[发明专利]一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置

说明书

本发明公开了一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置。该实验装置安装在高超声速风洞的中心空腔内、位于高超声速风洞的中心轴线上、整体为轴对称的管型结构，以高超声速风洞来流为前方，从前到后依次包括：与风洞稳定段出口连接的前接口段、整流锥段、均温段、与风洞实验段入口连接的稳定段、具有非传力供气桥作用的喷管过渡段、位于高超声速风洞实验段的待测实验喷管，待测实验喷管的后端安装有燃气舵，燃气舵的舵面伸入待测实验喷管的喷流流场中，舵面前缘迎向喷流流场。该实验装置利用高超声速风洞模拟发动机喷流，采用铰链力矩天平测量燃气舵的气动力和力矩，采用环式六分量天平测量待测实验喷管和燃气舵的综合六分量气动力和力矩。

技术领域

本发明属于高超声速风洞实验测试技术领域，具体涉及到一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置。

背景技术

除了传统空气舵，实现导弹控制的技术途径有燃气舵、推力矢量（扰流片、二次喷流等）、直接力以及复合控制等技术。燃气舵/推力矢量是安装于导弹尾部喷管出口处的装置，通过与火箭发动机燃气流相互作用产生控制力和力矩，用于提高导弹在低速压状态下的机动过载能力。燃气舵/推力矢量装置以其结构简单、响应速度快和不受飞行高度影响等优点已成为先进战术导弹的技术标准。

燃气舵/推力矢量实验分为燃气舵冷喷流风洞测力实验、燃气舵发动机点火测力实验和燃气舵发动机试车台测力实验，这些实验方法各有其优点和不足。

燃气舵冷喷流风洞测力实验的优点是实验成本低，流场参数稳定，重复性好，便于调节喷流压力比，这是燃气舵发动机点火测力实验和燃气舵发动机试车台测力实验所不具备的；燃气舵冷喷流风洞测力实验的缺点是无法模拟高温流和粒子流，导致实验测得的燃气舵阻力与实际相比偏差较大，燃气舵冷喷流风洞测力实验适用于舵面选型和性能比较实验。

燃气舵发动机点火测力实验是评判燃气舵气动外形设计结果的最终标准，燃气舵冷喷流风洞测力实验的测力结果要经过燃气舵发动机点火测力实验来验证和修正（主要是阻力）。但是，作为关键装置的发动机是一次性使用产品，实验成本很高，而且发动机受高低温影响，每发发动机性能也有差别，导致实验数据不一致。

燃气舵发动机试车台测力实验的主要目的是利用发动机试车状态测量燃气舵对弹体产生的综合作用力。此项实验是将燃气舵按设计要求以及与喷管的相对安装位置固定连接在发动机上，由舵机驱动燃气舵按照控制指令连续偏转，当发动机工作时，燃气舵产生的力和力矩传递到发动机上，由六分量试车台获得发动机工作时燃气舵的六个分量的气动力和力矩。优点是考虑了燃气舵对弹体的综合作用，并且可以直接测量出发动机的推力损失；缺点是实验成本高，无法得到每片舵在不同舵偏状态下的气动性能。

此外，燃气舵冷喷流风洞测力实验存在的主要不足之处还有仅能够测量燃气舵的气动参数，而没有测量燃气舵和喷管产生的总的力和力矩，不足以支撑燃气舵设计。

当前，亟需发展一种新型的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置。

目前，高精度燃气舵和喷管一体化测力技术的主要难点在于：模拟发动机喷流的高压供气管路对一体化测力的干扰。波纹管是工程上常用的非传力供气桥，但波纹管并不适合用于燃气舵和喷管一体化测力，主要有以下两个技术问题难以解决：一是火箭发动机落压比在150以上，实验喷流模拟需用总压高达3MPa，所需要的直径大于100mm的大型高压波纹管还存在技术瓶颈；二是波纹管对扭矩比较敏感，导致滚转力矩测量误差较大。

本发明的燃气舵和喷管一体化风洞测力实验装置采用开口式供气桥方案，即待测实验喷管与喷管过渡段之间采用无固连、非传力供气桥设计，从而隔离力的传递，避免固连设计造成的测力干扰问题。利用喷管过渡段与待测实验喷管之间的环状通气缝隙形成壅塞来限制泄漏气体流量，该环状通气缝隙实际上是一个环式音速喷管，能够通过优化设计环式音速喷管的几何参数降低其泄漏流量，只要泄漏流量远小于主喷流流量即可保证实验条件。