一种用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法技术

本发明专利技术公开了一种用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法。该试验方法使用的试验装置的支杆与外置的高速风洞高压气源连通，支杆上连接喷管，喷管经模型内腔伸出模型前端，模型内腔和模型底部空腔的不同截面上布置有若干测压点；喷管与模型之间具有隔离缝隙，模型内腔截面积与隔离缝隙截面积的比值大于等于30。该试验方法取消传统喷流试验中迷宫槽、波纹管等物理密封装置，通过增大模型内腔截面积与隔离缝隙截面积的比值，形成准静态的气密封腔，再通过模型内腔压力的实时测量对模型轴向力进行修正，减小了隔离缝隙窜流对试验结果的影响，又避免了大迎角下喷管与模型碰撞，增大了有效试验迎角范围，减小了加工装配难度，降低了试验成本。降低了试验成本。降低了试验成本。

【技术实现步骤摘要】
一种用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法


[0001]本专利技术属于高速风洞试验
，具体涉及一种用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法。

技术介绍

[0002]高速风洞试验中，喷流干扰测力试验是获得发动机喷流对飞行器气动特性的干扰量的重要手段，传统喷流干扰测力试验是喷流位置处于飞行器模型中段、后段或者尾部的顺气流喷流干扰测力试验。为了得到顺气流喷流对飞行器气动特性的干扰量，需设计加工模拟飞行器外形的风洞试验模型（以下简称模型），还需设计加工提供高压喷流的内管道及喷管（以下简称喷管）用于对发动机喷流的模拟，模型通过测力天平与支杆连接，喷管与支杆直接连接，模型不可与喷管发生直接接触。为了减小喷管与模型之间缝隙流动导致的试验误差，常需设计复杂的迷宫槽或者波纹管系统以达到“密封但不传力”的效果，但是，在实践过程中经常会遇到密封不严导致窜气或者喷管与模型发生接触等问题，因此，传统喷流干扰测力试验的模型迎角常被限制在较小的范围，对于波纹管等柔性密封装置，还需在试验前进行复杂的加载校准，但是最终的仍然无法避免试验误差。
[0003]迎气流喷流干扰测力试验相比传统的顺气流喷流干扰测力试验存在显著不同。迎气流喷流，顾名思义，其喷流方向正面迎向主气流方向，喷流与主气流对撞产生强激波，相比无喷流状态，迎气流喷流的存在会使得飞行器周围的流场发生明显变化，整个飞行器全部处于喷流的干扰区内，因而迎气流喷流的干扰量相比于传统顺气流喷流显著增大，此时若依然采用迷宫槽等传统密封手段，由于迷宫槽本身位于飞行器头部，迷宫槽对飞行器周围的流场也会带来不小的干扰，并且迷宫槽本身的干扰会使得试验误差增大，会给迎气流喷流干扰测力试验的试验数据处理和修正带来困难。
[0004]当前，亟需发展一种用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法。

技术实现思路

[0005]本专利技术所要解决的技术问题是提供一种用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法。
[0006]本专利技术的用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法使用的试验装置采用尾支撑固定模型，试验装置包括固定在高速风洞中部支架的支杆，与支杆前端固定连接的杆式的测力天平，与测力天平的前端通过锥面配合螺钉拉紧的方式固定连接的模型，模型内部的空腔为模型内腔；其特点是，支杆与外置的高速风洞高压气源连通，支杆上固定连接喷管，喷管经模型内腔伸出模型前端，模型内腔和模型底部空腔的不同截面上布置有若干测压点；模型底部与支杆之间的缝隙为模型底部空腔，模型底部空腔的截面积为模型底部空腔截面积S1；喷管的截面积为喷管截面积S2；
喷管与模型之间留有隔离缝隙，隔离缝隙的截面积为隔离缝隙截面积S3；模型内腔前端的内壁面到测力天平天平头前端面之间的空腔截面积为模型内腔截面积S4；模型底部空腔截面积S1、喷管截面积S2、隔离缝隙截面积S3和模型内腔截面积S4均为垂直于支杆轴线方向的截面积；S4/S3≥30；所述的试验方法包括以下步骤：a.在高速风洞中部支架的接口上固定安装支杆，支杆的前端固定连接测力天平，测力天平的前端通过锥面配合螺钉拉紧的方式固定连接的模型，支杆的喷管从模型伸出；b.将模型攻角调整至0
°
；c.检查调整模型底部与支杆之间的缝隙，确保缝隙宽度一致，计算模型底部空腔截面积S1；d.检查调整喷管与模型之间的隔离缝隙，确保隔离缝隙宽度一致，计算隔离缝隙截面积S3；e.计算喷管截面积S2和模型内腔截面积S4；f.计算S4/S3，确保S4/S3≥30；g.将若干测压点连接高速风洞测压系统；h.按照高速风洞喷流试验要求，打开高速风洞高压气源，高压气从喷管喷出，形成迎气流喷流；i.启动高速风洞，按照常规高速风洞测力测压试验流程进行测力测压试验，获得测力天平的测力数据和若干测压点的测压数据，单次试验结束，高速风洞停止运行；j.从高速风洞试验参数中获得来流静压P1，通过若干测压点的测压数据计算模型内腔的平均压力P2，通过测力天平的测力数据获得修正前的轴向力X2，根据轴向力修正公式X1=(P1
‑
P2)*(S1
‑
S2
‑
S3)获得腔压修正轴向力X1，根据X=X2
‑
X1，获得修正后的模型轴向力X；k.进行试验数据评估，根据评估结果继续开展高速风洞试验，直至完成所有试验项目。
[0007]进一步地，所述的喷管对称分布。
[0008]进一步地，所述的若干测压点从前至后串列分布在模型内腔和模型底部空腔的内壁面上。
[0009]本专利技术的用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法使用的试验装置取消了传统的顺气流喷流干扰测力试验中设置的迷宫槽、波纹管等物理密封装置，通过增大模型内腔截面积S4与隔离缝隙截面积S3的比值，使得模型内腔形成准静态的气密封腔，再通过模型内腔压力的实时测量对模型轴向力进行修正，从而达到了既减小隔离缝隙窜流对试验结果的影响，又避免了大迎角时喷管与模型发生碰撞，增大了有效试验迎角范围。
[0010]本专利技术的用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法使用的试验装置具有以下特点：1.取消喷管与模型之间的迷宫槽或者波纹管等物理密封装置。
[0011]2.增大模型内腔截面积S4与隔离缝隙截面积S3的比值，达到S4/S3≥30，从而降低了模型内腔的气流速度，使得模型内腔各处气压基本相当，在模型内腔形成了准静态的气
密封腔，以便后续数据处理时对腔压影响进行修正。
[0012]3.在模型内腔不同截面处布置若干个实时压力探测点即测压点，由于模型内腔中各处压力基本相当，模型腔压对模型气动力的影响仅体现在轴向方向，故只需对轴向力进行腔压修正即可，通过腔压修正公式X1=(P1
‑
P2)*(S1
‑
S2
‑
S3)，再通过X=X2
‑
X1，能够获得修正后的轴向力X。
[0013]本专利技术用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法通过增大模型内腔截面积S4与隔离缝隙截面积S3的比值，在模型内腔形成准静态的气密封腔，再通过实时测量模型内腔压力进行腔压修正，减小了喷流干扰测力试验中缝隙窜流带来的试验误差，提高了试验精准度；通过取消迷宫槽、波纹管等物理密封装置，去除了迷宫槽、波纹管等带来的试验误差，提高了试验精准度，降低了试验数据处理和修正的难度；通过取消迷宫槽、波纹管等物理密封装置，增大了有效试验迎角范围，获得了更丰富的试验数据；通过取消迷宫槽、波纹管等物理密封装置，取消了密封装置校准这一试验环节，减小了加工装配难度，降低了试验成本。
附图说明
[0014]图1为本专利技术用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法使用的试验装置的结构示意图；图2为本专利技术用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法的气流流动示意图。
[0015]图中，1.喷管
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2.模型
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3.测力天平
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4.支杆
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5.隔离缝隙
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6.模型内腔
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于高速风洞的迎气流喷流干扰测力试验方法，所述的试验方法使用的试验装置采用尾支撑固定模型（2），试验装置包括固定在高速风洞中部支架的支杆（4），与支杆（4）前端固定连接的杆式的测力天平（3），与测力天平（3）的前端通过锥面配合螺钉拉紧的方式固定连接的模型（2），模型（2）内部的空腔为模型内腔（6）；其特征在于，支杆（4）与外置的高速风洞高压气源连通，支杆（4）上固定连接喷管（1），喷管（1）经模型内腔（6）伸出模型（2）前端，模型内腔（6）和模型底部空腔（7）的不同截面上布置有若干测压点（8）；模型（2）底部与支杆（4）之间的缝隙为模型底部空腔（7），模型底部空腔（7）的截面积为模型底部空腔截面积S1；喷管（1）的截面积为喷管截面积S2；喷管（1）与模型（2）之间留有隔离缝隙（5），隔离缝隙（5）的截面积为隔离缝隙截面积S3；模型内腔（6）前端的内壁面到测力天平（3）天平头前端面之间的空腔截面积为模型内腔截面积S4；模型底部空腔截面积S1、喷管截面积S2、隔离缝隙截面积S3和模型内腔截面积S4均为垂直于支杆（4）轴线方向的截面积；S4/S3≥30；所述的试验方法包括以下步骤：a.在高速风洞中部支架的接口上固定安装支杆（4），支杆（4）的前端固定连接测力天平（3），测力天平（3）的前端通过锥面配合螺钉拉紧的方式固定连接的模型（2），支杆（4）的喷管（1）从模型（2）伸出；b.将模型（2）攻角调整至0
°
；c.检查调整模型（2）底部与支杆（4）之间的缝隙，...

【专利技术属性】
技术研发人员：苏继川，徐扬帆，李乾，李方吉，黄勇，李耀华，李永红，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：