用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置及其方法
阅读说明：本技术 用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置及其方法 (High-flow reverse jet test device and method for hypersonic aircraft ) 是由 邱华诚 杨彦广 石义雷 李�杰 龙正义 孙良宝 贺江峰 强慢 于 2021-09-30 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置及其方法。该试验装置包括若干个均匀分布在轨控舱的迎风面上、内部设置有拉瓦尔喷管、迎向来流的试验喷嘴；包括用于支撑模型和天平,并提供进气通道的天平支杆；还包括天平以及用于保护天平的隔热套Ⅰ、隔热套Ⅱ。高压空气从进气口进入气流通道,再分别通过支路管道从对应的试验喷嘴喷出。该试验方法通过专用的试验模型和天平测量气动力,拍摄流场显示照片,全面评估大流量反向喷流的技术效果。(The invention discloses a large-flow reverse jet test device and method for a hypersonic aircraft. The test device comprises a plurality of test nozzles which are uniformly distributed on the windward side of the rail control cabin, and inside which Laval spray pipes and oncoming inflow are arranged; comprises a balance support rod for supporting the model and the balance and providing an air inlet channel; the balance further comprises a balance, and a heat insulation sleeve I and a heat insulation sleeve II which are used for protecting the balance. High-pressure air enters the air flow channel from the air inlet and is sprayed out from the corresponding test nozzles through the branch pipelines respectively. The test method measures aerodynamic force through a special test model and a balance, takes a flow field display picture, and comprehensively evaluates the technical effect of large-flow reverse jet flow.)
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飞行器的大流量反向喷流试验装置及其方法。
背景技术
进行高超声速飞行器的飞行试验时，如果所需的试验航程很远，则无法做到在全程在本国国境内试飞。当前，亟需发展一种用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置及其方法，在试验飞行器上安装反向喷流装置，当高超声速飞行器的飞行试验数据拿到后，马上开启大流量反向喷流试验装置，对进行高超声速飞行器进行减速，以缩短试验航程。
发明内容
本发明所要解决的一个技术问题是提供一种用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验方法。
本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置，其特点是，所述的大流量反向喷流试验装置：
包括若干个试验喷嘴，试验喷嘴安装在模型头部和轨控舱之间，沿周向均匀分布在轨控舱的迎风面上，试验喷嘴迎向来流，试验喷嘴前端设置有位于试验喷嘴中心轴线的拉瓦尔喷管，试验喷嘴后端通过柱面配合方式安装在轨控舱迎风面上对应的通孔内；
包括天平，天平为杆式六分量天平；
包括天平支杆，天平支杆分为前段和后段，前段和后段之间通过堵块隔离，天平支杆前端通过定位键与天平尾锥固定连接，天平支杆后端固定在高超声速风洞的中部支架上，天平支杆后段在天平支杆中心轴线上设置有气流通道，天平支杆后段靠近中部支架的位置处设置有进气口，天平支杆后段靠近堵块的位置处设置有与试验喷嘴一一对应的支路管道，支路管道位于轨控舱的内部空腔中，支路管道伸入天平支杆后段，高压空气从进气口进入气流通道，分别通过支路管道从对应的试验喷嘴喷出；
包括隔热套Ⅰ，隔热套Ⅰ为锥套，套装在天平的前锥面上，模型头部套装在天平的前锥面上；
还包括隔热套Ⅱ，隔热套Ⅱ为与天平测量段和尾锥外型相匹配的阶梯圆筒，套装在天平的测量段和尾锥上，隔热套Ⅱ与天平支杆前端密封连接。
进一步地，所述的试验喷嘴的中心轴线与来流之间的夹角α范围为25°~35°。
进一步地，所述的试验喷嘴中的任意一个或一个以上替换为调试喷嘴，调试喷嘴的前端为凸台，后端与试验喷嘴的后端相同，调试喷嘴凸台前端内设置有位于调试喷嘴中心轴线的拉瓦尔喷管，调试喷嘴凸台后端设置有测量支路管道喷流总压的测压孔。
进一步地，所述的试验喷嘴设置有专用的四爪工装，试验喷嘴的前端面开有中心对称的4个沉孔，四爪工装的前端设置有与4个沉孔一一对应的4个圆柱头，4个圆柱头分别伸入4个沉孔，四爪工装抓紧试验喷嘴，将试验喷嘴安装或拔出支路管道。
本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验方法，包括以下步骤：
a.根据高超声速风洞的堵塞度要求，确定试验模型缩比，设计加工高超声速飞行器的缩比喷流试验模型，模型头部和轨控舱进行等比例模拟；
b.设计加工安装在缩比喷流试验模型内部的天平，天平为杆式六分量天平，轴向力的测量精度为0.3%；
c.设计加工试验喷嘴的四爪工装；
d.设计加工若干组试验喷嘴和对应的调试喷嘴，每组试验喷嘴和调试喷嘴内的拉瓦尔喷管的马赫数相同；
e.在高超声速风洞内安装试验模型，高超声速风洞外安装流场显示装置，并进行地面调试；
f.开展高超声速风洞试验；
f1.地面试验，第一组试验喷嘴和对应的调试喷嘴安装在模型头部，启动外接的高压气源，调试喷嘴的测压孔测量喷流总压，达到预先设置的一系列喷流压力，并记录对应的一系列调节阀开度；
f2.将第一组的调试喷嘴更换为试验喷嘴；
f3.启动高超声速风洞；
f4.风洞来流稳定后，按照调节阀开度开启高压气源，试验喷嘴开始喷流；
f5.天平测力，流场显示装置拍摄；
f6.高超声速风洞停车；
f7.通过测力、测压和流场显示数据评估反向喷流对缩短高超声速飞行器的飞行试验的试验航程的贡献，改变调节阀开度，调整喷流总压，重复步骤f3~f6开展高超声速风洞试验，完成第一组试验喷嘴的测试；
f8.更换另一组不同马赫数的试验喷嘴，重复步骤f1~f6，直至完成最后一组试验喷嘴的测试。
进一步地，所述的流场显示装置为阴影系统、纹影系统或者辉光显示系统中的一种。
本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置采用沿周向均匀分布在轨控舱的迎风面上的试验喷嘴进行大流量反向喷流，能够最大限度的进行“气动刹车”，通过测力、测压和流场显示数据综合评定“气动刹车”的可行性。
本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置设计加工了专用的安装拆卸试验喷嘴和调试喷嘴的四爪工装，是为了实现在狭小空间内完成试验喷嘴和调试喷嘴的快速拆装，提高试验效率。
本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置中的天平的轴向力测量精度高，能够准确评估“气动刹车”对轴向力的影响。
本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置中的天平的具有良好的保护措施，通过隔热套Ⅰ和隔热套Ⅱ将天平与高超声速风洞高热来流进行隔离保护，尽量避免天平温度效应对测量的不利影响。
本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置中的支路管道具有反喷发动机驻室的作用，通过调节支路管道内径来调节反喷发动机驻室的体积，尽可能减小支路管道内的高压空气的流速，能够使高压空气在进入试验喷嘴前尽量均匀和稳定。
本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验方法进行了高超声速飞行器外形模拟，飞行来流模拟和喷流模拟，能够用于高超声速飞行器的大流量反向喷流的全面评估，获得了全面的测力、测压和流场显示数据，具有模拟精细、评估准确的优点。
附图说明
图1为本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置的立体示意图；
图2为本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置的天平与天平支杆局部剖视图；
图3为本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置中的试验喷嘴与调试喷嘴的安装示意图；
图4为本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置中的试验喷嘴的中心轴线与来流之间的夹角α；
图5为本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置中的调试喷嘴的的立体示意图；
图6为本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置中的调试喷嘴的的立体剖视图。
图中，1.模型头部；2.进气口；3.天平支杆；4.天平；5.隔热套Ⅰ；6.试验喷嘴；7.隔热套Ⅱ；8.定位键；9.调试喷嘴；10.测压孔；11.轨控舱。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
如图1、图2、图3所示，本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置，其特征在于，所述的大流量反向喷流试验装置：
包括若干个试验喷嘴6，试验喷嘴6安装在模型头部1和轨控舱11之间，沿周向均匀分布在轨控舱11的迎风面上，试验喷嘴6迎向来流，试验喷嘴6前端设置有位于试验喷嘴6中心轴线的拉瓦尔喷管，试验喷嘴6后端通过柱面配合方式安装在轨控舱11迎风面上对应的通孔内；
包括天平4，天平4为杆式六分量天平；
包括天平支杆3，天平支杆3分为前段和后段，前段和后段之间通过堵块隔离，天平支杆3前端通过定位键8与天平4尾锥固定连接，天平支杆3后端固定在高超声速风洞的中部支架上，天平支杆3后段在天平支杆3中心轴线上设置有气流通道，天平支杆3后段靠近中部支架的位置处设置有进气口2，天平支杆3后段靠近堵块的位置处设置有与试验喷嘴6一一对应的支路管道，支路管道位于轨控舱11的内部空腔中，支路管道伸入天平支杆3后段，高压空气从进气口2进入气流通道，分别通过支路管道从对应的试验喷嘴6喷出；
包括隔热套Ⅰ5，隔热套Ⅰ5为锥套，套装在天平4的前锥面上，模型头部1套装在天平4的前锥面上；
还包括隔热套Ⅱ7，隔热套Ⅱ7为与天平4测量段和尾锥外型相匹配的阶梯圆筒，套装在天平4的测量段和尾锥上，隔热套Ⅱ7与天平支杆3前端密封连接。
进一步地，如图4所示，所述的试验喷嘴6的中心轴线与来流之间的夹角α范围为25°~35°。
进一步地，如图5、图6所示，所述的试验喷嘴6中的任意一个或一个以上替换为调试喷嘴9，调试喷嘴9的前端为凸台，后端与试验喷嘴6的后端相同，调试喷嘴9凸台前端内设置有位于调试喷嘴9中心轴线的拉瓦尔喷管，调试喷嘴9凸台后端设置有测量支路管道喷流总压的测压孔10。
进一步地，所述的试验喷嘴6设置有专用的四爪工装，试验喷嘴6的前端面开有中心对称的4个沉孔，四爪工装的前端设置有与4个沉孔一一对应的4个圆柱头，4个圆柱头分别伸入4个沉孔，四爪工装抓紧试验喷嘴6，将试验喷嘴6安装或拔出支路管道。
本发明的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验方法，包括以下步骤：
a.根据高超声速风洞的堵塞度要求，确定试验模型缩比，设计加工高超声速飞行器的缩比喷流试验模型，模型头部1和轨控舱11进行等比例模拟；
b.设计加工安装在缩比喷流试验模型内部的天平4，天平4为杆式六分量天平，轴向力的测量精度为0.3%；
c.设计加工试验喷嘴6的四爪工装；
d.设计加工若干组试验喷嘴6和对应的调试喷嘴9，每组试验喷嘴6和调试喷嘴9内的拉瓦尔喷管的马赫数相同；
e.在高超声速风洞内安装试验模型，高超声速风洞外安装流场显示装置，并进行地面调试；
f.开展高超声速风洞试验；
f1.地面试验，第一组试验喷嘴6和对应的调试喷嘴9安装在模型头部1，启动外接的高压气源，调试喷嘴9的测压孔10测量喷流总压，达到预先设置的一系列喷流压力，并记录对应的一系列调节阀开度；
f2.将第一组的调试喷嘴9更换为试验喷嘴6；
f3.启动高超声速风洞；
f4.风洞来流稳定后，按照调节阀开度开启高压气源，试验喷嘴6开始喷流；
f5.天平4测力，流场显示装置拍摄；
f6.高超声速风洞停车；
f7.通过测力、测压和流场显示数据评估反向喷流对缩短高超声速飞行器的飞行试验的试验航程的贡献，改变调节阀开度，调整喷流总压，重复步骤f3~f6开展高超声速风洞试验，完成第一组试验喷嘴6的测试；
f8.更换另一组不同马赫数的试验喷嘴6，重复步骤f1~f6，直至完成最后一组试验喷嘴6的测试。
进一步地，所述的流场显示装置为阴影系统、纹影系统或者辉光显示系统中的一种。
实施例1
本实施例的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验装置具有4个试验喷嘴6，1个调试喷嘴9，调试喷嘴9可以替换任意一个试验喷嘴6。
本实施例的用于高超声速飞行器的大流量反向喷流试验方法采用高压空气作为喷流介质，风洞洞壁气源转接头外接高压气源，风洞洞壁气源转接头、中部支架上Φ15mm的接口和进气口2之间通过Φ19×2mm的紫铜管连接，高压空气从进气口2进入气流通道，分别通过支路管道从对应的试验喷嘴6喷出。各支路管道形成的反喷发动机驻室通气面积为78.5mm2，试验喷嘴6的拉瓦尔喷管喉道面积为15.9mm2，支路管道内高压空气的流速约为40m/s。
本实施例通过改变高压气源压力调节管路流量。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的高超声速边界层转捩模式方法领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。