[发明专利]用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验方法

权利要求书

1.用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验方法，其特征在于：所述的风洞试验方法使用的风洞试验装置包括斜切喷管(1)、调压转接头(2)、五分量推力天平(3)、通气支杆(4)、喷管密封垫圈(5)、天平出气端密封垫圈(6)、天平进气端密封垫圈(7)和定位销钉(8)；

所述的调压转接头(2)为正方体，调压转接头(2)的上方具有斜切喷管(1)安装接口，斜切喷管(1)通过螺钉固定在调压转接头(2)上，斜切喷管(1)和调压转接头(2)之间通过喷管密封垫圈(5)密封；在斜切喷管(1)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(1)沿0°或90°方向安装在调压转接头(2)上；

所述的调压转接头(2)的侧方具有五分量推力天平(3)安装接口，五分量推力天平(3)的出气端通过螺钉固定在调压转接头(2)上，五分量推力天平(3)的出气端和调压转接头(2)之间通过天平出气端密封垫圈(6)密封；五分量推力天平(3)的进气端通过螺钉固定在通气支杆(4)上，五分量推力天平(3)的进气端和通气支杆(4)之间通过定位销钉(8)定位及天平进气端密封垫圈(7)密封；

所述的调压转接头(2)的下方具有压力监测传感器安装接口；

所述的斜切喷管(1)为依据“冷喷流”模拟方法的相似准则，由真实的反推火箭发动机缩比得到的风洞试验模型喷管，斜切喷管(1)为拉瓦尔喷管，斜切喷管(1)的收缩段和扩张段均为圆锥构形；

所述的五分量推力天平(3)采用F141材料加工制造，五分量推力天平(3)的轴线上安装有常温压缩空气导管，五分量推力天平(3)测量体轴系下的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩五个分量；

所述的通气支杆(4)采用30CrMnSiA材料加工制造，通气支杆(4)的一端与五分量推力天平(3)的进气端相连，通气支杆(4)的另一端与风洞支撑装置相连，通气支杆(4)的表面具有角度测量平台，通气支杆(4)的内部有与五分量推力天平(3)的常温压缩空气导管相通的通气管道；

所述的喷管密封垫圈(5)、天平出气端密封垫圈(6)和天平进气端密封垫圈(7)均采用紫铜材料加工制造；

用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验方法，包括以下步骤：

a.依据“冷喷流”模拟方法的相似准则、真实的反推火箭发动机的喷流参数和风洞模拟静压参数，获得风洞试验缩比模型的斜切喷管(1)的喷流参数；五分量推力天平(3)校准时，常温压缩空气导管中通入与测量时压力相同的常温压缩空气；五分量推力天平(3)测量时，保持测量环境压力与风洞模拟静压参数相同；

b.斜切喷管(1)沿0°方向安装在调压转接头(2)上，定义为方向一，采用五分量推力天平(3)测得斜切喷管(1)推力的法向力分量N1，以及力矩中心位于五分量推力天平(3)校心的俯仰力矩分量Mz1；

c.斜切喷管(1)沿90°方向安装在调压转接头(2)上，定义为方向二，采用五分量推力天平(3)测得斜切喷管(1)产生的法向力分量N2和侧向力分量Z2，以及力矩中心位于五分量推力天平(3)校心的俯仰力矩分量Mz2、偏航力矩分量My2和滚转力矩分量Mx2；

d.依据N1＝N2、A1＝-Z2、Mz1＝N1×d1-A1×d3、Mx2＝-N2×d2+Z2×d3和Mz2＝N2×(d1+d2)这五个等式，通过测量数据计算获得轴向力分量A1以及距离d1、d2和d3，并通过偏航力矩分量My2的测量值校核斜切喷管(1)在方向一和方向二的安装精度；

其中，d1为方向一的法向力分量N1与五分量推力天平(3)校心在X轴方向的距离，d2为方向二的法向力分量N2与五分量推力天平(3)校心在X轴方向的距离，d3为方向一的轴向力分量A1与五分量推力天平(3)校心在Y轴方向的距离；

e.根据步骤b、c、d的测量和计算数据，对方向一通过力的分解与平移，获得斜切喷管(1)的推力方向和推力大小，以及斜切喷管(1)相对于天五分量推力天平(3)校心的作用点。