阅读说明：本技术 一种用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置 (Multi-jet flow interference test device for hypersonic wind tunnel surface symmetry model ) 是由 赵健 林敬周 钟俊 解福田 舒海锋 申丽辉 许晓斌 谢飞 邹东阳 范孝华 于 2019-09-10 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置。该装置包括模型装置和喷流装置。该装置综合考虑了试验装置对模型支撑、多喷流供气、驻室结构的要求,供气支杆具备模型支撑和多路喷流供气的功能,驻室具备不同方向不同喷流总压独立供气的功能,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风洞试验面临的模型支撑、有限狭小空间内实现多喷流独立模拟等关键技术问题,保证了保护罩的相似性,且未引入额外的难以修正的干扰,获得了多路反推喷流与来流相互作用下可靠的保护罩气动载荷数据。(The invention discloses a multi-jet flow interference test device for a hypersonic wind tunnel surface symmetry model. The device comprises a model device and a jet device. The device has comprehensively considered the requirement that the test device supported the model, the air feed of many spouts, the room structure of staying, and the air feed branch possesses the function that the model supported and multichannel spout air feed, and the room of staying possesses the function that different spouts of equidirectional different spouts total pressures independently air feed, and the whole set of test device easily installs and removes, convenient to use. The wind tunnel test device solves the key technical problems of model support, realization of independent simulation of multiple jet flows in a limited narrow space and the like in the current wind tunnel test, ensures the similarity of the protective cover, does not introduce additional interference which is difficult to correct, and obtains reliable pneumatic load data of the protective cover under the interaction of multiple paths of reverse jet flows and incoming flows.)

一种用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置

技术领域

本发明属于高超声速风洞试验技术领域，具体涉及一种用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置。

背景技术

目前，各类飞行器保护罩的姿态控制多数采用在保护罩上布置多个反推火箭发动机的方式来实现，而高超声速情况下多喷流与來流相互作用非常明显，保护罩的气动特性和静稳定性都受到多喷流干扰的严重影响，因此通过风洞试验获得高超声速保护罩多喷流干扰时的气动特性和静稳定性，对保护罩的设计具有重要意义。

然而，受到试验模型尺寸限制，当前高超声速风洞多喷流干扰试验不可能做到全尺寸模拟，存在模型小，内部空间狭窄，结构设计复杂等问题，给试验测量带来诸多问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置。

本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置，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保护罩头部、保护罩尾部、六分量环式天平、供气支杆、尾支杆、天平套筒、底部盖板和喷流盖板；所述的保护罩头部和喷流盖板一体加工成型，供气支杆和尾支杆一体加工成型，供气支杆和尾支杆的内部有通气管路，供气支杆的中部有中间法兰，六分量环式天平套在供气支杆上，六分量环式天平与供气支杆之间留有缝隙，六分量环式天平的后端面固定在中间法兰的前端面上，天平套筒安装在中间法兰的后端面上，六分量环式天平伸入到天平套筒中，底部盖板固定在天平套筒的后端面上，天平套筒和底部盖板保护六分量环式天平不受环境气流影响；保护罩尾部固定在六分量环式天平的前端面上，保护罩头部安装在保护罩尾部上，保护罩头部和保护罩尾部之间平滑过渡；

所述的喷流装置包括反推喷管、驻室、支杆端面法兰、供气支杆和紫铜管路；所述的反推喷管和驻室一体加工成型，紫铜管路焊接在尾支杆的后端锥面，与供气支杆和尾支杆的内部的通气管路连通，支杆端面法兰通过螺纹安装在供气支杆的前端，驻室固定在支杆端面法兰上；紫铜管路与外界气源连通；外界气源的常温压缩空气经紫铜管路、供气支杆和尾支杆的内部的通气管路、驻室进入反推喷管形成喷流。

所述的供气支杆和尾支杆的内部的通气管路分为两组独立供气的通气管路，一组通气管路提供侧推喷流，另一组通气管路提供轴推喷流。

所述的保护罩头部和喷流盖板一体加工成型替换为多个独立的保护罩头部，每个保护罩头部对应一种喷流状态。

所述的供气支杆的中间法兰沿周向有内外两圈定位安装孔，内圈均布的内六角沉孔和销钉孔用于将六分量环式天平固定在供气支杆法兰前端面，外圈均布的螺纹孔用于将天平套筒固定在供气支杆法兰后端面。

所述的驻室有3种，分别为单喷驻室、两喷驻室和多喷驻室，单喷驻室与侧推喷流的通气管路连通；两喷驻室与轴推喷流的通气管路连通；多喷驻室内有隔板，将驻室分为多个独立驻室，每个独立驻室与侧推喷流的通气管路连通或者轴推喷流的通气管路连通。

所述的反推喷管的锥形喷口与保护罩头部外形一致；反推喷管的短边出口横截面与喷管喉道横截面的关系符合喷流压比相等和喷流动量相似的模拟准则。

所述的通气管路中各部件的接触面均采用紫铜垫圈密封。

所述的反推喷管从模型内部伸出，与模型不接触，缝隙宽度范围0.5～0.8mm，避免反推喷流的推力直接作用在六分量环式天平上。

所述的天平套筒与供气支杆中间法兰后端连接，与模型及天平不接触，缝隙宽度范围1～2mm，避免影响天平测力。

所述的底部盖板与天平套筒连接，与模型不接触，缝隙宽度范围1～2mm，避免影响天平测力。

本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置中的六分量环式天平为内部中空结构，允许供气支杆从中间穿过，天平两端法兰连接。

本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置中的反推喷管和驻室是喷流装置的核心部件，用于模拟反推火箭发动机的燃气喷流。多喷驻室内有隔板将驻室分为上下两个小驻室，小驻室内压力可独立调节，以满足不同方向喷流不同总压的需求。驻室壁面有压力监测孔，压力监测孔在喷流压力调试时用于安装压力传感器，以判断驻室压力是否满足要求；驻室与供气支杆之间，采用小凸起和小凹槽做周向定位，紫铜垫圈做密封，供气支杆前端安装支杆端面法兰，通过螺钉与驻室连接。

本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置中的反推喷管的短边出口之后的区域，喷流参数在垂直于喷管轴线的横截面上不均匀。喷管设计时，将锥形喷口短边出口处的横截面作为喷管的理论出口，以该横截面上的喷流参数为反推喷流模拟的输入参数。

本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置具有以下优点：

1.支撑零件全部位于保护罩的内部，未破坏保护罩的完整性，反推喷流与来流相互作用的干扰流场未被其他干扰因素破坏。

2.各零部件拆装方便，结构牢固可靠。

3.喷流关闭时，带喷流盖板保护罩的设计可保证保护罩外形的完整性。

4.供气支杆与尾支杆加工成一体，多路通气管路均位于支杆内部，连接稳固，不受外流场干扰的影响。

5.驻室一体化设计，连接方便，可实现有限空间内不同方向不同总压反推喷流的独立控制。

本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置是基于一体化思想设计的模型和喷流装置，该装置综合考虑了试验装置对模型支撑、多喷流供气、驻室结构的要求，供气支杆具备模型支撑和多路喷流供气的功能，驻室具备不同方向不同喷流总压独立供气的功能，整套试验装置易于装拆，使用方便。本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置解决了当前风洞试验面临的模型支撑、有限狭小空间内实现多喷流独立模拟等关键技术问题，保证了保护罩的相似性，且未引入额外的难以修正的干扰，获得了多路反推喷流与来流相互作用下可靠的保护罩气动载荷数据。

附图说明

图1为本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置的结构示意图(主视图)；

图2为本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置的结构示意图(剖视图)；

图3为本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置的局部放大图；

图4a为本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置中的保护罩头部结构示意图(三喷)；

图4b为本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置中的保护罩头部结构示意图(双喷)；

图4c为本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置中的保护罩头部结构示意图(单喷)；

图4d为本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置中的保护罩头部结构示意图(无喷)；

图5a为本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置中的驻室结构示意图(三喷)；

图5b为本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置中的驻室结构示意图(双喷)；

图5c为本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置中的驻室结构示意图(单喷)；

图6为本发明的用于高超声速风洞面对称模型的多喷流干扰试验装置中的反推喷管局部放大图。

图中，1.保护罩头部 2.保护罩尾部 3.反推喷管 4.驻室 5.支杆端面法兰 6.六分量环式天平 7.供气支杆 8.紫铜管路 9.尾支杆 10.天平套筒 11.底部盖板 12.喷流盖板。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行详细的描述。

如图1～3所示，本发明的用于面对称高超声速保护罩多喷流干扰的风洞试验装置包括模型装置和喷流装置；

所述的模型装置包括保护罩头部1、保护罩尾部2、六分量环式天平6、供气支杆7、尾支杆9、天平套筒10、底部盖板11和喷流盖板12；所述的保护罩头部1和喷流盖板12一体加工成型，供气支杆7和尾支杆9一体加工成型，供气支杆7和尾支杆9的内部有通气管路，供气支杆7的中部有中间法兰，六分量环式天平6套在供气支杆7上，六分量环式天平6与供气支杆7之间留有缝隙，六分量环式天平6的后端面固定在中间法兰的前端面上，天平套筒10安装在中间法兰的后端面上，六分量环式天平6伸入到天平套筒10中，底部盖板11固定在天平套筒10的后端面上，天平套筒10和底部盖板11保护六分量环式天平6不受环境气流影响；保护罩尾部2固定在六分量环式天平6的前端面上，保护罩头部1安装在保护罩尾部2上，保护罩头部1和保护罩尾部2之间平滑过渡；

所述的喷流装置包括反推喷管3、驻室4、支杆端面法兰5、供气支杆7和紫铜管路8；所述的反推喷管3和驻室4一体加工成型，紫铜管路8焊接在尾支杆9的后端锥面，与供气支杆7和尾支杆9的内部的通气管路连通，支杆端面法兰5通过螺纹安装在供气支杆7的前端，驻室4固定在支杆端面法兰5上；紫铜管路8与外界气源连通；外界气源的常温压缩空气经紫铜管路8、供气支杆7和尾支杆9的内部的通气管路、驻室4进入反推喷管3形成喷流。

所述的供气支杆7和尾支杆9的内部的通气管路分为两组独立供气的通气管路，一组通气管路提供侧推喷流，另一组通气管路提供轴推喷流。

如图4a-4d所示，所述的保护罩头部1和喷流盖板12一体加工成型替换为多个独立的保护罩头部1，每个保护罩头部1对应一种喷流状态。

所述的供气支杆7的中间法兰沿周向有内外两圈定位安装孔，内圈均布的内六角沉孔和销钉孔用于将六分量环式天平6固定在供气支杆7法兰前端面，外圈均布的螺纹孔用于将天平套筒10固定在供气支杆7法兰后端面。

如图5a-5c所示，所述的驻室4有3种，包括单喷驻室、两喷驻室和多喷驻室，单喷驻室与侧推喷流的通气管路连通；两喷驻室与轴推喷流的通气管路连通；多喷驻室内有隔板，将驻室4分为多个独立驻室，每个独立驻室与侧推喷流的通气管路连通或者轴推喷流的通气管路连通。

如图6所示，所述的反推喷管3的锥形喷口与保护罩头部1外形一致；反推喷管3的短边出口横截面与喷管喉道横截面的关系符合喷流压比相等和喷流动量相似的模拟准则。

所述的通气管路中各部件的接触面均采用紫铜垫圈密封。

所述的反推喷管3从模型内部伸出，与模型不接触，缝隙宽度范围0.5～0.8mm，避免反推喷流的推力直接作用在六分量环式天平6上。

所述的天平套筒10与供气支杆7中间法兰后端连接，与模型及天平不接触，缝隙宽度范围1～2mm，避免影响天平测力。

所述的底部盖板11与天平套筒10连接，与模型不接触，缝隙宽度范围1～2mm，避免影响天平测力。

实施例1

本实施例首先组装喷流装置，安装在供气支杆7上，待完成喷流压力调试后，再将喷流装置与模型装置组装在一起，构成完整的试验装置。

1.组装喷流装置及喷流压力调试，按以下步骤完成：

1a.支杆端面法兰5通过螺纹拧在供气支杆7前端；

1b.驻室4以法兰对接、凸台定位、紫铜垫圈密封、内六角螺钉紧固的方式安装在支杆端面法兰5上；

1c.喷流装置组装完毕，将紫铜管路8接到风洞洞壁气源，在驻室4上安装监测驻室压力的传感器；

1d.试通气，检查供气管路和喷流装置是否漏气，检漏完毕后，将驻室4的各小驻室压力调试至目标值，记录风洞冷喷流控制系统参数；

1e.更换驻室4，重复步骤1b～1d，获得使用该驻室时，反推喷管驻室目标压力对应的风洞冷喷流控制系统参数。

2.喷流压力调试完毕后，将喷流装置和模型装置组装在一起，构成试验装置，开展风洞试验，按以下步骤完成：

2a.将加工成整体的供气支杆7与尾支杆9安装在风洞的攻角机构上；

2b.六分量环式天平6穿过供气支杆7，以法兰对接、内六角螺钉紧固、销钉定位的方式安装在供气支杆7中间法兰的前端；

2c.保护罩尾部2以法兰对接、内六角螺钉紧固、销钉定位的方式安装在六分量环式天平6的前端；

2d.将天平套筒10通过内六角螺钉紧固在供气支杆7中间法兰的后端；

2e.将底部盖板11通过十字沉头螺钉的方式固定在天平套筒10的后端面上；

2f.支杆端面法兰5通过螺纹拧在供气支杆7前端；

2g.驻室4以法兰对接、凸台定位、紫铜垫圈密封、内六角螺钉紧固的方式安装在支杆端面法兰5上；

2h.将保护罩头部1以十字沉头螺钉紧固的方式安装在保护罩尾部2上；

2i.将紫铜管路8接到风洞洞壁气源，在驻室4上安装监测驻室压力的传感器；

2j.开展风洞试验，采集处理试验数据；

2k.按照与安装相反的顺序，拆卸试验装置，直至驻室4被拆卸；

2l.更换驻室4，安装与驻室4匹配的保护罩头部1，然后开展相应的风洞试验。

本发明不局限于上述具体实施方式，所属技术领域的技术人员从上述构思出发，不经过创造性的劳动，所作出的种种变换，均落在本发明的保护范围之内。