[发明专利]高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置及试验方法

说明书

本发明公开了一种高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置及试验方法。以超高速风洞来流为前方，该多体热分离试验模拟装置包括从前至后顺序连接的模型前体、连接支杆、模型后体和支杆；模型前体内安装有杆式天平；模型后体内安装有环式天平；支杆的杆体后段开有外接供气装置的喷流气流入口，支杆的中心轴线上设置有气流通道，模型后体上开有与气流通道连通的喷嘴，喷嘴的表面与模型后体的表面平齐，喷嘴与模型后体的表面具有隔离缝隙；供气装置的喷流气流从喷流气流入口进入，通过气流通道，从喷嘴喷出。该试验方法模拟多种喷流参数，能够方便调整的上面级模型与下面级模型之间的距离，能够方便改变模型的攻角、侧滑角等模型姿态。

技术领域

本发明属于超高速风洞试验技术领域，具体涉及一种高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置及试验方法。

背景技术

在多级串联式火箭或导弹的级间分离过程中，两级分离运动为沿轴线的相对运动，理想情况下两级之间只存在一个自由度。导弹/火箭级间热分离过程的主要特点是上面级喷流在级间区域以及弹体外形成复杂流场，造成剧烈变化的力热环境。

目前，超高速风洞试验仍是研究热分离过程的重要手段，包括机理研究型试验与工程应用型试验。主要测试随分离距离变化的上面级模型与下面级模型的气动特性及表面压力变化，并依据纹影图对流场特征进行分析。

需主要研究的问题有：（1）研究超高速风洞试验和飞行状态下的级间热分离的气动特征，得到分离过程中两级的气动力、气动力矩、压心位置等重要特征参数；（2）研究级间喷流与超声速来流相互作用形成的干扰流动特征，初步分析干扰形成机理，以及对级间区域力热环境的影响；（3）由于导弹为轴对称串联外形，理想状态的级间热分离过程为沿弹体轴线的前后相对运动，而实际飞行中的级间热分离过程会到许多不对称因素的影响，还需研究诸如攻角、侧滑角、喷流未对称情况下，对两级的侧向运动与姿态运动造成的干扰。

当前，亟需发展一种高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置及试验方法，为相关研究提供技术平台支持。

发明内容

本发明所要解决的一个技术问题是提供一种高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置的试验方法。

本发明的高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置，其特点是，以超高速风洞来流为前方，所述的多体热分离试验模拟装置包括从前至后顺序连接的模型前体、连接支杆、模型后体和支杆；模型前体内安装有用于测量模型前体气动力的杆式天平；模型后体内安装有用于测量模型后体气动力的环式天平；支杆的杆体后段开有外接供气装置的喷流气流入口，支杆的中心轴线上设置有气流通道，模型后体上开有与气流通道连通的喷嘴，喷嘴的表面与模型后体的表面平齐，喷嘴与模型后体的表面具有隔离缝隙；供气装置的喷流气流从喷流气流入口进入，通过气流通道，从喷嘴喷出；

模型前体的后端面与连接支杆之间设置有环形的隔离缝隙，模型后体的前端面与连接支杆之间设置有环形的隔离缝隙，模型后体的后端面与支杆之间设置有环形的隔离缝隙。

进一步地，所述的模型前体为圆锥壳体，在模型前体的内部空腔的中段设置有圆锥面，杆式天平的前锥通过锥面配合、螺钉拉紧和键定位的方式固定在圆锥面内，杆式天平的后锥固定在连接支杆上；杆式天平上安装有迷宫型的隔热套，隔热套包括前隔热套Ⅰ和前隔热套Ⅱ，前隔热套Ⅰ的前段通过锥面配合的方式安装在杆式天平的前锥，前隔热套Ⅰ的圆柱段Ⅰ套装在杆式天平的测量段上、并延展至杆式天平的后锥前方，前隔热套Ⅱ的后段套装在连接支杆的前端，前隔热套Ⅱ的圆柱段Ⅱ套装在前隔热套Ⅰ的圆柱段Ⅰ上；杆式天平的测量段与前隔热套Ⅰ的圆柱段Ⅰ之间、前隔热套Ⅰ的圆柱段Ⅰ与前隔热套Ⅱ的圆柱段Ⅱ之间均相互隔离。

进一步地，所述的喷嘴有2个，在模型后体上下对称分布。

进一步地，所述的喷嘴内设置有沿气流通道安装的喷管，喷流气流通过喷管从喷嘴喷出。