CN213658218U - 一种用于风洞模型的喷流试验装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及飞行器气动试验技术领域，公开了一种用于风洞模型的喷流试验装置，包括内设有空腔的箭体模型；箭体模型尾部设置有多个高速喷管，箭体模型外设置有高压气源，高压气源上连接有多个进气软管，高速喷管通过导流器与进气软管连通；箭体模型同轴固定有支杆，支杆一端伸出箭体模型外并与风洞内的姿态控制机构连接，另一端安装有杆式应变天平。本实用新型通过在风洞中模拟箭类的外部流场，利用高压气源模拟动力源，通过箭体模型内置管路和高速喷管模拟反推发动机排气效果，通过箭体模型及风洞姿态控制机构模拟箭类的运动姿态，通过杆式应变天平获取箭体模型的整体的气动力和力矩，尽量真实模拟火箭第一级的返回过程获取有价值的气动数据。

Description

一种用于风洞模型的喷流试验装置

技术领域

本实用新型涉及飞行器气动试验技术领域，具体涉及一种用于风洞模型的喷流试验装置。

背景技术

现在大多数火箭是一次性产品，在将空间装置发射到太空的过程中，火箭内部的燃料几乎全部消耗，火箭外型壳体和火箭发动机在不受控的状态下快速掉落砸毁在地面。众所周知，火箭的燃料费用仅占火箭整体费用的很小一部分，火箭发射后砸毁的火箭外壳和火箭发动机却极为昂贵，采取切实可行的工程技术手段回收火箭外壳和火箭发动机将带来较大的经济价值。

火箭等空间装置从高空回收的途径主要有3种：滑翔着陆回收、降落伞回收、用反推发动机垂直回收。本实用新型主要用于模拟火箭在反推发动机点火工作产生反推力、操作舵面变化角度以控制火箭姿态、着陆支腿收拢与展开状态的垂直回收火箭性能测试装置，这种回收方式可用于火箭的第一级回收，它能够使火箭在人为控制的状态下以合适的角度、逐步减小的回收速度、按规划的回收路径、降落在制定的回收地点；与此同时，火箭反推垂直回收对工程技术的要求非常高，它不仅要求反推发动机能够提供足够的减速能力使火箭在接近地面时速度非常小，还要求火箭上的操作舵对火箭具有较好的操作性能以保证火箭在高空高速下的回收轨迹和回收落点。

实用新型内容

基于以上问题，本实用新型提供一种用于风洞模型的喷流试验装置，通过在风洞中模拟箭类的外部流场，通过高压气源模拟反推发动机动力源，通过流量调节阀调整气流流量和推力大小，通过箭体模型内置管路和高速喷管模拟反推发动机排气效果，通过箭体模型及风洞姿态控制机构模拟箭类的运动姿态，通过杆式应变天平获取箭体模型的整体的气动力和力矩，尽量真实模拟火箭第一级的返回过程获取有价值的气动数据。

为实现上述技术效果，本实用新型采用的技术方案是：

一种用于风洞模型的喷流试验装置，包括设置于风洞内的箭体模型，箭体模型内设有沿轴向的空腔；箭体模型尾部均匀设置有多个用于喷出反向气流的高速喷管，箭体模型内还设置有高压气源，高压气源上连接有多个进气软管，高速喷管的进口端通过导流器与进气软管连通，每个进气软管上设置有流量调节阀；箭体模型同轴固定有支杆，支杆一端伸出箭体模型外并与风洞内的姿态控制机构连接，支杆的另一端同轴固定安装有杆式应变天平。

进一步地，高速喷管靠近出口端设置有缩口段，缩口段远端连接有口径逐渐增大的锥形扩张出口。

进一步地，高速喷管内设置有多个测压管组成的测压耙，测压耙上的测压管在高速喷管上沿高速喷管轴线呈一字形排列。

进一步地，箭体模型外壁设置有至少两个格栅舵，格栅舵沿箭体模型外壁环向均匀分布。

进一步地，导流器包括固定块，固定块的中部设置有可套接在支杆上的圆柱形槽，固定块的侧壁设置有多个平行于轴向的通气管路；通气管路一端与进气软管连通，通气管路的另一端通过通气钢管与高速喷管的进气端连通。

进一步地，进气软管及高速喷管的数量均为四个，连接四个高速喷管的通气钢管通过固定支架均布在箭体模型空腔中。

进一步地，进气软管的数量为四个，高速喷管数量为三个，其中一个高速喷管与箭体模型同轴设置，另两个高速喷管沿箭体模型中轴线环向分布；位于箭体模型中轴线的高速喷管通过Y形集流管与两个连接有进气软管的通气钢管连通。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：

1)本实用新型能够模拟火箭的反推发动机点火与不点火状态下的气动性能、模拟发动机不同位置布局下点火对火箭减速的影响、模拟反推发动机在不同推力状态下对火箭减速的影响，模拟火箭操作舵面在不同角度下对火箭整体气动特性的影响；同时配合在合适的风洞中开展实验，能够模拟并测试火箭在高空到接近地面、不同返回速度下的气动性能。

2)本实用新型的喷流装置在设计之初，就综合考虑风洞试验内外气流流动特性、部件刚度强度、高压气流压力控制与密封、装置在复杂气流下的精度与可靠性、多种测试数据获取方式、装置的加工工艺性与制作成本等因素，喷流装置具有良好的工程实用价值。

3)本实用新型的喷流试验装置能够使箭类模型在风洞中开展综合试验，喷流装置能够模拟落压比较高的火箭反推发动机的工作状态，能够通过调压阀控制推力大小，能够通过内置测压耙快速反馈喷流压力；

4)本实用新型的喷流装置获取的试验数据能够指导真实火箭返回回收中的燃料配置、箭体减速、箭体姿态控制以及火箭自身结构强度优化等，效益明显。

附图说明

图1为实施例1或2中用于箭类风洞模型的喷流试验装置结构示意图；

图2为实施例1或2中喷流试验装置在箭体模型中的剖视图；

图3为实施例1或2中高速喷管的结构示意图；

图4为实施例1或2中导流器的结构示意图；

图5为实施例1或2中支杆的结构示意图；

图6为实施例1或2中杆式应变天平的结构示意图；

图7为实施例1或2中测压耙的结构示意图；

图8为实施例1中带喷流试验装置的箭体模型的结构示意图；

图9为实施例1或2中固定支架的结构示意图；

图10为实施例2中带喷流试验装置的箭体模型的结构示意图；

图11为实施例2中Y形集流管的结构示意图；

图12为实施例1中小型铰链力矩天平获取操作舵面的结构示意图；

其中，1、箭体模型；2、高速喷管；3、高压气源；4、进气软管；5、流量调节阀；6、支杆；7、杆式应变天平；8、缩口段；9、锥形扩张出口；10、测压耙；11、格栅舵；12、固定块；13、固定支架；14、通气钢管；15、Y形集流管；16、小型铰链力矩天平。

具体实施方式

为使本实用新型的目的；技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本实用新型作进一步的详细说明，本实用新型的示意性实施方式及其说明仅用于解释本实用新型，并不作为对本实用新型的限定。

实施例1：

参见图1-9以及图12，一种用于风洞模型的喷流试验装置，包括设置于风洞内的箭体模型1，箭体模型1内设有沿轴向的空腔；箭体模型1尾部均匀设置有多个用于喷出反向气流的高速喷管2，箭体模型1内还设置有高压气源3，高压气源3上连接有多个进气软管4，高速喷管2的进口端通过导流器与进气软管4连通，每个进气软管4上设置有流量调节阀5；箭体模型1同轴固定有支杆6，支杆6一端伸出箭体模型1外并与风洞内的姿态控制机构连接，支杆6的另一端同轴固定安装有杆式应变天平7。

在本实施例中，支杆6与风洞姿态控制机构连接，这样通过风洞姿态控制机构模拟火箭的俯仰、滚转、侧滑姿态。模拟姿态过程中，采用高压气源3驱动的方式在高速喷管2处模拟火箭反推发动机的推力状态，可以实现风洞在亚声速、跨声速、超声速气流状态下开展测试，通过杆式应变天平7获取火箭整体的气动力数据。本实施例通过在风洞中模拟箭类的外部流场，通过高压气源3模拟反推发动机动力源，通过流量调节阀5调整气流流量和推力大小，通过箭体模型1内置管路和高速喷管2模拟反推发动机排气效果，通过箭体模型1及风洞姿态控制机构模拟箭类的运动姿态，通过杆式应变天平7获取箭体模型1的整体的气动力和力矩，尽量真实模拟火箭第一级的返回过程获取有价值的气动数据。

高速喷管2靠近出口端设置有缩口段8，缩口段8远端连接有口径逐渐增大的锥形扩张出口9。本市实施例中的高速喷管2须特别设计，其必须兼顾两个方面：一是高速喷管2内部为拉瓦尔高速喷管2类型(高速喷管2内部截面先收缩再放大)，高速喷管2的扩张出口为锥形，以保证高速喷管2出口气流与真实火箭反推发动机气流一致为超声速气流；二是内流管道和高速喷管2的设计需有足够的承压能力和刚性。

为获取高速喷管2压力保证喷流效果，高速喷管2内设置有多个测压管组成的测压耙10，测压耙10上的测压管在高速喷管2上沿高速喷管2轴线呈一字形排列。形成高速喷管2内部设计专用的内置一字测压耙10，对高速喷管2内的气压进行实时监测，便于指导流量调节阀5的调节，使喷流过程形成控制闭环，保证了反推喷流模拟过程的精准可靠。

箭体模型1外壁设置有至少两个格栅舵11，格栅舵11沿箭体模型1外壁环向均匀分布。通过小型铰链力矩天平16获取操作舵面的数据、通过纹影与高速摄像获取反推发动机喷流工作下与外界高速气流相互作用下的气动影像，为火箭返回中关键性能设计提供数据支撑。

导流器包括固定块12，固定块12的中部设置有可套接在支杆6上的圆柱形槽，固定块12的侧壁设置有多个平行于轴向的通气管路；通气管路一端与进气软管4连通，通气管路的另一端通过通气钢管14与高速喷管2的进气端连通。进气软管4及高速喷管2的数量均为四个，连接四个高速喷管2的通气钢管14通过固定支架13均布在箭体模型1空腔中。可同时模拟四台反推发动机喷流，而且每个喷流通气管路都是通过流量调节阀5独立控制；在风洞测试中，可以根据需要选择是否启动喷流装置、或启动其中一个或多个高速喷管2，还可以通过流量调节阀5控制进气压力以改变喷流出口的压力。高速喷管2为独立部件，在风洞试验中能够快速更换，可根据模拟不同发动机单独设计不同规格的高速喷管2内部型面，以更真实地模拟反推效果。本实施例选用的固定支架13包括杆部和设置于杆部两端头的卡槽，通过两端的卡槽分别卡住两个通气钢管14，实现通气钢管14的支撑固定。

此外，本实施例中的箭体模型1内部空腔狭小且必须与高速喷管2之间留有间隙，同时整套喷流试验装置贯穿模型前后、使喷流管道与高速喷管2尺寸受限明显，在这样的工况下需要保证通气管路和高速喷管2在最高压力工作下不出现漏气现象，在本实用新型中要求通气管路管路的材料均为金属，且壁厚不小于3mm，此外进气软管4、导流器、通气钢管14、高速喷管2这些主要的气流环节之间采用了锥面密封、柱面定位、细牙螺纹预紧的方式保证装置的气密性；而对于通气管路的刚性，主要采用强化导流器结构、控制模型内部管道自身变形、加入固定支架13等措施。

本实施例中主要部件的材料选择与制造工艺如下：

①进气软道——采用承压不小于15Mpa的内带金属网的高压橡胶软管，以利于长管路的排布与密封连接；

②导流器——火箭一般为细长体外型，喷流装置需要从后部进气，使整个喷流装置呈典型的悬臂结构，导流器内部通过圆柱面连接在圆柱支杆6上，导流器外圈设计有多个通气管路，导流器自身的应具有足够稳定性，所以导流器应采用高强度合金钢材料制造，采用一体式设计并整体数控铣削、深孔钻等加工工艺；

③通气钢管14——高强度合金钢材料，采用数控车、深孔钻、弯管成型等工艺；

④高速喷管2——高强度合金钢材料，采用数控车、深孔钻、电火花等工艺；

⑤支杆6——需要承受火箭模型所有的气动载荷和喷流装置的反推力，为00Ni18Co8Mo5TiAl材料，采用固溶时效处理、数控车、深孔钻、数控铣等制造工艺。

实施例2：

参见图1-7及图9-11，一种用于风洞模型的喷流试验装置，包括设置于风洞内的箭体模型1，箭体模型1内设有沿轴向的空腔；箭体模型1尾部均匀设置有多个用于喷出反向气流的高速喷管2，箭体模型1外还设置有高压气源3，高压气源3上连接有多个进气软管4，高速喷管2的进口端通过导流器与进气软管4连通，每个进气软管4上设置有流量调节阀5；箭体模型1同轴固定有支杆6，支杆6一端伸出箭体模型1外并与风洞内的姿态控制机构连接，支杆6的另一端同轴固定安装有杆式应变天平7。

导流器包括固定块12，固定块12的中部设置有可套接在支杆6上的圆柱形槽，固定块12的侧壁设置有多个平行于轴向的通气管路；通气管路一端与进气软管4连通，通气管路的另一端通过通气钢管14与高速喷管2的进气端连通。进气软管4的数量为四个，高速喷管2数量为三个，其中一个高速喷管2与箭体模型1同轴设置，另两个高速喷管2沿箭体模型1中轴线环向分布；位于箭体模型1中轴线的高速喷管2通过Y形集流管15与两个连接有进气软管4的通气钢管14连通。

本实施例中通过将其中一个高速喷管2设置在箭体中轴线位置，可以模拟只有一个位于中轴线上的推力发动机运行，以便获得对应的气动试验数据。

本实施例中的其他部分与实施例1相同，这里不再赘述。

如上即为本实用新型的实施例。上述实施例以及实施例中的具体参数仅是为了清楚表述实用新型验证过程，并非用以限制本实用新型的专利保护范围，本实用新型的专利保护范围仍然以其权利要求书为准，凡是运用本实用新型的说明书及附图内容所作的等同结构变化，同理均应包含在本实用新型的保护范围内。

Claims (7)

1.一种用于风洞模型的喷流试验装置，其特征在于：包括设置于风洞内的箭体模型(1)，所述箭体模型(1)内设有沿轴向的空腔；所述箭体模型(1)尾部均匀设置有多个用于喷出反向气流的高速喷管(2)，所述箭体模型(1)内还设置有高压气源(3)，所述高压气源(3)上连接有多个进气软管(4)，所述高速喷管(2)的进口端通过导流器与所述进气软管(4)连通，每个所述进气软管(4)上设置有流量调节阀(5)；所述箭体模型(1)同轴固定有支杆(6)，所述支杆(6)一端伸出箭体模型(1)外并与风洞内的姿态控制机构连接，所述支杆(6)的另一端同轴固定安装有杆式应变天平(7)。

2.根据权利要求1所述的一种用于风洞模型的喷流试验装置，其特征在于：所述高速喷管(2)靠近出口端设置有缩口段(8)，所述缩口段(8)远端连接有口径逐渐增大的锥形扩张出口(9)。

3.根据权利要求1所述的一种用于风洞模型的喷流试验装置，其特征在于：所述高速喷管(2)内设置有多个测压管组成的测压耙(10)，测压耙(10)上的测压管在高速喷管(2)上沿高速喷管(2)轴线呈一字形排列。

4.根据权利要求1所述的一种用于风洞模型的喷流试验装置，其特征在于：所述箭体模型(1)外壁设置有至少两个格栅舵(11)，所述格栅舵(11)沿箭体模型(1)外壁环向均匀分布。

5.根据权利要求1所述的一种用于风洞模型的喷流试验装置，其特征在于：所述导流器包括固定块(12)，所述固定块(12)的中部设置有可套接在支杆(6)上的圆柱形槽，所述固定块(12)的侧壁设置有多个平行于轴向的通气管路；所述通气管路一端与进气软管(4)连通，所述通气管路的另一端通过通气钢管(14)与高速喷管(2)的进气端连通。

6.根据权利要求5所述的一种用于风洞模型的喷流试验装置，其特征在于：所述进气软管(4)及所述高速喷管(2)的数量均为四个，连接所述四个高速喷管(2)的通气钢管(14)通过固定支架(13)均布在箭体模型(1)空腔中。

7.根据权利要求5所述的一种用于风洞模型的喷流试验装置，其特征在于：所述进气软管(4)的数量为四个，所述高速喷管(2)数量为三个，其中一个高速喷管(2)与箭体模型(1)同轴设置，另两个高速喷管(2)沿箭体模型(1)中轴线环向分布；位于箭体模型(1)中轴线的高速喷管(2)通过Y形集流管(15)与两个连接有进气软管(4)的通气钢管(14)连通。

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