[发明专利]吸气式高超声速飞行器分段部件气动力的测量方法

说明书

技术领域

本发明属于吸气式高超声速技术领域，尤其是一种吸气式高超声速飞行器分段部件气动力的测量方法。

背景技术

吸气式高超声速飞行器技术是未来航空领域发展的战略制高点，在军事和民用领域都具有极高的应用价值。图1为吸气式高超声速飞行器的示意图，其主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管构成。如图1所示，9为机体一体化构型，其机身前下表面是发动机进气道前体压缩面10，机身后下表面是发动机尾喷管的后体膨胀面11，12为喷油，机体与发动机之间没有明显的分界线。巡航状态下高超声速飞行器飞行马赫数通常大于5，此时飞行阻力较大，而吸气式的超燃冲压发动机推力相对较小，整机的推力余量较小。为了实现最佳的气动和推进性能，机体和推进系统需要采用高度一体化设计，飞行器前体和后体的下壁面既是主要的气动型面，又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管膨胀型面，各部件之间高度耦合。

高超声速飞行器各部件在设计时遵循不同的物理规律，如进气道和尾喷管在设计时考虑的是激波压缩和等熵膨胀，而燃烧室设计时考虑的是燃料混合和化学反应。由于各部件的流动现象不同，所遵循的物理规律不同，在通过地面试验结果或计算数据来推算真实飞行器的气动性能时，就需要对各部件气动力对整机气动力的贡献进行评估。同时，飞行器在总体设计时也需要限定各部件气动力水平，其气动力大小也是评价部件性能的关键指标。

在地面试验中，由于吸气式高超声速飞行器各部件之间高度耦合，对各部件的气动力进行试验测量存在一定困难，国内外针对这一方面研究的公开资料也比较少。

在数值计算中，一般可以通过网格拓扑结构的划分和相应的后处理得到高超声速飞行器各部件的气动力。但在高速来流条件下，飞行器内外流场流动状态复杂，且内外流相互耦合，并存在边界层分离、激波边界层干扰等复杂流动现象，这些流动现象对内外流场的流动状态有很大的影响，然而目前的数值计算方法很难对这些流动现象进行精确模拟，在缺乏相应试验数据验证的情况下，根据数值计算得到的各部件的气动力结果缺乏可靠性。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种吸气式高超声速飞行器分段部件气动力的测量方法。

为实现上述发明目的，本发明技术方案如下：

一种吸气式高超声速飞行器分段部件气动力的测量方法，用于高超声速风洞试验中，将吸气式高超声速飞行器分为前体、燃烧中段和后体三部分，以进气道出口为前体和燃烧中段的分界线，以尾喷管入口为燃烧中段和后体的分界线，燃烧中段设有支架，在前体和燃烧中段之间设有前天平，燃烧中段和后体之间设有后天平，燃烧中段和支架之间设有中天平，通过在高超声速风洞中开展测力试验，前天平和后天平分别对前体和后体的气动力进行测量，中天平对整机的气动力进行测量，对三台天平的测力结果进行解算得到各个部件的气动力和力矩。

作为优选方式，前体、燃烧中段和后体为3个独立的部分，前体通过螺钉与前天平连接，前天平再通过螺钉与第一支撑板相连，第一支撑板利用销钉定位并通过螺钉与燃烧中段固连，后体通过螺钉与后天平连接，后天平再通过螺钉与第二支撑板相连，第二支撑板利用销钉定位并通过螺钉与燃烧中段固连；燃烧中段通过螺钉与中天平相连，中天平再通过螺钉固定在支架上。

作为优选方式，三台天平为六分量应变天平。

作为优选方式，所述天平均采用扁平框式结构，即：将天平浮动框和固定框布置在相同的水平高度上，轴向力元件用偏心梁，其余五分量用矩形梁，分别对称布置在天平设计中心前后。

作为优选方式，前体和燃烧中段之间、燃烧中段和后体之间保留0.5-1.5mm的缝隙。保证试验过程中部件之间没有硬连接，实现各部件气动力和力矩的隔离。

作为优选方式，前体和燃烧中段之间、燃烧中段和后体之间的缝隙采用耐高温橡胶进行密封，避免缝隙漏气对流动和测力产生干扰。