CN210375613U - 用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置。该风洞试验装置包括斜切喷管、调压转接头、五分量推力天平、通气支杆、喷管密封垫圈、天平出气端密封垫圈、天平进气端密封垫圈和定位销钉；调压转接头为正方体，调压转接头的上方具有斜切喷管安装接口，侧方具有五分量推力天平安装接口，下方具有压力监测传感器安装接口。五分量推力天平的出气端固定在调压转接头上，五分量推力天平的进气端通过螺钉固定在通气支杆上。该风洞试验装置能够测量获得斜切喷管的推力方向、推力大小和推力作用点，解决了斜切喷管推力测量的难题，可为真实火箭发动机推力的反推方法或数值计算方法提供基础数据。
Description
技术领域
本实用新型属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置。
背景技术
斜切喷管与轴对称喷管不同，喷管出口被斜切，避免了飞行器表面出现不必要的凸起，以免破坏飞行器的气动外形。高超声速飞行器(以下简称高超飞行器)斜切喷管，通常出现在高超飞行器的助推器或整流罩的反推火箭发动机上，为助推器与飞行器、或整流罩与飞行器的分离提供一部分驱动力，以便快速且安全地完成整个分离过程。反推火箭发动机的推力方向、推力大小和推力作用点是分离方案设计中的重要输入参数，需提前获悉。
对于正常的轴对称喷管，喷管出口处的喷流参数均匀，反推火箭发动机的推力方向与其轴线重合，推力大小可以通过理论公式计算获得，推力作用点理论上在喷管出口面中心处。由于喷管斜切，喷管出口处的喷流参数不均匀，反推火箭发动机的推力方向偏离其轴线，其实际的推力方向与斜切喷管出口参数和环境条件相关，其推力大小和推力作用点不太容易通过理论计算获得和确定。发动机试验台可以测量真实反推火箭发动机斜切喷管的推力方向、推力大小和推力作用点，但由于真实反推火箭发动机的体积大、推力大、结构复杂且燃气温度高等因素，在发动机试验台上测量真实反推火箭发动机推力的时间和经济成本均不小。因此，对快速且成本适中的测量高超飞行器斜切喷管推力的方案存在需求。
目前，在高超声速风洞中依据相似准则并采用缩比模型的“冷喷流”模拟方法，即在缩比模型的喷管中以常温压缩空气喷流来模拟火箭发动机的高温燃气喷流，可以较好地模拟火箭发动机高温燃气喷流的三大效应，即直接作用、引射效应和体积效应。因此，可以基于“冷喷流”模拟方法，提出一套测量高超飞行器斜切喷管推力的风洞试验装置和方法，获得风洞试验缩比模型喷管的推力方向、推力大小和推力作用点，然后采用某种方式外推获得真实的反推火箭发动机的推力方向、推力大小和推力作用点；或者采用在风洞中测得的风洞试验缩比模型喷管的推力方向、推力大小和推力作用点，校核数值计算方法，然后采用经校核验证的数值计算方法，计算获得真实的反推火箭发动机的推力方向、推力大小和推力作用点。
当前，亟需发展一种在高超声速风洞中测量缩比斜切喷管推力方向、推力大小和推力作用点的装置和方法。
实用新型内容
本实用新型所要解决的技术问题是提供一种用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置。
本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置，其特点是：所述的风洞试验装置包括斜切喷管、调压转接头、五分量推力天平、通气支杆、喷管密封垫圈、天平出气端密封垫圈、天平进气端密封垫圈和定位销钉；
所述的调压转接头为正方体，调压转接头的上方具有斜切喷管安装接口，斜切喷管通过螺钉固定在调压转接头上，斜切喷管和调压转接头之间通过喷管密封垫圈密封；在斜切喷管安装接口处布置有0°和90°两组定位销钉孔，根据试验要求，斜切喷管沿0°或90°方向安装在调压转接头上；
所述的调压转接头的侧方具有五分量推力天平安装接口，五分量推力天平的出气端通过螺钉固定在调压转接头上，五分量推力天平的出气端和调压转接头之间通过天平出气端密封垫圈密封；五分量推力天平的进气端通过螺钉固定在通气支杆上，五分量推力天平的进气端和通气支杆之间通过定位销钉定位及天平进气端密封垫圈密封；
所述的调压转接头的下方具有压力监测传感器安装接口。
所述的斜切喷管为依据“冷喷流”模拟方法的相似准则，由真实的反推火箭发动机缩比得到的风洞试验模型喷管，斜切喷管为拉瓦尔喷管，斜切喷管的收缩段和扩张段均为圆锥构形。
所述的五分量推力天平采用F141材料加工制造，五分量推力天平的轴线上安装有常温压缩空气导管，五分量推力天平测量体轴系下的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩和滚装力矩五个分量。
所述的通气支杆采用30CrMnSiA材料加工制造，通气支杆的一端与五分量推力天平的进气端相连，通气支杆的另一端与风洞支撑装置相连，通气支杆的表面具有角度测量平台，通气支杆的内部有与五分量推力天平的常温压缩空气导管相通的通气管道。
所述的喷管密封垫圈、天平出气端密封垫圈和天平进气端密封垫圈均采用紫铜材料加工制造。
本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置能够测量获得斜切喷管的推力方向、推力大小和推力作用点，解决了斜切喷管推力测量的难题，可以为获得真实火箭发动机推力的反推方法或数值计算方法提供基础数据。
附图说明
图1为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置的结构示意图 (斜切喷管0°方向安装)；
图2为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置的正向剖视图(斜切喷管0°方向安装)；
图3为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置的结构示意图 (斜切喷管90°方向安装)；
图4为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置的侧向剖视图 (斜切喷管90°方向安装)；
图5为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置的局部放大图；
图6为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置中的调压转接头示意图；
图7为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置中的斜切喷管剖视图；
图8为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置中的五分量推力天平示意图；
图9为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置中的五分量推力天平正向剖视图；
图10为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置中的通气支杆正向剖视图；
图11为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置中的斜切喷管推力在体轴系下的正视示意图(斜切喷管0°方向安装)；
图12为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置中的斜切喷管推力在体轴系下的正视示意图(斜切喷管90°方向安装)；
图13为本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置中的斜切喷管推力在体轴系下的右视示意图(斜切喷管90°方向安装)。
图中，1.斜切喷管 2.调压转接头 3.五分量推力天平 4.通气支杆 5.喷管密封垫圈 6.天平出气端密封垫圈 7.天平进气端密封垫圈 8.定位销钉。
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1～5所示，本实用新型的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置包括斜切喷管1、调压转接头2、五分量推力天平3、通气支杆4、喷管密封垫圈5、天平出气端密封垫圈6、天平进气端密封垫圈7和定位销钉8；
如图6所示，所述的调压转接头2为正方体，调压转接头2的上方具有斜切喷管1安装接口，斜切喷管1通过螺钉固定在调压转接头2上，斜切喷管1和调压转接头2之间通过喷管密封垫圈5密封；在斜切喷管1安装接口处布置有0°和90°两组定位销钉孔，根据试验要求，斜切喷管1沿0°或90°方向安装在调压转接头2上；
所述的调压转接头2的侧方具有五分量推力天平3安装接口，五分量推力天平3的出气端通过螺钉固定在调压转接头2上，五分量推力天平3的出气端和调压转接头2之间通过天平出气端密封垫圈6密封；五分量推力天平3的进气端通过螺钉固定在通气支杆4上，五分量推力天平3的进气端和通气支杆4之间通过定位销钉8定位及天平进气端密封垫圈7密封；
所述的调压转接头2的下方具有压力监测传感器安装接口。
如图7所示，所述的斜切喷管1为依据“冷喷流”模拟方法的相似准则，由真实的反推火箭发动机缩比得到的风洞试验模型喷管，斜切喷管1为拉瓦尔喷管，斜切喷管1的收缩段和扩张段均为圆锥构形。
如图8和9所示，所述的五分量推力天平3采用F141材料加工制造，五分量推力天平3 的轴线上安装有常温压缩空气导管，五分量推力天平3测量体轴系下的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩和滚装力矩五个分量。
如图10所示，所述的通气支杆4采用30CrMnSiA材料加工制造，通气支杆4的一端与五分量推力天平3的进气端相连，通气支杆4的另一端与风洞支撑装置相连，通气支杆4的表面具有角度测量平台，通气支杆4的内部有与五分量推力天平3的常温压缩空气导管相通的通气管道。
所述的喷管密封垫圈5、天平出气端密封垫圈6和天平进气端密封垫圈7均采用紫铜材料加工制造。
实施例1
本实施例的实施步骤如下：
a.依据“冷喷流”模拟方法的相似准则、真实的反推火箭发动机的喷流参数和风洞模拟静压参数，获得风洞试验缩比模型的斜切喷管1的喷流参数；五分量推力天平3校准时，常温压缩空气导管中通入与测量时压力相同的常温压缩空气；五分量推力天平3测量时，保持测量环境压力与风洞模拟静压参数相同；
b.如图11所示，斜切喷管1沿0°方向安装在调压转接头2上，定义为方向一，采用五分量推力天平3测得斜切喷管1推力的法向力分量N1，以及力矩中心位于五分量推力天平3校心的俯仰力矩分量Mz1；
c.如图12和13所示，斜切喷管1沿90°方向安装在调压转接头2上，定义为方向二，采用五分量推力天平3测得斜切喷管1产生的法向力分量N2和侧向力分量Z2，以及力矩中心位于五分量推力天平3校心的俯仰力矩分量Mz2、偏航力矩分量My2和滚转力矩分量Mx2；
d.依据N1＝N2、A1＝-Z2、Mz1＝N1×d1-A1×d3、Mx2＝-N2×d2+Z2×d3和Mz2＝N2×d1+d2这五个等式，通过测量数据计算获得轴向力分量A1以及距离d1、d2和d3，并通过偏航力矩分量My2的测量值校核斜切喷管1在方向一和方向二的安装精度；
e.根据步骤b、c、d的测量和计算数据，对方向一通过力的分解与平移，获得斜切喷管 1的推力方向和推力大小，以及斜切喷管1相对于天五分量推力天平3校心的作用点。
Claims (5)
1.用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置，其特征在于：所述的风洞试验装置包括斜切喷管(1)、调压转接头(2)、五分量推力天平(3)、通气支杆(4)、喷管密封垫圈(5)、天平出气端密封垫圈(6)、天平进气端密封垫圈(7)和定位销钉(8)；
所述的调压转接头(2)为正方体，调压转接头(2)的上方具有斜切喷管(1)安装接口，斜切喷管(1)通过螺钉固定在调压转接头(2)上，斜切喷管(1)和调压转接头(2)之间通过喷管密封垫圈(5)密封；在斜切喷管(1)安装接口处布置有0°和90°两组定位销钉孔，根据试验要求，斜切喷管(1)沿0°或90°方向安装在调压转接头(2)上；
所述的调压转接头(2)的侧方具有五分量推力天平(3)安装接口，五分量推力天平(3)的出气端通过螺钉固定在调压转接头(2)上，五分量推力天平(3)的出气端和调压转接头(2)之间通过天平出气端密封垫圈(6)密封；五分量推力天平(3)的进气端通过螺钉固定在通气支杆(4)上，五分量推力天平(3)的进气端和通气支杆(4)之间通过定位销钉(8)定位及天平进气端密封垫圈(7)密封；
所述的调压转接头(2)的下方具有压力监测传感器安装接口。
2.根据权利要求1所述的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置，其特征在于：所述的斜切喷管(1)为依据“冷喷流”模拟方法的相似准则，由真实的反推火箭发动机缩比得到的风洞试验模型喷管，斜切喷管(1)为拉瓦尔喷管，斜切喷管(1)的收缩段和扩张段均为圆锥构形。
3.根据权利要求1所述的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置，其特征在于：所述的五分量推力天平(3)采用F141材料加工制造，五分量推力天平(3)的轴线上安装有常温压缩空气导管，五分量推力天平(3)测量体轴系下的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩和滚装力矩五个分量。
4.根据权利要求1所述的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置，其特征在于：所述的通气支杆(4)采用30CrMnSiA材料加工制造，通气支杆(4)的一端与五分量推力天平(3)的进气端相连，通气支杆(4)的另一端与风洞支撑装置相连，通气支杆(4)的表面具有角度测量平台，通气支杆(4)的内部有与五分量推力天平(3)的常温压缩空气导管相通的通气管道。
5.根据权利要求1所述的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置，其特征在于：所述的喷管密封垫圈(5)、天平出气端密封垫圈(6)和天平进气端密封垫圈(7)均采用紫铜材料加工制造。
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