CN117848655A - 一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，包括头锥、套筒A、套筒B、柱段、尾裙和燃气发生装置。头锥通过销钉与套筒A连接；套筒A为圆筒形状，通过销钉与头锥及套筒B连接，套筒A侧壁有与燃气发生装置喷管配合的圆孔，内侧悬臂平板结构有螺钉孔，与燃气发生装置通过螺钉连接固定；套筒B为圆筒形状，上游通过销钉与套筒A连接、下游通过销钉与柱段连接；柱段上下游均有销钉孔，上游通过销钉与套筒B连接，下游通过销钉与尾裙连接，柱段上游有与燃气发生装置配合的端面，柱段另有销钉孔与螺钉孔用于与天平配合连接；燃气发生装置底部安装有测压传感器、测温传感器与点火器。本发明能够用于热喷干扰风洞测力试验。
Description
技术领域
本发明属于喷流干扰试验技术领域，涉及一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，尤其涉及一种用于风洞环境下的热喷流参数稳定的干扰风洞试验燃气发生装置。
背景技术
RCS(Reaction Control System)技术是通过喷流反作用力实现高机动变轨、姿态调控的关键技术，基于用途的不同，RCS技术大体可以分为两类：为飞船返回舱(神舟、嫦娥)、航天飞机(X-37B)或滑翔飞行器(HTV-2)提供控制力/力矩以调控俯仰、偏航滚转方向姿态的姿控喷流；使用于THAAD等高速拦截弹、AIT临近空间拦截弹，以实现大过载、高机动变轨拦截的轨控喷流。RCS喷流由燃气发动机产生，高温燃气喷流与来流相互作用将导致非常复杂的激波/边界层干扰分离流动，涉及高温、化学非平衡与二次燃烧等效应，喷流干扰改变了飞行器的表面载荷分布，产生附加干扰力(力矩)，干扰力(力矩)的变化规律具有很强的非线性。准确预估喷流干扰力(力矩)以及强非线性规律是飞行器精确控制系统设计的关键。然而喷流干扰不仅与来流参数及喷流参数有关，而且与来流与喷流的组合参数有关，相似参数众多。
此前针对姿控喷流干扰流场的模拟，采用压力比、动量比相似的常温空气喷流开展模拟，不考虑燃气自身的高温特性、二次燃烧等效应，即可达到很好的模拟效果，并已应用在多种型号任务中，如阿波罗飞船、我国的神舟返回舱。对于轨控喷流而言，由于喷流流量大，喷管位置通常位于弹体质心附近(姿控喷管通常位于弹体尾部)，在相同的来流条件下，干扰范围比姿控喷流明显增大，喷流与来流之间的干扰更为强烈，对飞行器整体及部件(如翼、舵、体襟翼等)的气动特性产生更强干扰，干扰规律更为复杂，冷/热喷流干扰流场差异显著增加，并对飞行器整体及部件的气动特性产生重要影响。
未来发展的新型高超声速飞行器向更快、更高、更准方向发展，对用于总体与控制系统设计的喷流实际控制力特性数据的准确性要求更高，需要深入掌握其气动力/热干扰机理和规律，以满足高超飞行器低冗余度设计、高精准度控制需求。由于热喷干扰自身的复杂性以及地面试验能力不足，到目前为止相关数值方法无法得到有效验证，热喷干扰效应的预测能力及机理认识不足，因此，必须开展热喷效应的定量试验验证技术的研发。
此前，国内的热喷干扰试验研究主要以固体发动机或路德维希管提供高温燃气流的热喷试验，结果大多为定性分析。同时由于旋成体模型内部空间有限，而使用甲烷/空气的燃气发生装置不能过小，导致旋成体模型内部结构设计与燃气发生装置参数测量难度大。过去未见有采用燃气发生装置的热喷干扰风洞试验的旋成体外形测力试验装置。
发明内容
本发明的目的是解决此前热喷干扰风洞试验不能开展定量研究及在旋成体模型内部难以安装、测量的问题，提出一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置。
为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，包括头锥、套筒A、套筒B、柱段、尾裙和燃气发生装置；
头锥为锥形腔体，后端有直径小于弹身外径的连接段，连接段侧壁有与套筒A配合的销钉孔，通过销钉与套筒A连接；套筒A为圆筒形状，侧壁上游与下游均有销钉孔，通过销钉与头锥连接段及套筒B连接，套筒A侧壁有与燃气发生装置喷管配合的圆孔，内侧悬臂平板结构设计有螺钉孔，与燃气发生装置通过螺钉连接固定；套筒B为圆筒形状，侧壁上下游均有销钉孔，上游通过销钉与套筒A连接、下游通过销钉与柱段连接；柱段上下游均有销钉孔，上游通过销钉与套筒B连接，下游通过销钉与尾裙连接，柱段上游有与燃气发生装置配合的端面，端面可通过螺钉连接，柱段另有两个销钉孔与两个螺钉孔用于与测试用天平配合连接；燃气发生装置为L型，喷管出口与燃烧室水平段垂直，喷管与套筒A配合，并通过螺钉固定，燃烧室上游有与柱段配合的法兰，并通过螺钉连接。本发明能够用于热喷干扰风洞测力试验。
优选的，头锥与套筒A、套筒A与套筒B、套筒B与柱段、柱段与尾裙之间均通过销钉、销孔固定，且所有销孔均位于喷管喷口对侧位置。
优选的，燃气发生装置头部设计有甲烷、空气进气孔，采用甲烷/空气燃烧方式产生燃气。
优选的，柱段与燃气发生装置连接端面上设计有走线孔，测压传感器、测温传感器及点火器的线路通过走线孔从后端腔体伸出，与外部采集装置连接。
优选的，所述柱段内腔包括连通的上游柱状空腔和下游柱状空腔，上游柱状空腔内径小于下游柱状空腔，测试用天平固定在下游柱状空腔。
优选的，下游柱状空腔侧壁上设计有销孔和螺钉孔，分别用于通过销钉和螺钉与测试用天平连接。
优选的，下游柱状空腔侧壁上共有两个销孔和两个螺钉孔，两个销孔沿下游柱状空腔轴线对称，两个螺钉孔沿下游柱状空腔轴线对称，四个孔呈“十”字布置。
优选的，燃气发生装置喷管出口能够根据试验需要设计成不同的喷管型面与喉道。
优选的，头锥、套筒A、套筒B、柱段、尾裙和燃气发生装置材料均为不锈钢。
本发明至少包括以下有益效果：
(1)本发明设计了用于热喷干扰风洞测力试验的旋成体外形测力试验装置，解决了甲烷/空气燃气发生装置与风洞环境下测力模型的安装、测量问题。
(2)本发明的燃气发生装置与套筒固定方式，解决了燃气发生装置喷管与弹体表面安装配合的问题，且可根据试验需要将喷管设计成不同的型面与尺寸。
(3)本发明将采用甲烷/空气混合燃烧的燃气发生装置安装于旋成体风洞试验模型内部，设计可用于风洞测力试验的热喷干扰旋成体模型，测量燃气驻室总压、总温，模型气动力/力矩，旨在获得热喷流参数稳定的干扰风洞侧力/力矩试验结果，实现了热喷效应的定量试验。本发明燃气发生装置可根据试验工况要求，开展不同混合比、燃烧室压力及温度条件下热喷干扰研究。
附图说明
图1为旋成体外形测力试验装置的结构示意图；
图2为头锥示意图；
图3为套筒A示意图；
图4为套筒B示意图；
图5为柱段示意图；
图6为尾裙示意图；
图7为燃气发生装置示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
应当理解，本发明所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。
基于热喷干扰风洞试验的要求，本发明专门设计与制作了用于热喷干扰风洞试验的旋成体外形测力试验装置。如图1-7所示，本发明提供的旋成体外形测力试验装置，包括头锥1、套筒A2、套筒B 3、柱段4、尾裙6和燃气发生装置5。
头锥1，其有销钉孔，套筒A上游与头锥套接后，两者通过销钉固定。套筒A2与套筒B3外径相同，套筒A下游外壁减薄，套筒B套接在套筒A减薄部分外侧，套筒B和套筒A配合部分对应设计有销钉孔，两者通过销钉固定，固定后套筒A与套筒B外径相同，两者形成圆柱段。套筒A2侧壁设计有与燃气发生装置喷管配合的圆孔，套筒A上游内侧一体化加工有悬臂平板。柱段4上游与套筒B下游套接，且柱段4与套筒B配合部分对应设计有销钉孔，两者通过销钉固定，柱段4上游端面有螺钉孔。柱段4下游与尾裙6套接形成尾裙段，柱段4与尾裙6套接位置设计有销钉孔，两者通过销钉固定。安装到位后从尾裙后端面向头锥内部形成驻室内腔。燃气发生装置5安装在套筒A与套筒B形成的腔体中，燃气发生装置5通过头部法兰盘与柱段端面固连，燃气发生装置喷口与套筒A侧壁圆孔配合，喷口侧壁与通过螺钉与套筒A悬臂平板连接。燃气发生装置底部安装有测压传感器、测温传感器与点火器。柱段内腔包括连通的上游柱状空腔和下游柱状空腔，上游柱状空腔内径小于下游柱状空腔，测试用天平固定在下游柱状空腔。下游柱状空腔侧壁上设计有一组销孔和一组螺钉孔，分别用于通过销钉和螺钉与测试用天平连接。一组两个销孔沿下游柱状空腔轴线对称，一组两个螺钉孔沿下游柱状空腔轴线对称，四个孔呈“十”字布置。
头锥与套筒A、套筒A与套筒B、套筒B与柱段、柱段与尾裙之间均通过销钉、销孔固定，且所有销孔均位于喷管喷口对侧位置。
燃气发生装置5头部设计有甲烷、空气进气孔，采用甲烷/空气燃烧方式产生燃气。
柱段4与燃气发生装置5连接端面上设计有走线孔，测压传感器、测温传感器及点火器的线路通过走线孔从后端腔体伸出，与外部采集装置连接。
本发明中：
头锥1，头锥从下游端面到头部有内腔，其与套筒A、燃气发生装置完成安装后，燃气发生装置底部上测压、测温传感器及点火器位于头锥内腔位置，如图5所示，其中P0j为测压传感器，T0j为测温传感器。且头锥与套筒A之间的配合与原始数模外形相同。
柱段4，其为变径圆筒，其尺寸位置与销钉孔、螺钉孔位置均可根据试验需求的不同进行设计，其与燃气发生装置、套筒B及尾裙之间的配合与原始数模外形相同。
燃气发生装置6，其头部有甲烷、空气气路接口，整体结构包括喷注头部与L型燃烧室，其中喷管出口与燃烧室水平段垂直，与柱段连接固定的螺纹孔位于法兰盘上，且成环形均布，即与燃烧室轴线的绝对位置相同；其与柱段之间的配合与原始数模外形相同。
本发明采用旋成体模型与燃气发生装置，旨在完成旋成体模型内部的燃气发生装置安装、测量与结构设计问题。
在本发明的一个实施例中，一种用于热喷干扰风洞试验的旋成体外形测力试验装置包含头锥1、套筒A2、套筒B 3、柱段4、尾裙5和燃气发生装置6，其技术方案包含：
(1)设计。为热喷干扰风洞试验提供了不同旋成体外形的测力试验模型，包括结构设计、连接设计和测量设计。
(2)安装。套筒A与燃气发生装置采用螺钉连接，可固定喷管出口位置，减少喷管对模型表面外形的影响，头锥1、套筒A 2、套筒B 3、柱段4和尾裙5通过螺钉连接可以对模型外形的影响。
柱段与燃气发生装置螺钉连接后，将柱段与天平通过两个销钉与两个螺钉实现定位与连接，再将套筒A与燃气发生装置通过螺钉连接，然后将套筒B从天平后端套入，与套筒A套接并用销钉固定，将尾裙从天平后端套入，与柱段套接并通过销钉固定连接，最后将头锥与套筒A套接，并通过销钉固定。燃气发生装置喷管出口与套筒A配合后，喷管出口与套筒A光滑过度，无凸起或凹陷，模型表面的销钉均位于喷口对侧，通过这种手段减少模型表面开孔及接缝对喷流干扰流场的影响。
(3)校测。通过压力传感器，热电偶获取燃烧室压力、温度参数，通过气路质量流量计获取甲烷、氧化剂流量，结合燃气组分分析方法与数值模拟，给出定量的燃气喷流参数。
(4)应用。使用该结构研制了喷流测力试验模型，并在高超声速风洞完成了来流马赫数5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。
本发明研制一种用于热喷干扰风洞试验的旋成体外形测力试验装置，能够用于热喷干扰风洞测力试验。燃气发生装置喷管出口可以根据试验需要设计成不同的喷管型面与喉道。头锥、套筒A、套筒B、柱段、尾裙和燃气发生装置材料采用不锈钢，可以在一定时间内的满足稳定燃烧的需求。
本发明未公开内容为本领域技术人员公知常识。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，可容易地实现另外的修改，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)
1.一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，其特征在于：包括头锥、套筒A、套筒B、柱段、尾裙和燃气发生装置；
所述套筒A与套筒B套接，套接后套筒A与套筒B外径相同，两者形成圆柱段；头锥为锥形腔体，下游有直径小于弹身外径的连接段，套筒A上游与头锥连接段套接；套筒A侧壁设计有与燃气发生装置喷管配合的圆孔；柱段下游与尾裙套接形成尾裙段，柱段上游与套筒B下游套接；安装到位后从尾裙后端面向头锥内部形成驻室内腔；燃气发生装置安装在套筒A与套筒B形成的腔体中，所述燃气发生装置通过头部法兰盘与柱段端面固连，燃气发生装置喷口与套筒A侧壁圆孔配合，喷口侧壁与套筒A连接，燃气发生装置底部安装有测压传感器、测温传感器与点火器；测试用天平固定在柱段位于尾裙内的柱状空腔中。
2.根据权利要求1所述的一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，其特征在于：套筒A上游内侧一体化加工有悬臂平板，燃气发生装置喷口侧壁通过螺钉与所述悬臂平板连接。
3.根据权利要求1所述的一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，其特征在于：头锥与套筒A、套筒A与套筒B、套筒B与柱段、柱段与尾裙之间均通过销钉、销孔固定，且所有销孔均位于喷管喷口对侧位置。
4.根据权利要求1所述的一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，其特征在于：所述燃气发生装置头部设计有甲烷、空气进气孔，采用甲烷/空气燃烧方式产生燃气。
5.根据权利要求1所述的一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，其特征在于：所述柱段与燃气发生装置连接端面上设计有走线孔，测压传感器、测温传感器及点火器的线路通过走线孔从后端腔体伸出，与外部采集装置连接。
6.根据权利要求1所述的一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，其特征在于：所述柱段内腔包括连通的上游柱状空腔和下游柱状空腔，上游柱状空腔内径小于下游柱状空腔，测试用天平固定在下游柱状空腔。
7.根据权利要求6所述的一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，其特征在于：下游柱状空腔侧壁上设计有销孔和螺钉孔，分别用于通过销钉和螺钉与测试用天平连接。
8.根据权利要求7所述的一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，其特征在于：下游柱状空腔侧壁上共有两个销孔和两个螺钉孔，两个销孔沿下游柱状空腔轴线对称，两个螺钉孔沿下游柱状空腔轴线对称，四个孔呈“十”字布置。
9.根据权利要求1所述的一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，其特征在于：燃气发生装置喷管出口能够根据试验需要设计成不同的喷管型面与喉道。
10.根据权利要求1所述的一种用于热喷干扰风洞试验旋成体外形测力试验装置，其特征在于：头锥、套筒A、套筒B、柱段、尾裙和燃气发生装置材料均为不锈钢。
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