CN208947639U - 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置,包括模型装置和喷流装置。该装置基于一体化设计思想，综合考虑了试验装置对模型支撑、喷流供气、分离距离调整和保证级间区域外形相似的要求，所设计的修形后的飞行器前体具备模型支撑、喷流供气和分离距离调整的功能，且保证了级间区域外形的相似性，所设计的供气转接杆具备模型支撑和喷流供气的功能，整套试验装置易于装拆，使用方便。本实用新型的风洞试验装置解决了当前试验面临的模型支撑、分离距离调整、反推喷流模拟等关键技术问题，保证了整流罩的相似性，未引入额外的难以修正的干扰，获得了反推喷流与来流相互作用下可靠的整流罩气动载荷数据。

Description

用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置

技术领域

本实用新型属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置。

背景技术

吸气式高超声速飞行器采用超燃冲压发动机为动力，可在大气层内做高超声速飞行。但超燃冲压发动机只能在高超声速条件下启动，在设计点飞行条件下才能发挥最佳性能。因此，需采用火箭将吸气式高超声速飞行器助推至设计点飞行条件。

某吸气式高超声速飞行器在到达设计点飞行条件之前的助推过程中，采用旋成体整流罩防护该飞行器的前体、进气道及其相关设备，免受气动力、气动热等严酷环境的破坏。设计点飞行条件具备后，以小型反推火箭为动力在大气层内整体高速分离，即：首先启动整流罩上沿周向均布的三个反推火箭发动机，将整流罩从飞行器上向前拔出，待分开一定距离后关闭反推火箭发动机，再启动整流罩上侧下方的一个侧推火箭发动机，将整流罩往侧向抛离，从而完成整流罩分离的全过程。与高空空气稀薄环境下分离动压非常小的航天分离不同，在稠密大气层内整流罩拔罩分离的动压高达几十kPa，整流罩的气动特性和静稳定性特性将被小型反推火箭喷流与来流的相互作用严重影响。通过风洞试验获得分离过程中整流罩的气动特性和静稳定性特性，对分离仿真和分离方案设计具有重要意义。

在以往开展的高超声速级间分离模拟试验中，通常采用尾支杆支撑一级模型，采用腹支板支撑二级模型。由于腹支板干扰的影响，使得一级、二级模型的气动载荷发生偏移，零度攻角时一级、二级模型的法向力系数和俯仰力矩系数都应该是0，但腹支板干扰使得这两个系数都不为零。试验中一般采用“过零”修正方法，即将零度攻角下的法向力系数和俯仰力矩系数作为腹支板干扰导致的增量，用来修正其他攻角下的法向力系数和俯仰力矩系数，但恒定不变的修正量在非零攻角下本身存在一定程度的误差，适用性有限。如果在某吸气式高超声速飞行器整流罩分离模拟试验中采用常规支撑方式，反推喷流干扰效应将与腹支板干扰影响相互耦合，无法区分，使得腹支板干扰的影响量难以修正或扣除。

发明内容

本实用新型所要解决的技术问题是提供用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置。

本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置，其特点是：所述的试验装置包括模型装置和喷流装置；

所述的模型装置包括整流罩头部、整流罩尾部、通孔盖板、六分量环式天平、供气转接杆、修形后的飞行器前体、修形后的飞行器机身、内流道导流块、尾支杆和天平压紧螺母；所述的内流道导流块和尾支杆一体加工成整体，修形后的飞行器机身安装在内流道导流块上，修形后的飞行器前体安装在修形后的飞行器机身上，供气转接杆安装在修形后的飞行器前体上，六分量环式天平安装在供气转接杆上，整流罩尾部安装在六分量环式天平上，整流罩头部安装在整流罩尾部上，通孔盖板安装在整流罩头部上，构成模型装置；

所述的喷流装置包括反推喷管、供气转接杆、修形后的飞行器前体、紫铜管路和螺纹反向螺母；紫铜管路安装在修形后的飞行器前体的后端，供气转接杆安装在修形后的飞行器前体的前端，反推喷管通过螺纹反向螺母安装在供气转接杆上，各个接触面均采用紫铜垫圈密封，构成喷流装置；紫铜管路与外界气源连通，将外界气源的常温压缩空气导入到修形后的飞行器前体，经供气转接杆进入反推喷管。

所述的供气转接杆后端的法兰盘上有两组安装定位孔，内圈均布的内六角沉孔和销钉孔用于将六分量环式天平固定在供气转接杆上，外圈均布的内六角沉孔和销钉孔用于将供气转接杆固定在修形后的飞行器前体上。

所述的修形后的飞行器前体有4个，各修形后的飞行器前体所调整的分离距离分别为0.0D、0.8D、1.6D和2.2D，D为飞行器机身直径，各修形后的飞行器前体内部均有供气通孔，供气通孔的一端与紫铜管路连通，供气通孔的另一端供气转接杆连通。

所述的反推喷管的锥形喷口斜切，斜切的角度与整流罩头部的锥角相同；反推喷管的短边出口横截面与喷管喉道横截面的关系符合喷流压比相等和喷流动量相似的模拟准则。

所述的通孔盖板允许反推喷管从模型内部伸出，通孔盖板与反推喷管不接触，留有约0.7mm的缝隙，避免反推喷流的直接推力作用在六分量环式天平上。

所述六分量环式天平的内部为中空结构，允许供气转接杆无接触穿过。

所述的修形后的飞行器机身，从内流道扩张段的适当位置截去飞行器机身的后半部，所保留机身部分保证内流道和外形不变，以简化试验模型；为安放紫铜管路，机身上半部开槽；为减轻模型重量，机身后端加工了减重孔。

所述的内流道导流块上布置了导流槽和导流锥，将气流从飞行器内流道中导出，导流槽出口面积足够大，确保内流道导流块不影响飞行器内流道的通气性能。

所述的反推喷管是喷流装置的核心部件，用于模拟反推火箭发动机的燃气喷流，包含3个斜切的锥形喷口，1个共用的驻室和压力监测孔，压力监测孔在喷流压力调试时用于安装压力传感器，以判断驻室压力是否满足要求；反推喷管与供气转接杆之间，采用小凸起和小凹槽做周向定位，采用螺纹反向螺母拉紧。

所述的反推喷管的锥形喷口，在反推火箭发动机出口形状和燃气喷流参数的基础上，依据喷流压比相等和喷流动量相似模拟准则设计。因喷管斜切，在锥形喷口短边出口之后的区域，喷流参数在垂直于喷管轴线的横截面上不均匀。喷管设计时，将锥形喷口短边出口处的横截面作为喷管的理论出口，以该横截面上的喷流参数为反推喷流模拟的输入参数。

本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置在试验中根据分离距离的要求选用4个飞行器前体，起到调整4个不同的分离距离、保持级间段外形和冷喷流供气的作用。

本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置具有以下优点：

1.支撑零件全部位于整流罩的内部，未被破坏整流罩的完整性，反推喷流与来流相互作用的干扰流场未被其他干扰因素破坏。

2.飞行器进气道唇口附近的前体构型基本得以保留，未破坏飞行器唇口附近的流场，不影响飞行器内流道的通气性能。

3.在每个分离距离下都实现了分离距离的保型调整，都尽量保持了级间区域飞行器外形的相似性，减小了模拟的失真度。

本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置是基于一体化思想设计的模型和喷流装置，解决了当前试验面临的模型支撑、分离距离调整、反推喷流模拟等关键技术问题，保证了整流罩的相似性，未引入额外的难以修正的干扰，获得了反推喷流与来流相互作用下可靠的整流罩气动载荷数据。

附图说明

图1 为本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置的结构示意图（主视图）；

图2 为本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置的结构示意图（剖视图）；

图3 为本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置中的模型装置局部放大图；

图4 为本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置中的喷流装置局部放大图；

图5为本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置中的修形后的飞行器前体示意图（0.0D）；

图6为本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置中的修形后的飞行器前体示意图（0.8D）；

图7为本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置中的修形后的飞行器前体示意图（1.6D）；

图8为本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置中的修形后的飞行器前体示意图（2.2D）；

图9为本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置中的斜切喷管局部放大图；

图中，1.整流罩头部 2.整流罩尾部 3.通孔盖板 4.六分量环式天平 5.供气转接杆 6.修形后的飞行器前体 7.修形后的飞行器机身 8.内流道导流块 9.尾支杆10.天平压紧螺母 11.反推喷管 12.紫铜管路 13.螺纹反向螺母。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本实用新型进行详细的描述。

如图1~4所示，本实用新型的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置包括模型装置和喷流装置；

所述的模型装置包括整流罩头部1、整流罩尾部2、通孔盖板3、六分量环式天平4、供气转接杆5、修形后的飞行器前体6、修形后的飞行器机身7、内流道导流块8、尾支杆9和天平压紧螺母10；所述的内流道导流块8和尾支杆9一体加工成整体，修形后的飞行器机身7安装在内流道导流块8上，修形后的飞行器前体6安装在修形后的飞行器机身7上，供气转接杆5安装在修形后的飞行器前体6上，六分量环式天平4安装在供气转接杆5上，整流罩尾部2安装在六分量环式天平4上，整流罩头部1安装在整流罩尾部2上，通孔盖板3安装在整流罩头部上，构成模型装置；

所述的喷流装置包括反推喷管11、供气转接杆5、修形后的飞行器前体6、紫铜管路12和螺纹反向螺母13；紫铜管路12安装在修形后的飞行器前体6的后端，供气转接杆5安装在修形后的飞行器前体6的前端，反推喷管11通过螺纹反向螺母13安装在供气转接杆5上，各个接触面均采用紫铜垫圈密封，构成喷流装置；紫铜管路12与外界气源连通，将外界气源的常温压缩空气导入到修形后的飞行器前体6，经供气转接杆5进入反推喷管11。

所述的供气转接杆5后端的法兰盘上有两组安装定位孔，内圈均布的内六角沉孔和销钉孔用于将六分量环式天平4固定在供气转接杆5上，外圈均布的内六角沉孔和销钉孔用于将供气转接杆5固定在修形后的飞行器前体6上。

如图5~8所示，所述的修形后的飞行器前体6有4个，各修形后的飞行器前体6所调整的分离距离分别为0.0D、0.8D、1.6D和2.2D，D为飞行器机身直径，各修形后的飞行器前体6内部均有供气通孔，供气通孔的一端与紫铜管路12连通，供气通孔的另一端供气转接杆5连通。

如图9所示，所述的反推喷管11的锥形喷口斜切，斜切的角度与整流罩头部1的锥角相同；反推喷管11的短边出口横截面与喷管喉道横截面的关系符合喷流压比相等和喷流动量相似的模拟准则。

实施例1

本实施例首先组装喷流装置，安装在修形后的飞行器机身上，待完成喷流压力调试后，再将喷流装置与模型装置组装在一起，构成完整的试验装置。

1.组装喷流装置及喷流压力调试，按以下步骤完成：

1a.紫铜管路12穿过修形后的飞行器机身7前端的中心孔，与0.0D的修形后的飞行器前体6以法兰方式对接，内六角螺钉紧固，紫铜垫圈密封；

1b.0.0D的修形后的飞行器前体6以柱面配合，销钉定位的方式，安装在修形后的飞行器机身7上，飞行器机身通过内流道导流块8和尾支杆9安装在风洞攻角机构上；

1c.供气转接杆5以法兰对接、内六角螺钉紧固、紫铜垫圈密封的方式安装在0.0D的修形后的飞行器前体6的前端；

1d.反推喷管11通过螺纹反向螺母13安装在供气转接杆5前端，以紫铜垫圈密封；

1e.喷流装置组装完毕，将紫铜管路12接到风洞洞壁气源，在反推喷管上安装监测驻室压力的传感器；

1f.试通气，检查供气管路和喷流装置是否漏气，检漏完毕后，将反推喷管11的驻室压力调试至目标值，记录风洞冷喷流控制系统参数；

1g.更换2.2D的修形后的飞行器前体6，重复步骤1a～1f，获得使用该规格的飞行器前体时，反推喷管驻室目标压力对应的风洞冷喷流控制系统参数。

1h.根据使用0.0D和2.2D的修形后的飞行器前体时，风洞冷喷流控制系统参数，线性插值得到使用0.8D和1.6D的修形后的飞行器前体时，反推喷管驻室目标压力所对应的风洞冷喷流控制系统参数。

2.喷流压力调试完毕后，将喷流装置和模型装置组装在一起，构成试验装置，开展风洞试验，按以下步骤完成：

2a.将加工成整体的内流道导流块8与尾支杆9安装在风洞的攻角机构上；

2b.修形后的飞行器机身7以内六角螺钉紧固的方式安装在内流道导流块8上；

2c.紫铜管路12穿过修形后的飞行器机身7前端的中心孔，与0.0D的修形后的飞行器前体6以法兰方式对接，内六角螺钉紧固，紫铜垫圈密封；

2d.0.0D的修形后的飞行器前体6以柱面配合，销钉定位的方式，安装在修形后的飞行器机身7上；

2e.六分量环式天平4以法兰对接、内六角螺钉紧固、销钉定位的方式安装在供气转接杆5的后端，供气转接杆5从六分量环式天平4的内部穿过；

2f.供气转接杆5在其后端以法兰对接、内六角螺钉紧固、销钉定位、紫铜垫圈密封的方式安装在0.0D的修形后的飞行器前体6的前端；

2g.整流罩尾部2套装在六分量环式天平4的前端，锥面配合，平键定位，天平压紧螺母10紧固；

2h.反推喷管11通过螺纹反向螺母13安装在供气转接杆5前端，以紫铜垫圈密封，采用凸起和凹槽定位；

2i.整流罩头部1以柱面配合，销钉定位的方式安装在整流罩尾部2上，通孔盖板3采用小螺钉安装在整流罩头部1；

2j.开展风洞试验，采集处理试验数据；

2k.按照与安装相反的顺序，拆卸试验装置，直至0.0D的修形后的飞行器前体6被拆卸，为更换0.8D、1.6D和2.2D的修形后的飞行器前体6做准备，其中六分量环式天平4和供气转接杆5之间的连接不用拆卸，以减少工作量；

2l.更换0.8D、1.6D和2.2D的修形后的飞行器前体6时，重复步骤2c～2i，然后开展相应的风洞试验。

本实用新型不局限于上述具体实施方式，所属技术领域的技术人员从上述构思出发，不经过创造性的劳动，所作出的种种变换，均落在本实用新型的保护范围之内。

Claims (4)

1.用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置，其特征在于：所述的试验装置包括模型装置和喷流装置；

所述的模型装置包括整流罩头部（1）、整流罩尾部（2）、通孔盖板（3）、六分量环式天平（4）、供气转接杆（5）、修形后的飞行器前体（6）、修形后的飞行器机身（7）、内流道导流块（8）、尾支杆（9）和天平压紧螺母（10）；所述的内流道导流块（8）和尾支杆（9）一体加工成整体，修形后的飞行器机身（7）安装在内流道导流块（8）上，修形后的飞行器前体（6）安装在修形后的飞行器机身（7）上，供气转接杆（5）安装在修形后的飞行器前体（6）上，六分量环式天平（4）安装在供气转接杆（5）上，整流罩尾部（2）安装在六分量环式天平（4）上，整流罩头部（1）安装在整流罩尾部（2）上，通孔盖板（3）安装在整流罩头部上，构成模型装置；

所述的喷流装置包括反推喷管（11）、供气转接杆（5）、修形后的飞行器前体（6）、紫铜管路（12）和螺纹反向螺母（13）；紫铜管路（12）安装在修形后的飞行器前体（6）的后端，供气转接杆（5）安装在修形后的飞行器前体（6）的前端，反推喷管（11）通过螺纹反向螺母（13）安装在供气转接杆（5）上，各个接触面均采用紫铜垫圈密封，构成喷流装置；紫铜管路（12）与外界气源连通，将外界气源的常温压缩空气导入到修形后的飞行器前体（6），经供气转接杆（5）进入反推喷管（11）。

2.根据权利要求1所述的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置，其特征在于：所述的供气转接杆（5）后端的法兰盘上有两组安装定位孔，内圈均布的内六角沉孔和销钉孔用于将六分量环式天平（4）固定在供气转接杆（5）上，外圈均布的内六角沉孔和销钉孔用于将供气转接杆（5）固定在修形后的飞行器前体（6）上。

3.根据权利要求1所述的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置，其特征在于：所述的修形后的飞行器前体（6）有4个，各修形后的飞行器前体（6）所调整的分离距离分别为0.0D、0.8D、1.6D和2.2D，D为飞行器机身直径，各修形后的飞行器前体（6）内部均有供气通孔，供气通孔的一端与紫铜管路（12）连通，供气通孔的另一端供气转接杆（5）连通。

4.根据权利要求1所述的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置，其特征在于：所述的反推喷管（11）的锥形喷口斜切，斜切的角度与整流罩头部（1）的锥角相同；反推喷管（11）的短边出口横截面与喷管喉道横截面的关系符合喷流压比相等和喷流动量相似的模拟准则。