自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法技术

本发明专利技术提供一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，包括：设计通气模型测力装置：通气模型；测量天平，设置在通气模型内，用于测量通气模型的气动力性能；基座；尾支杆，以尾支撑方式实现对通气模型的支撑，其一端设置在基座上，另一端与测量天平相连接，且尾支杆与通气模型内壁不接触；热气流阻挡组件，设置在尾支杆和通气模型内壁之间，使得尾支杆和通气模型内壁之间不相连接，用于减小通气模型尾部进入的热气流在通气模型内的流动速度；将通气模型测力装置置于自由射流风洞中；开展风洞试验以获取有效测力数据。本发明专利技术测力方法能够解决现有技术中常规风洞由于无法完全模拟飞行器的真实飞行环境，导致模型测力不准等技术问题。

Force Measurement Method of Ventilation Model under Free Jet Wind Tunnel Test Conditions

【技术实现步骤摘要】
自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法
本专利技术涉及飞行器气动性能预测
，尤其涉及一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法。
技术介绍
推阻匹配是飞行器总体方案成立与否的核心问题。采用机体/推进一体化方法设计的飞行器，最典型特点就是内外流高度耦合，致使其一体化气动性能和推阻特性的预测、分析比较困难。因此，发展风洞试验技术、提高内外流耦合飞行器气动性能预测精度和能力是该类飞行器研制中必须解决的一个关键难题。当前国内外可用于高速飞行器性能获取的常规风洞为0.5m-1m量级，其总温、总压较低，无法完全模拟飞行器的真实飞行环境，尤其是总温环境，严重制约了飞行器带动力一体化气动性能预测技术的发展。目前国内以自由射流试验台(试车台)为代表的大尺度风洞设施，可实现压力、温度等参数的宽范围模拟，在地面创造飞行器高空长时间、中等焓值飞行条件，且允许模型以较大尺寸开展试验，但其当前主要用于发动机试验，由于自由射流温度值上限远高于常规风洞，如果大尺寸模型在该风洞条件下开展试验，可能会导致隔热等问题出现，进而导致试验失败，因此，目前通气模型测力试验技术在该类风洞中尚未建立。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，能够解决现有技术中常规风洞由于无法完全模拟飞行器的真实飞行环境，导致模型测力不准等技术问题。本专利技术技术解决方案如下：本专利技术提供了一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，方法包括以下步骤：设计通气模型测力装置，装置包括：通气模型；测量天平，所述测量天平设置在所述通气模型内，所述测量天平用于测量所述通气模型的气动力性能；基座；尾支杆，所述尾支杆以尾支撑方式实现对所述通气模型的支撑，其中，所述尾支杆的一端设置在所述基座上，所述尾支杆的另一端与所述测量天平相连接，且所述尾支杆与所述通气模型内壁不接触；热气流阻挡组件，所述热气流阻挡组件设置在所述尾支杆和所述通气模型内壁之间，且使得所述尾支杆和通气模型内壁之间不相连接，所述热气流阻挡组件用于减小通气模型尾部进入的热气流在通气模型内的流动速度；将所述通气模型测力装置置于自由射流风洞中；开展风洞试验以获取有效测力数据。进一步地，在将所述通气模型测力装置置于自由射流风洞中之前，所述方法还包括步骤：对所述通气模型测力装置进行地面调试，包括：对测量天平精度进行考核并判断是否需要调试；对通气模型内的隔热措施进行考核并判断是否需要调试。进一步地，所述对通气模型内的隔热措施的考核方式为：在通气模型底部模拟高温环境，观测测量天平的温飘情况，且设定时间内的测量天平各分量输出值不大于设计载荷输出电压的0.3％，则确认隔热措施有效。进一步地，所述开展风洞试验以获取有效测力数据具体包括：开展冷态来流试验，获得冷态流场下的气动力性能；将所述气动力性能与常规风洞试验结果进行比较，并根据比较结果设计自由射流风洞参数；开展热态来流试验以获取有效测力数据。进一步地，所述热气流阻挡组件包括若干热气流阻挡件，所述热气流阻挡件周向设置在所述尾支杆和所述通气模型内壁之间，若干所述热气流阻挡件沿通气模型中心轴线方向分隔出若干个半封闭隔热腔。进一步地，所述热气流阻挡件至少为2个，至少为2个的所述热气流阻挡件沿通气模型中心轴线方向分隔出至少两个半封闭隔热腔，至少两个所述半封闭隔热腔包括：热气流阻挡件与测量天平之间所构成的半封闭隔热腔以及相邻热气流阻挡件所构成的半封闭隔热腔。进一步地，所述热气流阻挡件包括第一阻挡部和第二阻挡部，所述第一阻挡部周向贴合设置在所述通气模型内壁上，所述第一阻挡部的远离所述通气模型的一侧具有环形凹槽；所述第二阻挡部套设在所述尾支杆上，所述第二阻挡部还设置在所述凹槽内，且所述第二阻挡部最外侧与凹槽侧壁和底面均不接触。进一步地，所述第二阻挡部最外侧距离凹槽底面的距离大于等于5mm。进一步地，多个所述第二阻挡部包括不同尺寸的可替换模块，所述可替换模块沿尾支杆长度方向可进行位置调节。进一步地，所述尾支杆沿长度方向具有空腔，所述空腔内充有常温惰性气体，位于所述半封闭隔热腔内的所述尾支杆的部分上设置有开口，通过所述开口将所述空腔中的常温惰性气体通入相应所述半封闭隔热腔内。进一步地，所述地面调试中，当判断需要对通气模型内的隔热措施进行调试时，调试的方法包括：调整所述热气流阻挡件的数量；和/或，调整所述第二阻挡部最外侧距离凹槽底面的距离；和/或，调整所述开口的大小。进一步地，所述半封闭隔热腔内设置有压力和温度传感器，用于实时监测所述半封闭隔热腔的压力和温度变化。进一步地，所述测量天平包括相连接的连接端和主体部分，连接端与所述通气模型连接，所述连接端上套设有第一隔热套，所述第一隔热套用于所述连接端的隔热；所述主体部分外部罩设第二隔热套，所述第二隔热套用于所述主体部分的隔热；和/或所述通气模型包括进气道唇口、头部、弹身和尾部，其中，所述进气道唇口和头部采用0Cr25Ni20高温合金材料制成，所述弹身和尾部采用30CrMnSiA材料制成。进一步地，所述测力装置还包括攻角机构，所述基座还固定设置在所述攻角机构上，所述攻角机构用于对所述通气模型攻角进行调整，所述攻角机构沿用自由射流风洞试验中所用攻角机构。应用本专利技术的技术方案，提供了一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，本专利技术首先设置通气模型测力装置在自由射流风洞中进行试验，自由射流试验台为代表的大尺度风洞设施，可实现压力、温度等参数的宽范围模拟，即实现模拟飞行器的真实飞行环境，同时，为了保证该装置在自由射流风洞中顺利开展试验，该装置通过设置包括尾支杆且以尾支撑方式实现对模型的支撑，避免现有自由射流风洞中支撑机构对模型测力的影响(现有自由射流风洞中支撑机构会破坏模型外表面，干扰模型周围气流的流动，影响测力结果)；通过在尾支杆和通气模型内壁之间设置热气流阻挡组件，一方面该阻挡件使得尾支杆和通气模型内壁之间不相连接(也即尾支杆无法通过该组件与模型内壁实现间接连接)，保证了测力的准确性(如果尾支杆和模型内壁接触，使得测力不准)，另一方面进入模型尾部的热气流在向测量天平流动时(由于尾支杆与模型内壁不接触，热气流必然还会向测量天平流动)，该组件相当于热气流流动路径上设置的障碍，延长了热气流的流动路径，减小了热气流的流动速度，使得到达测量天平时的热气流温度大大降低，保证了测量天平的在自由射流宽范围温度条件下的隔热效果，实现了该装置在自由射流风洞条件下的准确测力。综上，本专利技术提供的装置能充分利用自由射流风洞可模拟飞行器高空飞行条件，能以大尺寸模型进行试验的能力，克服了试验中涉及的测量天平等的防/隔热难题，填补了大尺度高温风洞通气模型测力试验技术空白，提高了飞行器带动力一体化性能分析技术和能力。附图说明所包括的附图用来提供对本专利技术实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本专利技术的实施例，并与文字描述一起来阐释本专利技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1示出了根据本专利技术的具体实施例提供的自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置的结构示意图；图2示出了根据本专利技术的具体实施例提本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，其特征在于，所述测力方法包括以下步骤：设计通气模型测力装置，所述测力装置包括：通气模型(30)；测量天平(40)，所述测量天平(40)设置在所述通气模型(30)内，所述测量天平(40)用于测量所述通气模型(30)的气动力性能；基座(10)；尾支杆(20)，所述尾支杆(20)以尾支撑方式实现对所述通气模型(30)的支撑，其中，所述尾支杆(20)的一端设置在所述基座(10)上，所述尾支杆(20)的另一端与所述测量天平(40)相连接，且所述尾支杆(20)与所述通气模型(30)内壁不接触；热气流阻挡组件，所述热气流阻挡组件设置在所述尾支杆(20)和所述通气模型(30)内壁之间，且使得所述尾支杆(20)和通气模型(30)内壁之间不相连接，所述热气流阻挡组件用于减小通气模型(30)尾部进入的热气流在通气模型(30)内的流动速度。将所述通气模型测力装置置于自由射流风洞中；开展风洞试验以获取有效测力数据。

【技术特征摘要】
1.一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，其特征在于，所述测力方法包括以下步骤：设计通气模型测力装置，所述测力装置包括：通气模型(30)；测量天平(40)，所述测量天平(40)设置在所述通气模型(30)内，所述测量天平(40)用于测量所述通气模型(30)的气动力性能；基座(10)；尾支杆(20)，所述尾支杆(20)以尾支撑方式实现对所述通气模型(30)的支撑，其中，所述尾支杆(20)的一端设置在所述基座(10)上，所述尾支杆(20)的另一端与所述测量天平(40)相连接，且所述尾支杆(20)与所述通气模型(30)内壁不接触；热气流阻挡组件，所述热气流阻挡组件设置在所述尾支杆(20)和所述通气模型(30)内壁之间，且使得所述尾支杆(20)和通气模型(30)内壁之间不相连接，所述热气流阻挡组件用于减小通气模型(30)尾部进入的热气流在通气模型(30)内的流动速度。将所述通气模型测力装置置于自由射流风洞中；开展风洞试验以获取有效测力数据。2.根据权利要求1所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，其特征在于，在将所述通气模型测力装置置于自由射流风洞中之前，所述方法还包括步骤：对所述通气模型测力装置进行地面调试，包括：对测量天平(40)精度进行考核并判断是否需要调试；对通气模型(30)内的隔热措施进行考核并判断是否需要调试。3.根据权利要求3所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，其特征在于，所述对通气模型(30)内的隔热措施的考核方式为：在通气模型(30)底部模拟高温环境，观测测量天平(40)的温飘情况，且设定时间内的测量天平各分量输出值不大于设计载荷输出电压的0.3％，则确认隔热措施有效。4.根据权利要求1-3所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，其特征在于，所述开展风洞试验以获取有效测力数据具体包括：开展冷态来流试验，获得冷态流场下的气动力性能；将所述气动力性能与常规风洞试验结果进行比较，并根据比较结果设计自由射流风洞参数；开展热态来流试验以获取有效测力数据。5.根据权利要求2所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，其特征在于所述热气流阻挡组件包括若干热气流阻挡件(50)，所述热气流阻挡件(50)周向设置在所述尾支杆(20)和所述通气模型(30)内壁之间，若干所述热气流阻挡件(50)沿通气模型(30)中心轴线方向分隔出若干个半封闭隔热腔(100)。6.根据权利要求5所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，其特征在于，所述热气流阻挡件(50)至少为2个，至少为2个的所述热气流阻挡件(50)沿通气模型(30)中心轴线方向分隔出至少两个半封闭隔热腔(100)，至少两个所述半封闭隔热腔(100)包括：热气流阻挡件(50)与测量天平(40)之间所构成的半封闭隔热腔(100)以及相邻热气流阻挡件(50)所构成的半封闭隔热...

【专利技术属性】
技术研发人员：汤继斌，黄海生，卢志毅，王立宁，
申请(专利权)人：北京空天技术研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11