[发明专利]一种缩比线性塞式喷管运载器冷流试验装置

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天发动机试验技术领域，具体的说是一种多功能、结构简单、成本低廉的缩比线性塞式喷管运载器冷流试验装置。

背景技术

提高喷管效率，减轻喷管重量，是火箭发动机设计的主要目标。由于航空航天运载器在飞行过程中要经历不同的飞行高度，传统钟型喷管仅在设计高度才能获得最佳的性能，高于或低于设计高度均会造成一定的性能损失，即欠膨胀损失或过膨胀损失。气动塞式喷管由于其外侧开放的流动结构，使得燃气单侧与环境压力相通，受环境反压影响而自动调节膨胀状态，燃气在整个飞行高度上处于完全或接近完全膨胀的状态，喷管的高度性能具有自动补偿特性。国内外研究表明，塞式喷管在设计点附近的性能与理想钟型喷管相近，而低空性能明显优于钟型喷管，喷管效率最多可提高20%～30%；面积比相同时塞式喷管长度远比钟型喷管短，重量可以减轻。塞式喷管的应用前景极其广泛，其高度补偿特性使之尤其适用于要求喷管面积比变化范围大或大面积比的高空工作环境。以塞式喷管发动机为基础的可重复使用运载器可望作为一个通用的空间运输工具用于许多重要的航天领域，如载人航天、空间站物资运输、星际运输、登月运输、卫星搭载等。

塞式喷管具有高度补偿特性是来源于其外侧开放的流动结构，但这种半开放的流动结构容易受到外流的影响，特别是跨声速和超声速外流的影响，对外流影响的研究是综合评估塞式喷管性能的重要方面之一。由于外流对流场的影响而造成的塞式喷管性能损失包括如下两部分：第一部分损失来源于运载器底部的阻力损失。运载器底部的压强比环境压强低，运载器底部会产生一定的阻力，但这种底部阻力损失对以传统钟型喷管发动机为动力的运载器也是存在的。第二部分损失来源于塞锥表面压强的变化。外流在运载器底部发生流动分离，造成在塞锥主流附近的局部压力低于无穷远处的环境压力，导致塞锥主流出现过膨胀现象，塞锥壁面的压强降低。

传统火箭发动机通常是通过摆动喷管来实现推力矢量控制的，固体火箭发动机喷管在喉部安装柔性连接机构，液体火箭发动机通常安装常平座以实现整体发动机的摆动。由于塞式喷管发动机常采用分散的方式将推力转移到运载器上，便可以通过差分调节对称两组喷管的流量大小来改变推力大小以实现发动机的推力矢量控制，差分流量调节推力矢量控制的优点在于系统可以减重，增大推重比，不干扰流场等。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种多功能、结构简单、成本低廉的缩比线性塞式喷管运载器冷流试验装置。该装置是带有升力体外形的塞式喷管运载器缩比试验模型，试验结果更接近实际运载器的飞行状态。该装置安装有高精度的六分力测力天平，可以测量不同试验工况下运载器的六个分力值，并设置有集气室总压和塞锥壁面静压的测量接口。

一种缩比线性塞式喷管运载器冷流试验装置，包括升力体组件、塞式喷管组件、测力天平组件和支撑组件；

升力体组件包括升力体前部、升力体中部、升力体后部、垂尾、水平翼、翼面柱销、底部盖板和腹部盖板；升力体前部、升力体中部和升力体后部均为中空结构，升力体前部、升力体中部和升力体后部依次固定连接，构成运载器的升力体外形；升力体前部和升力体中部内部的中空结构，用于安装测力天平组件，升力体后部内部中空结构，用于安装塞式喷管组件；两个垂尾和两个水平翼分别通过翼面柱销对称安装在升力体后部上，垂尾安装在升力体后部的顶部，水平翼安装在升力体后部的两个侧面；塞式喷管组件内部的塞式喷管发动机突出升力体后部尾端平面，在突出的塞式喷管发动机两侧，各安装一块底部盖板，底部盖板固定连接升力体后部，测力天平组件固定连接支撑组件，在支撑组件的左右两侧各安装一块腹部盖板，腹部盖板固定连接升力体的下部；

塞式喷管组件包括尾壳、塞式喷管发动机和发动机柱销，塞式喷管发动机安装在尾壳内部，塞式喷管发动机和尾壳通过发动机柱销固定在升力体后部内，塞式喷管发动机前部设置上、下两个集气室，每个集气室的前部设置一个集气室总压测量接口，通过焊接细铜管连接标准压强传感器，用来测量集气室的总压，在塞式喷管发动机的上、下塞锥壁面的中心对称线上各布置三个塞锥壁面静压测量接口，通过焊接细铜管连接标准压强传感器，用来测量塞锥壁面的静压；在每个集气室的左右两侧对称设置一个高压气体接口，通过焊接供气铜管连接高压空气供给气瓶；

测力天平组件包括测力天平和天平保护罩，测力天平和天平保护罩位于升力体前部和升力体中部的内部，测力天平的前部通过天平保护罩固定连接支撑组件的支臂，测力天平的后部固定在升力体中部上；