[发明专利]用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置

说明书

本发明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。本发明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。

技术领域

本发明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

本发明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。

本发明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。