风洞试验中尾喷流试验一体化模型装置及试验方法与流程

本发明涉及一种风洞试验中尾喷流试验一体化模型装置及试验方法，具体涉及一种一体化模型装置和风洞试验方法，属于风洞试验技术领域。

背景技术：

高超声速飞行技术将是21世纪航空航天领域的研究热点之一，高超声速飞行器具有重要的战略意义和极高的应用价值。在高超声速飞行中，随着马赫数的升高、波阻和摩阻的增加，会形成升阻比屏障，而采用升力体气动布局的高超声速飞行器是克服此屏障的有效方法。作为高超声速飞行器，升力体的性能比常规高超声速飞行器更优，在升阻特性、高超声速范围的机动性等方面优势是显著的，在高超声速飞行器设计领域日益受到重视，是近年来发展较快的高超声速飞行器设计方法之一。目前，采用升力体外形、以吸气式超燃冲压发动机为动力的飞行器是当前高超声速飞行的研究热点。

由于高超声速吸气式飞行器采用机体——推进一体化设计，机身后体成为尾喷管结构的一部分，且为非轴对称的结构，因此推进系统工作会对飞行器的气动特性造成一定影响。在进行飞行器气动设计和控制系统设计时均需要准确了解这一影响量的大小。目前，风洞试验仍然是获得喷流干扰量的主要技术手段之一。

进行尾喷流供气试验，则需要为尾喷管供气，传统的密封是通过固连压紧的方式，以确保不漏气，但推进系统尾喷流试验时，要求供气管路(喉道段)和尾喷管不能接触，以免影响测量结果。那应该如何布置喷流供气系统，如何为尾喷管供气同时保证密封，但又不发生零件之间的干涉是模型设计面临的最大问题，也是本发明将要解决的重点。

技术实现要素：

本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。

为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种风洞试验中尾喷流试验一体化模型装置，包括：

模型头部，其内设置有与模型主体的圆柱体结构连接的圆柱形空腔；

模型主体，其一端为圆柱体结构，另一端为方体结构；所述圆柱体结构与方体结构的内部是阶梯型圆柱空腔；所述模型主体的左侧设置有掏空区域ⅰ；所述模型主体的上部设置有尾喷管下半段型面；所述模型主体的前后两侧保留飞行器外形；

天平转接件，其一端设置有圆锥形空腔，所述天平转接件内部设置有贯穿上下表面的阶梯型空腔；所述天平转接件位于模型主体的掏空区域ⅰ内；

天平，其一端与隔热套连接后安装在所述模型主体的阶梯型圆柱空腔内，另一端固定在所述天平转接件的圆锥形空腔内；

喉道段，其靠近上部位置有一面积逐渐变大的空腔，即尾喷管的驻室，紧接驻室的是喉道和扩散段；所述喉道段上设置有阶梯型圆柱孔；喉道段的下侧与天平转接件的上侧连接，所述驻室与天平转接件的阶梯型空腔连通；所述喉道段位于模型主体的阶梯型圆柱空腔内；

腹部盖板，其连接在所述模型主体的上侧；所述腹部盖板的内部设置有掏空区域ⅱ和尾喷管上端表面结构，所述模型主体上的尾喷管下半段型面和腹部盖板上的尾喷管上端表面结构组成尾喷管；

背部盖板，其与所述模型主体的下侧连接，所述背部盖板内设置有掏空区域ⅲ；

用于支撑模型装置的背支板，其中部掏空设置为尾喷流供气管道；所述背支板的上端与天平转接件连接，所述尾喷流供气管道与天平转接件的阶梯型空腔连通；所述背支板的下端与风洞支撑件连接。

优选的是，所述模型头部与模型主体通过圆柱形空腔ⅰ的连接方式为：通过销钉定位，并用螺钉压紧销钉。

优选的是，所述模型主体的阶梯型圆柱空腔中直径较小的空腔上设置有用于退天平的螺纹；直径较大的空腔与天平上的隔热套连接。

优选的是，所述天平转接件为长方体结构，所述圆锥形空腔位于天平转接件的横向轴线上；所述圆锥形空腔上设天平把紧键槽和退天平键槽；所述阶梯型空腔靠近天平转接件下表面的是用于与背支板焊接的矩形空腔，靠近天平转接件上表面的是用于稳定气流为喉道段供气的渐宽的梯形空腔；在所述阶梯型空腔的两侧设有多个位置调节孔，通过螺栓经多个位置调节孔将天平转接件与喉道段连接。

优选的是，所述喉道段的外形为长方体结构，所述阶梯型圆柱孔的直径较大的圆柱孔上设有用于连接压力传感器的螺纹；并在不连接压力传感器时，采用堵头和垫圈对阶梯型圆柱孔进行封堵。

优选的是，所述背支板采用上细下粗的扁柱状体结构，前侧迎风面是尖劈形状；所述背支板后侧开渠以铺设天平线，上设通孔，以绑扎固定天平线；所述背支板通过其上的连接孔与风洞支撑件连接。

优选的是，所述背部盖板上设置有一块用于穿过背支板的矩形空缺，所述背部盖板与背支板保留约2mm的间隙。

本发明还提供一种采用上述的尾喷流试验一体化模型装置进行尾喷流试验的方法，包括以下步骤：

步骤一、将背支板的下端安装在风洞支撑件上；将天平转接件与背支板的上端连接；

步骤二、将天平的一端安装在天平转接件的圆锥形空腔内，锁紧；在天平的另一端上连接隔热套；将模型主体通过阶梯型圆柱空腔安装在隔热套上，用水平仪调整模型主体的水平，滚转角不超过3′，俯仰不超过3′，然后将模型主体锁紧在天平上；

步骤三、将喉道段下侧表面抹上一层用于密封喉道段与天平转接件的704胶，将喉道段的下侧与天平转接件的上侧连接；调整喉道段与模型主体上尾喷管的距离，保持在0.3mm，固定；

步骤四、将透明胶的一半粘贴在喉道段，另一半使之失去粘性，搭在尾喷管上；

步骤五、试验准备时，需要测试喷流的总压，在喉道段的阶梯型圆柱孔内连接压力传感器；正式试验时，将阶梯型圆柱孔堵住；

步骤六、将腹部盖板上与尾喷管的接触面上抹上704胶，将腹部盖板安装在模型上；将背部盖板从模型尾部插入，固定，进行正式试验。

优选的是，所述天平转接件与背支板的上端连接采用焊接；所述步骤三中，固定采用螺栓固定。

本发明至少包括以下有益效果：

(1)采用本发明的尾喷流试验一体化模型装置，确定了尾喷流试验模型结构、喉道段和尾喷管段的安装方式，以及二者之间距离调整方法。

(2)采用本发明的尾喷流试验一体化模型装置进行尾喷流试验的方法，针对尾喷流特点，提供尾喷流的模型安装、试验方法，在保证喉道段与尾喷管段密封的前提下，顺利为尾喷管段供气，同时，确保喉道段和尾喷管不干涉，不会影响测量结果，确保试验有效进行。

本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。

附图说明：

图1是本发明的尾喷流试验一体化模型装置剖视图；

图2是本发明的模型头部结构示意图；

图3是图2正视图；

图4是图3中a-a面剖视图；

图5是本发明模型主体的结构示意图；

图6是图5视图的下视图；

图7是图5视图的上视图；

图8是图5视图的右视图；

图9是图5视图的a-a剖视图；

图10是腹部盖板正视图；

图11是腹部盖板下视图；

图12是图10视图的a-a剖视图；

图13是背部盖板的正视图；

图14是图13的上视图；

图15是图13的a-a剖视图；

图16背支板正视图；

图17是图16的a-a剖视图；

图18是图17中b位置放大示意图；

图19是本发明天平转接件结构示意图；

图20是本发明天平转接的正视图；

图21是图20的a-a剖视图；

图22是图20的b-b剖视图；

图23是本发明喉道段的结构示意图；

图24是本发明喉道段的正视图；

图25是图24的a-a剖视图。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。

应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。

图1～25示出了本发明的一种风洞试验中尾喷流试验一体化模型装置，包括：

模型头部1，其内设置有与模型主体2的圆柱体结构21连接的圆柱形空腔12；

模型主体2，其涵盖了从模型头部连接处一直到模型尾部的大部分外形，所述模型主体的一端为圆柱体结构21，另一端为方体结构22；所述圆柱体结构21与方体结构22的内部是阶梯型圆柱空腔；所述模型主体2的左侧设置有掏空区域ⅰ23；所述模型主体2的上部设置有尾喷管下半段型面24；所述模型主体2的前后两侧保留飞行器外形；模型主体材质一般选用30crmnsia，调制、锻件；

天平转接件7，其一端设置有圆锥形空腔71，所述天平转接件7内部设置有贯穿上下表面的阶梯型空腔72；所述天平转接件7位于模型主体的掏空区域ⅰ23内；

天平9，其一端与隔热套8连接后安装在所述模型主体2的阶梯型圆柱空腔内，另一端固定在所述天平转接件7的圆锥形空腔71内；

喉道段6，其靠近底部位置有一面积逐渐变大的空腔，即尾喷管的驻室61，紧接驻室61的是喉道62和扩散段63；所述喉道段6上设置有阶梯型圆柱孔64；喉道段6的下侧与天平转接件7的上侧连接，所述驻室61与天平转接件7的阶梯型空腔72连通；所述喉道段6位于模型主体2的阶梯型圆柱空腔内；

腹部盖板3，其连接在所述模型主体2的上侧；所述腹部盖板3的内部设置有掏空区域ⅱ31和尾喷管上端表面结构32，所述模型主体2上的尾喷管下半段型面24和腹部盖板3上的尾喷管上端表面结构32组成尾喷管；

背部盖板11，其与所述模型主体2的下侧连接，所述背部盖板内设置有掏空区域ⅲ111；所述背部盖板，与模型主体相连，起到完整模型外形的作用，背部盖板是将模型背部取下一块，方便模型的安装；

用于支撑模型装置的背支板10，其中部掏空设置为尾喷流供气管道100；所述背支板10的上端与天平转接件7连接，所述尾喷流供气管道100与天平转接件7的阶梯型空腔72连通；所述背支板10的下端与风洞支撑件连接；

在上述技术方案中，所述模型头部1与模型主体2通过圆柱形空腔ⅰ12的连接方式为：通过销钉定位，并用螺钉压紧销钉。

在上述技术方案中，所述阶梯型圆柱空腔的直径较小的空腔上设置有用于退天平的螺纹；直径较大的空腔与天平上的隔热套8连接。

在上述技术方案中，如图19～22所示，所述天平转接件7为长方体结构，所述圆锥形空腔71位于天平转接件7的横向轴线上；所述圆锥形空腔71上设天平把紧键槽和711退天平键槽712；所述阶梯型空腔72靠近天平转接件下表面的是用于与背支板10焊接的矩形空腔721，靠近天平转接件上表面的是用于稳定气流为喉道段供气的渐宽的梯形空腔722，用于稳定气流为喉道段供气；在所述阶梯型空腔72的两侧设有多个位置调节孔73，通过螺栓经多个位置调节孔将天平转接件与喉道段6连接；螺栓可以在位置调节孔内左右移动，以调整喉道段与模型主体间的距离，天平转接件材质一般选用30crmnsia，调制、锻件。

在上述技术方案中，如图23～25所示，所述喉道段6的外形为长方体结构，所述阶梯型圆柱孔64的直径较大的圆柱孔上设有用于连接压力传感器的螺纹；并在不连接压力传感器时，采用堵头和垫圈对阶梯型圆柱孔进行封堵。喉道段通过螺栓与天平转接件连接，喉道段与螺栓的左右相对位置可以调整。喉道段材质一般选用30crmnsia，调制、锻件。

在上述技术方案中，如图16～18所示，所述背支板10采用上细下粗的扁柱状体结构，前侧迎风面是尖劈形状的气流入口101；所述背支板10后侧开渠102以铺设天平线105，上设通孔103，以绑扎固定天平线；所述背支板10通过其上的连接孔104与风洞支撑件连接。

在上述技术方案中，如图13～15所示，所述背部盖板11上设置有一块用于穿过背支板10的矩形空缺1101，安装时，背部盖板11从模型尾部插入并固定，所述背部盖板11与背支板10保留约2mm的间隙，以防止背支板与模型发生干涉，干扰气动力的测量。

本发明提供一种采用上述的尾喷流试验一体化模型装置进行尾喷流试验的方法，包括以下步骤：

步骤一、将背支板的下端安装在风洞支撑件上；将天平转接件与背支板的上端焊接；

步骤二、将天平的一端安装在天平转接件的圆锥形空腔内，锁紧；在天平的另一端上连接隔热套；将模型主体通过阶梯型圆柱空腔安装在隔热套上，用水平仪调整模型主体的水平，滚转角不超过3′，俯仰不超过3′，然后将模型主体锁紧在天平上；

步骤三、将喉道段下侧表面抹上一层用于密封喉道段与天平转接件的704胶，将喉道段的下侧与天平转接件的上侧连接；通过位置调节孔调整喉道段与模型主体上尾喷管的距离，保持在0.3mm，螺栓固定；

步骤四、将透明胶的一半粘贴在喉道段，另一半使之失去粘性，搭在尾喷管上；当喷流通气时透明胶可以起到密封的作用，而透明胶与尾喷管段是软连接，也不会发生喉道段与尾喷管干涉的情况；

步骤五、试验准备时，需要测试喷流的总压，在喉道段的阶梯型圆柱孔内连接压力传感器；正式试验时，将阶梯型圆柱孔堵住；

步骤六、将腹部盖板上与尾喷管的接触面上抹上704胶，将腹部盖板安装在模型上；将背部盖板从模型尾部插入，固定，进行正式试验。

本发明提供一种风洞试验尾喷流喷管供气装置及一种可针对尾喷流喷管的供气方法。使用这种尾喷流喷管供气装置及方法，可以实现不通气状态下尾喷流工作状态的模拟，获得喷流本身对内流道的影响参数。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。