[发明专利]用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置

说明书

本发明公开了用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置。该风洞试验装置包括斜切喷管、调压转接头、五分量推力天平、通气支杆、喷管密封垫圈、天平出气端密封垫圈、天平进气端密封垫圈和定位销钉；调压转接头为正方体，调压转接头的上方具有斜切喷管安装接口，侧方具有五分量推力天平安装接口，下方具有压力监测传感器安装接口。五分量推力天平的出气端固定在调压转接头上，五分量推力天平的进气端通过螺钉固定在通气支杆上。该风洞试验装置能够测量获得斜切喷管的推力方向、推力大小和推力作用点，解决了斜切喷管推力测量的难题，可为真实火箭发动机推力的反推方法或数值计算方法提供基础数据。

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飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置。

背景技术

斜切喷管与轴对称喷管不同，喷管出口被斜切，避免了飞行器表面出现不必要的凸起，以免破坏飞行器的气动外形。高超声速飞行器(以下简称高超飞行器)斜切喷管，通常出现在高超飞行器的助推器或整流罩的反推火箭发动机上，为助推器与飞行器、或整流罩与飞行器的分离提供一部分驱动力，以便快速且安全地完成整个分离过程。反推火箭发动机的推力方向、推力大小和推力作用点是分离方案设计中的重要输入参数，需提前获悉。

对于正常的轴对称喷管，喷管出口处的喷流参数均匀，反推火箭发动机的推力方向与其轴线重合，推力大小可以通过理论公式计算获得，推力作用点理论上在喷管出口面中心处。由于喷管斜切，喷管出口处的喷流参数不均匀，反推火箭发动机的推力方向偏离其轴线，其实际的推力方向与斜切喷管出口参数和环境条件相关，其推力大小和推力作用点不太容易通过理论计算获得和确定。发动机试验台可以测量真实反推火箭发动机斜切喷管的推力方向、推力大小和推力作用点，但由于真实反推火箭发动机的体积大、推力大、结构复杂且燃气温度高等因素，在发动机试验台上测量真实反推火箭发动机推力的时间和经济成本均不小。因此，对快速且成本适中的测量高超飞行器斜切喷管推力的方案存在需求。

目前，在高超声速风洞中依据相似准则并采用缩比模型的“冷喷流”模拟方法，即在缩比模型的喷管中以常温压缩空气喷流来模拟火箭发动机的高温燃气喷流，可以较好地模拟火箭发动机高温燃气喷流的三大效应，即直接作用、引射效应和体积效应。因此，可以基于“冷喷流”模拟方法，提出一套测量高超飞行器斜切喷管推力的风洞试验装置和方法，获得风洞试验缩比模型喷管的推力方向、推力大小和推力作用点，然后采用某种方式外推获得真实的反推火箭发动机的推力方向、推力大小和推力作用点；或者采用在风洞中测得的风洞试验缩比模型喷管的推力方向、推力大小和推力作用点，校核数值计算方法，然后采用经校核验证的数值计算方法，计算获得真实的反推火箭发动机的推力方向、推力大小和推力作用点。

当前，亟需发展一种在高超声速风洞中测量缩比斜切喷管推力方向、推力大小和推力作用点的装置和方法。

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飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置。

本发明的用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置，其特点是：所述的风洞试验装置包括斜切喷管、调压转接头、五分量推力天平、通气支杆、喷管密封垫圈、天平出气端密封垫圈、天平进气端密封垫圈和定位销钉；

所述的调压转接头为正方体，调压转接头的上方具有斜切喷管安装接口，斜切喷管通过螺钉固定在调压转接头上，斜切喷管和调压转接头之间通过喷管密封垫圈密封；在斜切喷管安装接口处布置有0°和90°两组定位销钉孔，根据试验要求，斜切喷管沿0°或90°方向安装在调压转接头上；

所述的调压转接头的侧方具有五分量推力天平安装接口，五分量推力天平的出气端通过螺钉固定在调压转接头上，五分量推力天平的出气端和调压转接头之间通过天平出气端密封垫圈密封；五分量推力天平的进气端通过螺钉固定在通气支杆上，五分量推力天平的进气端和通气支杆之间通过定位销钉定位及天平进气端密封垫圈密封；

所述的调压转接头的下方具有压力监测传感器安装接口。