[发明专利]轴对称通气模型气动力测量试验装置及使用方法

说明书

本发明公开了一种轴对称通气模型气动力测量试验装置及使用方法，包括：轴对称通气模型，其包括轴对称通气模型包括模型主体和模型外壳；测力天平，其为六分量环式天平，所述测力天平分别与支撑装置和模型主体连接；支撑装置，其包括：尾支撑、背支撑和假尾支撑；相应的，所述轴对称通气模型气动力测量试验装置包括三种组合方式：一是尾支撑和改型尾喷管的组合；二是背支撑、假尾支撑和改型尾喷管的组合；三是背支撑和原型尾喷管的组合；本发明解决了轴对称通气模型气动特性准确获取问题，提供了尾喷管改型和尾支杆导流设计方法，并给出了尾喷管改型和尾支杆对气动特性影响的修正方法，对今后开展相关型号试验具有明确的指导意义。

技术领域

本发明涉及一种轴对称通气模型气动力测量试验装置与使用方法，属于风洞试验技术领域。

背景技术

高超声速吸气式飞行器采用“推进-机体”高度一体化的设计方法，将飞行器本体、进气道、燃烧室和尾喷管高度融合。飞行器的头部同时也是推进系统进气道的一部分，头部激波对空气产生强烈的压缩作用，压缩后的高温高压空气作为推进系统的氧化剂，在燃烧室中点燃飞行器自带的燃料，并维持飞行所需的稳定燃烧。飞行器的尾部同时作为推进系统的喷管，燃烧室内产生的高温燃气流反作用于飞行器尾部，产生飞行器所需的推力。

在飞行器研制阶段，需要精确地获得飞行器的气动特性，为控制系统和动力系统设计提供输入条件。而获得吸气式飞行器气动特性的主要手段之一就是风洞试验。

目前常用的吸气式飞行器的结构形式主要有两种：一种是升力体构型，飞行器整体呈较为扁平的面对称结构，最具代表性的是美国的X-43A；另一种是轴对称构型，进气道位于飞行器前体压缩面的下方，从进气道之后的内流道(从隔离段道喷管出口)均为轴对称构型。

无论对于升力体构型还是轴对称构型的飞行器而言，由于推进系统的尾喷管都占据了飞行器尾部的大部分空间，剩余空间不能满足风洞试验模型支撑装置的安装需求。因此，必须对飞行器尾部(喷管出口)进行适当改型。

针对升力体构型，曾采用过两种尾部改型方法：

一是不改变尾喷管扩张角，模型支杆直接穿过喷管，为避免模型与支杆直接接触影响天平测量结果，喷管与支杆之间需保留一定的缝隙。试验结果表明，由于尾喷管附近的气流压力较高，而模型内腔压力低，外部气流通过喷管与支杆之间的缝隙向模型内腔倒灌，改变了喷管壁面的压力分布，严重影响气动特性的测量精准度，难以采用CFD方法进行修正。

二是避免破坏喷管型面，改变尾喷管扩张角，从而有效克服了方法一的弊端。型面改变造成的气动特性变化可以通过CFD或设计其它试验的方法进行修正。经过多年的实践证明，这一方法是有效的。

对于轴对称构型飞行器而言，直接采用上述方法二，天平和支杆只能偏置于内流道上侧，天平和支杆的尺寸受到严格限制，可能导致支撑装置的刚度不足；另一方面，内流道下侧的空间则没有得到有效利用。

因此，探索一种适用于轴对称通气模型的气动力测量试验装置设计与试验方法对今后在高超声速风洞中开展此类试验具有重要意义。目前，国内外尚未有与此相关的文献报道。

发明内容

本发明的目的之一是提供一种适用于轴对称通气模型气动力测量的试验装置。本发明的另一个目的是提供一种轴对称通气模型气动力测量试验方法，使用这种装置及方法，能够在有效保证试验装置刚度的条件下通过高超声速风洞试验准确获得轴对称通气模型的气动力特性，为飞行器设计提供可靠的试验数据依据。

本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。

为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种轴对称通气模型气动力测量试验装置，包括：

轴对称通气模型，其进气道采用下颌式或腹部进气，从进气道之后的内流道均为轴对称构型；所述轴对称通气模型包括模型主体和试验外壳；