[实用新型]尾支撑的轴对称通气模型气动力测量试验装置

说明书

本实用新型公开了一种尾支撑的轴对称通气模型气动力测量试验装置，包括：轴对称通气模型，其进气道采用下颌式或腹部进气，从进气道之后的内流道均为轴对称构型；所述轴对称通气模型包括模型主体和试验外壳；所述模型主体包括螺纹连接的模型前体和改型尾喷管；测力天平，其为六分量环式天平，所述测力天平分别与尾支撑和模型主体连接；其中，所述测力天平的端部与模型主体连接，且模型前体穿设在测力天平的内部；所述测力天平的另一端部与尾支撑连接；且所述模型前体和改型尾喷管穿设在尾支撑内；所述试验外壳为尾支试验外壳，其为圆筒状，其前端用螺钉与模型前体连接，后端悬空。

技术领域

本实用新型涉及一种尾支撑的轴对称通气模型气动力测量试验装置，属于风洞试验技术领域。

背景技术

目前常用的吸气式飞行器的结构形式主要有两种：一种是升力体构型，飞行器整体呈较为扁平的面对称结构，最具代表性的是美国的X-43A；另一种是轴对称构型，进气道位于飞行器前体压缩面的下方，从进气道之后的内流道(从隔离段道喷管出口)均为轴对称构型。

无论对于升力体构型还是轴对称构型的飞行器而言，由于推进系统的尾喷管都占据了飞行器尾部的大部分空间，剩余空间不能满足风洞试验模型支撑装置的安装需求。因此，必须对飞行器尾部(喷管出口)进行适当改型。

改型针对升力体构型，曾采用过两种尾部改型方法：

一是不改变尾喷管扩张角，模型支杆直接穿过喷管，为避免模型与支杆直接接触影响天平测量结果，喷管与支杆之间需保留一定的缝隙。试验结果表明，由于尾喷管附近的气流压力较高，而模型内腔压力低，外部气流通过喷管与支杆之间的缝隙向模型内腔倒灌，改变了喷管壁面的压力分布，严重影响气动特性的测量精准度，难以采用CFD方法进行修正。

二是避免破坏喷管型面，改变尾喷管扩张角，从而有效克服了方法一的弊端。型面改变造成的气动特性变化可以通过CFD或设计其它试验的方法进行修正。经过多年的实践证明，这一方法是有效的。

对于轴对称构型飞行器而言，直接采用上述方法，天平和支杆只能偏置于内流道上侧，天平和支杆的尺寸受到严格限制，可能导致支撑装置的刚度不足；另一方面，内流道下侧的空间则没有得到有效利用。

采用背支撑方式，可以避免破坏尾喷管型面。但由于背支撑的存在，导致背支撑之后的模型流场被破坏，对气动特性的影响更大。

因此，探索一种适用于尾支撑的轴对称通气模型的气动力测量试验装置对今后在高超声速风洞中开展此类试验具有重要意义。

实用新型内容

本实用新型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。

为了实现根据本实用新型的这些目的和其它优点，提供了一种尾支撑的轴对称通气模型气动力测量试验装置，包括：

轴对称通气模型，其进气道采用下颌式或腹部进气，从进气道之后的内流道均为轴对称构型；所述轴对称通气模型包括模型主体和试验外壳；所述模型主体包括螺纹连接的模型前体和改型尾喷管；

测力天平，其为六分量环式天平，所述测力天平分别与尾支撑和模型主体连接；

其中，所述测力天平的端部与模型主体连接，且模型前体穿设在测力天平的内部；所述测力天平的另一端部与尾支撑连接；且所述模型前体和改型尾喷管穿设在尾支撑内；所述试验外壳为尾支试验外壳，其为圆筒状，其前端用螺钉与模型前体连接，后端悬空；

优选的是，所述测力天平的前后两端设有法兰、螺纹孔和销孔。

优选的是，所述改型尾喷管与原型尾喷管相比，型面整体向内收缩，在尾喷管出口处略有扩张。

优选的是，除测力天平前端与模型主体接触外，测力天平的其余部分与模型主体和模型外壳之间分别保留6mm和8mm缝隙；测力天平的前端圆柱段设置有平台。