[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

摘要

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方法。该方法以用于高超飞行器斜切喷管推力测量的风洞试验装置为基础，在“冷喷流”模拟方法指导下测量获得体轴系下的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩和滚装力矩五个分量，计算获得体轴系下的轴向力分量以及推力作用点相对于五分量推力天平校心的距离，最后通过力的分解与平移，获得斜切喷管的推力方向和推力大小。该风洞试验方法采用风洞试验缩比模型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。

主权项

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)；/n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；/n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；/n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；/n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；/n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、偏航力矩和滚装力矩五个分量；/n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；/n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；/n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：/na.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；/nb.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；/nc.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；/nd.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；/ne.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。/n