[发明专利]风洞试验中尾喷流试验一体化模型装置及试验方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种风洞试验中尾喷流试验一体化模型装置及试验方法，具 体涉及一种一体化模型装置和风洞试验方法，属于风洞试验技术领域。

背景技术

高超声速飞行技术将是21世纪航空航天领域的研究热点之一，高超声速 飞行器具有重要的战略意义和极高的应用价值。在高超声速飞行中，随着马 赫数的升高、波阻和摩阻的增加，会形成升阻比屏障，而采用升力体气动布 局的高超声速飞行器是克服此屏障的有效方法。作为高超声速飞行器，升力 体的性能比常规高超声速飞行器更优，在升阻特性、高超声速范围的机动性 等方面优势是显著的，在高超声速飞行器设计领域日益受到重视，是近年来 发展较快的高超声速飞行器设计方法之一。目前，采用升力体外形、以吸气 式超燃冲压发动机为动力的飞行器是当前高超声速飞行的研究热点。

由于高超声速吸气式飞行器采用机体——推进一体化设计，机身后体成 为尾喷管结构的一部分，且为非轴对称的结构，因此推进系统工作会对飞行 器的气动特性造成一定影响。在进行飞行器气动设计和控制系统设计时均需 要准确了解这一影响量的大小。目前，风洞试验仍然是获得喷流干扰量的主 要技术手段之一。

进行尾喷流供气试验，则需要为尾喷管供气，传统的密封是通过固连压 紧的方式，以确保不漏气，但推进系统尾喷流试验时，要求供气管路(喉道 段)和尾喷管不能接触，以免影响测量结果。那应该如何布置喷流供气系统， 如何为尾喷管供气同时保证密封，但又不发生零件之间的干涉是模型设计面 临的最大问题，也是本发明将要解决的重点。

发明内容

本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说 明的优点。

为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种风洞试验中尾 喷流试验一体化模型装置，包括：

模型头部，其内设置有与模型主体的圆柱体结构连接的圆柱形空腔；

模型主体，其一端为圆柱体结构，另一端为方体结构；所述圆柱体结构 与方体结构的内部是阶梯型圆柱空腔；所述模型主体的左侧设置有掏空区域 Ⅰ；所述模型主体的上部设置有尾喷管下半段型面；所述模型主体的前后两 侧保留飞行器外形；

天平转接件，其一端设置有圆锥形空腔，所述天平转接件内部设置有贯 穿上下表面的阶梯型空腔；所述天平转接件位于模型主体的掏空区域Ⅰ内；

天平，其一端与隔热套连接后安装在所述模型主体的阶梯型圆柱空腔内， 另一端固定在所述天平转接件的圆锥形空腔内；

喉道段，其靠近上部位置有一面积逐渐变大的空腔，即尾喷管的驻室， 紧接驻室的是喉道和扩散段；所述喉道段上设置有阶梯型圆柱孔；喉道段的 下侧与天平转接件的上侧连接，所述驻室与天平转接件的阶梯型空腔连通； 所述喉道段位于模型主体的阶梯型圆柱空腔内；

腹部盖板，其连接在所述模型主体的上侧；所述腹部盖板的内部设置有 掏空区域Ⅱ和尾喷管上端表面结构，所述模型主体上的尾喷管下半段型面和 腹部盖板上的尾喷管上端表面结构组成尾喷管；

背部盖板，其与所述模型主体的下侧连接，所述背部盖板内设置有掏空 区域Ⅲ；

用于支撑模型装置的背支板，其中部掏空设置为尾喷流供气管道；所述 背支板的上端与天平转接件连接，所述尾喷流供气管道与天平转接件的阶梯 型空腔连通；所述背支板的下端与风洞支撑件连接。

优选的是，所述模型头部与模型主体通过圆柱形空腔Ⅰ的连接方式为： 通过销钉定位，并用螺钉压紧销钉。

优选的是，所述模型主体的阶梯型圆柱空腔中直径较小的空腔上设置有 用于退天平的螺纹；直径较大的空腔与天平上的隔热套连接。

优选的是，所述天平转接件为长方体结构，所述圆锥形空腔位于天平转 接件的横向轴线上；所述圆锥形空腔上设天平把紧键槽和退天平键槽；所述 阶梯型空腔靠近天平转接件下表面的是用于与背支板焊接的矩形空腔，靠近 天平转接件上表面的是用于稳定气流为喉道段供气的渐宽的梯形空腔；在所 述阶梯型空腔的两侧设有多个位置调节孔，通过螺栓经多个位置调节孔将天 平转接件与喉道段连接。

优选的是，所述喉道段的外形为长方体结构，所述阶梯型圆柱孔的直径 较大的圆柱孔上设有用于连接压力传感器的螺纹；并在不连接压力传感器时， 采用堵头和垫圈对阶梯型圆柱孔进行封堵。

优选的是，所述背支板采用上细下粗的扁柱状体结构，前侧迎风面是尖 劈形状；所述背支板后侧开渠以铺设天平线，上设通孔，以绑扎固定天平线； 所述背支板通过其上的连接孔与风洞支撑件连接。