本发明专利技术公开了一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法。该试验装置以面向风洞来流为前方，尾支杆的前端通过锥面配合安装杆式天平，杆式天平通过天平前锥配合安装风洞试验模型，尾支杆的后端固定连接在高超声速低密度风洞的中部支架上；风洞试验模型的侧壁上伸出有与风洞试验模型表面形状平齐并具有缝隙隔离的喷嘴；尾支杆的中心轴线上设置有从后至前、前端封堵的气流管道，尾支杆的后段设置有与外接的热喷流试验装置连通的进气孔，气流管道与喷嘴连通。该试验方法简便，模拟参数范围广，数据可靠性高，成本低。本发明专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法可推广应用于高超声速飞行器热喷流干扰研究。究。究。
【技术实现步骤摘要】
一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法
[0001]本专利技术属于高超声速风洞试验
，具体涉及一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法。
技术介绍
[0002]目前，随着高超声速飞行器研究的不断拓展，需要在高超声速低密度风洞中开展高超声速飞行器的姿控发动机喷流干扰测力试验研究，获取高空高超声速喷流干扰特性数据，为数值分析提供验证数据，并为控制系统设计提供输入条件。
[0003]当前，亟需发展一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法。
技术实现思路
[0004]本专利技术所要解决的一个技术问题是提供一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，本专利技术所要解决的另一个技术问题是提供一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验方法。
[0005]本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特点是，以面向风洞来流为前方，所述的热喷流干扰试验装置的尾支杆的前端通过锥面配合安装杆式天平，杆式天平通过天平前锥配合安装风洞试验模型，尾支杆的后端固定连接在高超声速低密度风洞的中部支架上；风洞试验模型的侧壁上伸出有与风洞试验模型表面形状平齐并具有缝隙隔离的喷嘴；尾支杆的中心轴线上设置有从后至前、前端封堵的气流管道，尾支杆的后段设置有与外接的热喷流试验装置连通的进气孔，气流管道与喷嘴连通。
[0006]进一步地，所述的喷嘴有2个，第一个喷嘴的中心轴线位于水平面并与风洞试验模型的中心轴线垂直，用于调整风洞试验模型的偏航，第二个喷嘴的中心轴线与第一个喷嘴的中心轴线成交角α，用于调整风洞试验模型的滚转。
[0007]进一步地，所述的尾支杆的前段，气流管道的前端位置处开有方形的凹槽，凹槽内插入喷流块，喷流块通过沿凹槽周向均匀分布的贯穿尾支杆的螺钉固定；喷流块的内腔设置有与气流管道连通的驻室，喷流块的外侧固定连接喷嘴，喷嘴与驻室之间设置有拉瓦尔喷管；热喷流试验装置的燃气流从进气孔进入尾支杆，沿气流管道经驻室、拉瓦尔喷管从喷嘴喷出。
[0008]进一步地，所述的喷流块上安装有背对风洞来流的测压块，测压块后端的测压口伸出风洞试验模型后端面，测压口内安装有测量驻室压力的压力传感器。
[0009]进一步地，所述的喷流块上安装有用于封堵喷嘴加工孔道的封口螺钉。
[0010]进一步地，所述的热喷流试验装置的燃气流为N2和CF4混合气流。
[0011]进一步地，所述的杆式天平上沿风洞来流方向设置有前后并列的两个插销孔，插销Ⅰ插入前方的插销孔，拉紧杆式天平和尾支杆；拔出插销Ⅰ，插销Ⅱ插入后方的插销孔，分离杆式天平和尾支杆。
[0012]进一步地，所述的杆式天平的前段套装有前隔热套，前隔热套为与杆式天平前锥
和测量段的外型相匹配的阶梯圆筒；杆式天平的后锥套装有隔热锥套，尾支杆的前端与隔热锥套相匹配。
[0013]本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验方法，包括以下步骤：a.试验前，按照装配要求，进行风洞试验模型（1）、杆式天平（8）、尾支杆（4）及风洞喷流管路的连接；b.检查喷流管路及各连接部位的气密性；c.将CF4和N2按压力配比充入储气罐中，待气体完全充入后，打开加热器，预先将CF4和N2混合气体加热到指定温度；d.试验时先启动风洞，待流场稳定时，打开储气罐的快速阀，混合气体喷出，采集天平测力数据、流场显示图像；e.风洞停止运行，喷流关闭；f.计算杆式天平（8）测得的6个分量的气动载荷和对应的气动力系数；气动载荷包括3个气动力，分别为轴向力、法向力、侧向力，对应的气动力系数为轴向力系数、法向力系数、侧向力系数；还包括3个气动力矩，分别为滚转力矩、偏航力矩、俯仰力矩，对应的气动力矩系数为滚转力矩系数、偏航力矩系数、俯仰力矩系数；g.进行喷流干扰效应数据分析，试验结束。
[0014]进一步地，所述的步骤f包括以下步骤：f1.通过地面校准，分别获得杆式天平（8）的6个分量的气动载荷的天平校准公式：式中，：天平第i个分量的载荷测值（i=1~6）；：第i个分量的主系数；：第i个分量电桥输出值；：其他分量载荷对第i个分量的线性干扰系数；：当j=k时，各分量载荷对第i个分量的平方干扰系数；当j≠k时，各分量载荷对第i个分量的交叉干扰系数；：各分量载荷对第i个分量的立方干扰系数；和：各分量载荷对第i个分量产生干扰的分量载荷；式中的、、、均为杆式天平（8）在地面校准时获得的已知数值，和为杆式天平（8）在步骤d测得的天平原始电信号；f2.将杆式天平（8）测得的天平原始电信号和代入步骤f1的天平校准公式中进行迭代计算，分别得到6个分量的气动载荷，包括轴向力、法向力、侧向力、滚转
力矩、偏航力矩、俯仰力矩；f3.再计算对应的气动力系数和气动力矩系数，包括轴向力系数、法向力系数、侧向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数、俯仰力矩系数；计算公式如下：；计算公式如下：；计算公式如下：；计算公式如下：；计算公式如下：；计算公式如下：式中：为步骤d的风洞试验模型（1）所受动压，为风洞试验模型（1）的参考面积，：风洞试验模型（1）的校心距参考点的距离。
[0015]本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法使用热喷流试验装置产生的燃气流来进行喷流模拟，燃气流与真实飞行器发动机的喷管出口热力学参数相同。经发动机地面调试，确保风洞试验模型发动机喷管出口参数与真实发动机喷管出口参数一致，而且，风洞试验模型喷管按真实喷管型面几何缩尺的条件下，获得了喷流压比、马赫数比、比热比等相似参数的模拟，从而在地面风洞试验中能够较真实地复现飞行器在高空高速稀薄环境下飞行的实际情况。
[0016]本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置的喷流模拟参数与真实飞行器发动机热力学参数相同，喷管出口参数一致，能在地面风洞试验中能够较真实地复现飞行器在高空高速稀薄环境下飞行的实际情况。对比真实的燃气流，本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置具有试验时间长，数据更稳定的优势，而且喷流气体无毒无害，试验安全性高。同时，本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验方法简便，模拟参数范围广，数据可靠性高，成本低。本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置及试验方法可推广应用于高超声速飞行器热喷流干扰研究。
附图说明
[0017]图1为本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置的外部总体结构示意图；图2为本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置的内部总体结构示意图；图3为本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置的内部总体结构剖视图；图4为本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置中的喷流块示意图；
图5为本专利技术的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置中的喷流块剖视图。
[0018]图中，1.风洞试验模型；2.喷嘴；3.进气孔；4.尾支杆；5.前隔热套；6.插销Ⅰ；7.喷流块；8.杆式天平；9.气流管道；10.测压块；13.拉瓦尔喷管；14.插销Ⅱ；15.封口螺钉。
具体实施方式
[0019]下面结合附图和实施例详细说明本专利技术。
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【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，以面向风洞来流为前方，所述的热喷流干扰试验装置的尾支杆（4）的前端通过锥面配合安装杆式天平（8），杆式天平（8）通过天平前锥配合安装风洞试验模型（1），尾支杆（4）的后端固定连接在高超声速低密度风洞的中部支架上；风洞试验模型（1）的侧壁上伸出有与风洞试验模型（1）表面形状平齐并具有缝隙隔离的喷嘴（2）；尾支杆（4）的中心轴线上设置有从后至前、前端封堵的气流管道（9），尾支杆（4）的后段设置有与外接的热喷流试验装置连通的进气孔（3），气流管道（9）与喷嘴（2）连通。2.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的喷嘴（2）有2个，第一个喷嘴的中心轴线位于水平面并与风洞试验模型（1）的中心轴线垂直，用于调整风洞试验模型（1）的偏航，第二个喷嘴的中心轴线与第一个喷嘴的中心轴线成交角α，用于调整风洞试验模型（1）的滚转。3.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的尾支杆（4）的前段，气流管道（9）的前端位置处开有方形的凹槽，凹槽内插入喷流块（7），喷流块（7）通过沿凹槽周向均匀分布的贯穿尾支杆（4）的螺钉固定；喷流块（7）的内腔设置有与气流管道（9）连通的驻室，喷流块（7）的外侧固定连接喷嘴（2），喷嘴（2）与驻室之间设置有拉瓦尔喷管（13）；热喷流试验装置的燃气流从进气孔（3）进入尾支杆（4），沿气流管道（9）经驻室、拉瓦尔喷管（13）从喷嘴（2）喷出。4.根据权利要求3所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的喷流块（7）上安装有背对风洞来流的测压块（10），测压块（10）后端的测压口伸出风洞试验模型（1）后端面，测压口内安装有测量驻室压力的压力传感器。5.根据权利要求3所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的喷流块（7）上安装有用于封堵喷嘴（2）加工孔道的封口螺钉（15）。6.根据权利要求3所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的热喷流试验装置的燃气流为N2和CF4混合气流。7.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于，所述的杆式天平（8）上沿风洞来流方向设置有前后并列的两个插销孔，插销Ⅰ（6）插入前方的插销孔，拉紧杆式天平（8）和尾支杆（4）；拔出插销Ⅰ（6），插销Ⅱ（14）插入后方的插销孔，分离杆式天平（8）和尾支杆（4）。8.根据权利要求1所述的高空高速稀薄环境的热喷流干扰试验装置，其特征在于...
【专利技术属性】
技术研发人员：邱华诚，杨彦广，石义雷，李杰，龙正义，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
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