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
图1是本发明实施例提供的用于风洞试验的高压力喷流测力装置的结构示意图；图9是本发明实施例提供的用于风洞试验的高压力喷流测力装置的另一结构示意图。如图1和图9所示，该用于风洞试验的高压力喷流测力装置包括：底座1、盒式天平2、攻角垫块3、腹部支撑4、试验模型5、柔性节6、模型上盖7、压力传感器8和喷流口9。其中，
底座1的底部固定在风洞试验段内，底座1的顶部与盒式天平2的一端相连接；盒式天平2的另一端与攻角垫块3的底部相连接；攻角垫块3的顶部与腹部支撑4的一端相连接；腹部支撑4的另一端与试验模型5相连接；柔性节6、压力传感器8和喷流口9均设置于试验模型5的内部空腔内；柔性节6的一端与腹部支撑4的通气管路相连通；柔性节6的另一端与喷流口9的一端相连接，喷流口9的另一端与试验模型5的尾端的内壁相连接；压力传感器8设置于喷流口9上；模型上盖7与试验模型5的顶部开口相连接。
底座1的下端设计有凹槽，可以固定在风洞试验段内，底座1的上端与盒式天平2通过螺钉固定连接。攻角垫块3的下端与盒式天平2通过螺钉连接，攻角垫块3的上端与腹部支撑4通过螺钉连接。攻角垫块3形态为楔形，具有一定的角度，通过更换攻角垫块可以实现模型攻角的变化。腹部支撑4上端设计有螺纹接口，内部设计有通气管路、导线管路，因此腹部支撑4结构一方面可以实现试验模型5的固定，另一方实现高压气源的传输，同时还可以自由引出压力传感器线束。模型上盖7安装在试验模型5上，主要用于方便柔性节6的安装。在试验模型5内部设计有柔性节6，柔性节6的下端与腹部支撑4连接，柔性节6的另一端与喷流口9连接，柔性节6主要用于输送压力气体，同时又可以有效的消除导气管路对于模型测力的干扰，使得测力结果更精确。喷流口9进气处设计有驻室，可以保证喷流气体均匀，同时驻室设计有压力传感器孔，便于安装压力传感器8，实现喷流压力的实施监控。
如图2(a)、图2(b)和图2(c)所示，底座1为“工”形状结构，上端14与天平2外形尺寸一致，并且设计有螺纹孔11，螺纹孔的位置需要与天平相对应，下端13设计有孔槽12，相邻两个孔槽的中心距离与相邻两个T形槽的轴向距离相等。
天平2为六分量盒式天平，可以实现六分量气动参数(法向力、轴向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩以及滚转力矩)的测量。
如图3所示，攻角垫块3为楔形结构，攻角垫块3包括上端面32、下端面31、腹部支撑连接孔33和天平连接孔34；其中，上端面32与下端面31之间形成了α°的夹角，此夹角对应的也是风洞试验中模型的攻角α°。上端面32与腹部支撑4配合，下端面31与天平配合，同时为了连接紧固，设计了腹部支撑连接孔33以及天平连接孔34，其中腹部支撑连接孔33垂直于上端面32，天平连接孔34垂直于下端面31。攻角垫块3的底部通过天平连接孔34与盒式天平2的另一端螺钉连接；攻角垫块3的顶部通过腹部支撑连接孔33与腹部支撑4的一端相连接。
如图4(a)、图4(b)、图4(c)、图4(d)、图4(e)和图4(f)所示，腹部支撑4包括腹部支撑本体、进气口41、导线管路43和通气管路44；其中，腹部支撑本体的内部开设有进气口41、导线管路43和通气管路44；进气口41与通气管路44相连通，进气口41的长度方向与通气管路44的长度方向相垂直；导线管路43的中心轴线和通气管路44的中心轴线平行。腹部支撑4集成了模型支撑、导气管路、以及传感器走线功能，因此设计了进气口41、导线管路43、通气管路44，导线管路43与通气管路44的中轴线平行，同时为了保证飞行器模型的完整性，支杆与模型配合处42需要与模型外形一致。为了保证腹部支撑4的结构强度，同时减少对于流场的干扰，腹部支撑4的截面为前后尖楔中间段矩形的特殊结构，其中迎风面尖楔张开角δ≤30°，背风面尖楔张开角β≤40°，矩形宽度a≥20cm。
如图5(a)、图5(b)、图5(c)所示，试验模型5包括模型后段51和模型前段52；其中，模型后段51和模型前段52相连接。试验模型5为了便于加工，采取分段式设计，包含模型后段51和模型前段52，前后段通过柱配合连接，并通过销子固定。模型上盖7用于便于柔性节6的安装，同时为了维持模型外形的完整性，模型上盖需要与试验模型外形一致。
如图6(a)、图6(b)、图6(c)所示，柔性节6包括驻室法兰盘61、卡簧62、整流网63、浮动套64、腹部支撑法兰盘65和波纹管66；其中，驻室法兰盘61与波纹管66的一端相连接，腹部支撑法兰盘65与波纹管66的另一端相连接；浮动套64套设于波纹管66的外表面，整流网63和卡簧62依次设置于驻室法兰盘61的内腔。
金属波纹管66两端分别套接驻室法兰盘61和腹部支撑法兰盘65，驻室法兰盘61和腹部支撑法兰盘65外壁分别与浮动套64内壁柱配合，内壁分别与波纹管66外壁柱配合，两者可用于实现波纹管的刚性支撑。驻室法兰盘61内腔，从内到外依次安装整流网63和卡簧62，其中整流网63主要用于稳定气流，使喷流气体压力均匀，卡簧62主要用于整流网的固定。
基于柔性节的装配条件，其约束条件如下：
d≥mD4
d4≥nD6
d1＝d5＝d6
其中，d为试验模型5内腔直径，D4为浮动套外径，m为安全余量，通常取1.2-1.5，d4为浮动套外径，D6为波纹管内径，n为安全余量，通常取1.05-1.1，d1为驻室法兰盘内径，d5为腹部支撑法兰盘内径，d6为波纹管内径。
通过上述约束条件，具有以下效果：
密封性良好：极大提升柔性节密封效果，从而保证末端喷流气体的稳定性，以及试验模型的安全性。
便于安装：柔性节具备小范围的变形功能，从而极大的降低了模型加工精度要求，同时限定了柔性节的尺寸要求，便于地面条件安装和调试。
如图7(a)、图7(b)、图7(c)、图7(d)所示，浮动套(64)的内壁设置有多组U型镂空结构。其中，
每组U型镂空结构包括沿圆周方向的弧形槽和沿轴向的两个直线槽；其中，所述弧形槽的两端分别与每端相对应的直线槽相连接。
浮动套64为筒状结构，筒壁设有多组U型镂空结构，所述U型镂空结构包括沿圆周方向弧形槽和沿轴向的直线槽，弧形槽两端分别与2个直线槽连接，其中U型镂空结构641和U型镂空结构642错位90°，从而上下方向、左右方向均能实现小范围的位移。浮动套法兰孔643便于与驻室法兰盘连接。
如图8(a)、图8(b)、图8(c)、图8(d)、图8(e)所示，喷流口9包括驻室91和喷流出口92；其中，驻室91的一端与驻室法兰盘61相连接，驻室91的另一端与喷流出口92相连接。驻室91开设有压力传感器孔93；其中，压力传感器8设置于压力传感器孔93上。
喷流口9设计通过柱配合与试验模型5、柔性节6通过柱配合连接，并通过销子固定。因为柔性节6具备一定的形变量，因此喷流口9安装不存在过渡配合问题。为了保证喷流气体的均匀性，设计了驻室91，驻室91和喷流出口92面积满足应满下列公式：
SChamber≥kaSExit；
其中，SChamber是驻室内腔横截面积，SExit为喷流出口横截面积；k为收缩常数，通常取4；a为完全系数，通常取1.2-2。
为了精确获取喷流气体压力参数，设计了压力传感器孔位93，便于安装压力传感器8，从而实现喷流气体的实时监控。
腹部支撑上端设计有螺纹接口，内部设计有通气管路、导线管路，因此腹部支撑结构一方面可以实现模型的固定，另一方实现高压气源的传输，同时还可以自由引出传感器线束。腹部支撑截面为前后尖楔中间矩形的特殊结构，从而既能保证腹部支撑的机构刚度，又能减少支撑对于流场的干扰。模型上端采取开口式设计，便于柔性节的安装，并且可以通过模型上盖进行封闭。在模型内部设计有柔性节，柔性节下端与腹部支撑连接，另一端与喷流口连接，柔性节主要用于输送压力气体，同时又可以有效的消除导气管路对于模型测力的干扰，使得测力结果更精确。喷流口进气处设计有驻室，可以保证喷流气体均匀，同时驻室设计有压力传感器孔，便于安装压力传感器，实现喷流压力的实时监控。本发明创新性的设计了一种用于风洞试验的高压喷流测力系统，通过盒式天平、腹部支撑相结合的方式，将测量系统设计在模型体外，解决了喷流试验中内部可利用空间缺乏难点，同时设计了柔性节传输气体，解决了喷流测力试验中导气管路对于模型的测力干扰难题。此外，喷流系统中设计了驻室结构以及传感器结构，不仅可以保证大容量气流的稳定输出，而且可以实现压力气流的精确监控。该发明结构紧凑，便于加工，具有较强的可行性。
本发明针对飞行器模型内腔空间有限难题，设计了腹支撑与盒式天平相结合的天平测量系统，将天平测量系统放置于模型外部，源头上解决了高压气源喷流系统和天平测量系统彼此干涉难题，有利于设计更加复杂高压气源喷流系统；本发明针对腹部支撑结构对流场干扰难题，优化了腹部支撑外形特征，将腹部支撑截面设计为前后尖楔中间矩形的特殊结构，从而既能保证腹部支撑的机构刚度，又能减少支撑对于流场的干扰；本发明针对喷流试验中气体喷流压力精确测量难题，设计了喷流口进气驻室，结合柔性节整流网结构，可以保证喷流气体稳定、均匀。同时驻室内配套布局压力传感器，从而有效获取喷流压力状态，有利于实现气体的精确调节；本发明针对喷流试验管路干扰难题，设计了腹支撑进气结构，利用支撑结构作用导气管路，可以有效简化高压气源喷流系统，同时设计柔性节结构能够有效降低导气管路对于模型喷流测力的干扰，从而有利于飞行器气动特性的精确测量。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种用于风洞试验的高压力喷流测力装置，其特征在于包括：底座(1)、盒式天平(2)、攻角垫块(3)、腹部支撑(4)、试验模型(5)、柔性节(6)、模型上盖(7)、压力传感器(8)和喷流口(9)；其中，
所述底座(1)的底部固定在风洞试验段内，所述底座(1)的顶部与所述盒式天平(2)的一端相连接；
所述盒式天平(2)的另一端与所述攻角垫块(3)的底部相连接；
所述攻角垫块(3)的顶部与所述腹部支撑(4)的一端相连接；
所述腹部支撑(4)的另一端与所述试验模型(5)相连接；
所述柔性节(6)、所述压力传感器(8)和所述喷流口(9)均设置于所述试验模型(5)的内部空腔内；
所述柔性节(6)的一端与所述腹部支撑(4)的通气管路相连通；
所述柔性节(6)的另一端与所述喷流口(9)的一端相连接，所述喷流口(9)的另一端与所述试验模型(5)的尾端的内壁相连接；
所述压力传感器(8)设置于所述喷流口(9)上；
所述模型上盖(7)与所述试验模型(5)的顶部开口相连接。
2.根据权利要求1所述的用于风洞试验的高压力喷流测力装置，其特征在于：所述攻角垫块(3)为楔形结构，所述攻角垫块(3)的楔形角等于风洞试验中模型的攻角。
3.根据权利要求2所述的用于风洞试验的高压力喷流测力装置，其特征在于：所述攻角垫块(3)包括上端面(32)、下端面(31)、腹部支撑连接孔(33)和天平连接孔(34)；其中，
所述上端面(32)和所述下端面(31)之间形成的夹角为楔形角；
所述攻角垫块(3)的底部通过所述天平连接孔(34)与所述盒式天平(2)的另一端螺钉连接；
所述攻角垫块(3)的顶部通过所述腹部支撑连接孔(33)与所述腹部支撑(4)的一端相连接；
所述腹部支撑连接孔(33)的中心轴线垂直于所述上端面(32)，所述天平连接孔(34)的中心轴线垂直于所述下端面(31)。
4.根据权利要求1所述的用于风洞试验的高压力喷流测力装置，其特征在于：所述腹部支撑(4)包括腹部支撑本体、进气口(41)、导线管路(43)和通气管路(44)；其中，
所述腹部支撑本体的内部开设有进气口(41)、导线管路(43)和通气管路(44)；
所述进气口(41)与所述通气管路(44)相连通，所述进气口(41)的长度方向与所述通气管路(44)的长度方向相垂直；
所述导线管路(43)的中心轴线和所述通气管路(44)的中心轴线平行。
5.根据权利要求1所述的用于风洞试验的高压力喷流测力装置，其特征在于：所述试验模型(5)包括模型后段(51)和模型前段(52)；其中，所述模型后段(51)和所述模型前段(52)相连接。
6.根据权利要求1所述的用于风洞试验的高压力喷流测力装置，其特征在于：所述柔性节(6)包括驻室法兰盘(61)、卡簧(62)、整流网(63)、浮动套(64)、腹部支撑法兰盘(65)和波纹管(66)；其中，
所述驻室法兰盘(61)与所述波纹管(66)的一端相连接，所述腹部支撑法兰盘(65)与所述波纹管(66)的另一端相连接；
所述浮动套(64)套设于所述波纹管(66)的外表面；
所述整流网(63)和所述卡簧(62)依次设置于所述驻室法兰盘(61)的内腔。
7.根据权利要求6所述的用于风洞试验的高压力喷流测力装置，其特征在于：所述浮动套(64)的内壁设置有多组U型镂空结构；其中，
每组U型镂空结构包括沿圆周方向的弧形槽和沿轴向的两个直线槽；其中，所述弧形槽的两端分别与每端相对应的直线槽相连接。
8.根据权利要求6所述的用于风洞试验的高压力喷流测力装置，其特征在于：所述喷流口(9)包括驻室(91)和喷流出口(92)；其中，
所述驻室(91)的一端与所述驻室法兰盘(61)相连接，所述驻室(91)的另一端与所述喷流出口(92)相连接。
9.根据权利要求8所述的用于风洞试验的高压力喷流测力装置，其特征在于：所述驻室(91)开设有压力传感器孔(93)；其中，所述压力传感器(8)设置于所述压力传感器孔(93)上。
10.根据权利要求8所述的用于风洞试验的高压力喷流测力装置，其特征在于：所述驻室(91)的内腔横截面积和喷流出口(92)的横截面积满足如下公式：
SChamber≥kaSExit；
其中，SChamber为所述驻室(91)的内腔横截面积，SExit为喷流出口(92)的横截面积，k为收缩常数，a为完全系数。
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