本实用新型涉及一种风洞试验中喷管与外形固连的模型装置，属于风洞试验技术领域。
背景技术：
侧向喷流控制，因其适用空域大、速域大，可应用范围广而被用于飞行器姿态和轨道控制中。风洞试验是研究侧向喷流控制影响的重要途径。在风洞试验中为避免供气系统对测力系统的干扰，喷管与模型之间需要留有足够的缝隙，一般选取0.5mm宽度，根据模型加工、安装情况缝隙可能还需增大，以保证喷管与模型不会发生干涉。
但喷流干扰作用在模型的面积是固定的，0.5mm宽的缝隙必定会影响喷流的作用面积，减小可以测量的喷流干扰力，影响试验准度。当喷管喉道大于1mm时，这种影响较小，可以不计；而当喷管喉道小于1mm时，喷流作用在模型上的面积应尽量保留，则喷管将与外形间无缝隙连接，或直接整体加工；喷管作为模型的一部分，其产生的推力和干扰力同时被天平测量。
当喷管与外形作为整体加工时，喷管的供气系统因为硬连接，会直接影响天平测力，而气源本身来自于外界，实际也给模型带来外界的干扰力。本实用新型的重点是提供一种喷管与外形固连的模型装置，可以保证喷管与模型固连但同时喷管不对测力产生影响；其次该装置可以减缓供气系统对气动力测量的影响，风洞试验时达到准确测量喷流干扰力的目的。
本实用新型的应用范围主要针对风洞实验模型中，尺寸小(喉道小于1mm)、推力小的喷管，测量其带来的干扰力和力矩。当喷管尺寸较大时，其推力可能与模型的气动力在同一量级上，如果应用该模型设计方式，天平需同时测量模型的气动力、喷流推力和喷流干扰力，后者一般比前两者小一到两个数量级，因此天平很难准确捕捉，试验精准度没有保证。所以，本实用新型主要针对小型喷管使用。
技术实现要素：
本实用新型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。
为了实现根据本实用新型的这些目的和其它优点，提供了一种风洞试验中喷管与外形固连的模型装置，包括：
模型头部，其内设置有用于连接模型主体的圆柱形空腔；
模型主体，其一端为圆柱体结构，所述圆柱体结构的上侧设置有平台；所述圆柱体结构的内部设置有用于固定天平的阶梯型圆柱空腔；在所述圆柱体结构的前后两侧对称设置有梯形空腔；所述模型主体的中段下部为模型保留区，内部具有掏空区域Ⅰ；所述模型主体的另一端为喷管保留区，所述喷管保留区的内部上下设置有两个矩形槽；
上部盖板，其与模型主体的模型保留区配合以组成模型中段，所述上部盖板具有掏空区域Ⅱ；所述掏空区域Ⅰ和掏空区域Ⅱ形成容纳天平的空间；
天平，其内部具有通气管路，所述天平的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，另一端与尾支杆连接；
内部供气系统，其包括U型通气弯头，所述U型通气弯头的一端通过连接管与天平的出气端连通，另一端通过连接管与紫铜管的一端连通；
喷管段，其与所述喷管保留区相配合设置，所述喷管段内部设置有驻室；所述喷管段的一端上设置有通气连接入口；所述通气连接入口的一端与紫铜管的另一端通过连接管连通；所述通气连接入口的另一端与驻室连通；所述喷管段的另一端设置有与驻室连通的多个阶梯型圆柱通道；所述喷管段上设置有与多个阶梯型圆柱通道连通的多个喷管；其中，采用通气堵头组件和不通气堵头组件可拆卸连接在不同的阶梯型圆柱通道内以实现对相应喷管的供气；
尾支杆，其内部具有通气管道，所述尾支杆的下侧设置有供风洞高压气源接入的通气入口，所述尾支杆的通气管道出口与天平的另一端连通；所述尾支杆的外侧设置有凹槽。
优选的是，所述模型头部与模型主体通过销钉定位，螺钉锁紧；所述圆柱体结构的一侧端面上设置有用于安装退天平装置的三个螺纹孔。
优选的是，所述连接管与紫铜管之间通过紫铜管转接头连接。
优选的是，所述天平与尾支杆之间的连接方式为：所述天平的一端的外侧设置有螺纹，尾支杆的一端的外侧设置有反螺纹，通过天平连接螺母连接并把紧天平与尾支杆。
优选的是，多个所述阶梯型圆柱通道中，直径最小的圆柱通道与驻室相连；直径中等的圆柱通道与喷管相连；直径最大的圆柱通道与模型尾部相连。
优选的是，所述紫铜管采用软管替代。
本实用新型至少包括以下有益效果：
(1)使用喷管与外形固连的模型装置，发展了一种可以获得小尺寸、小推力喷流干扰力的试验技术，该装置克服了供气系统对测力系统的影响，首次在喷管与外形固连时获得了全部六分量气动力和力矩值，采用该装置进行试验，获得了喷流与来流的干扰力数据，对高超声速飞行器的喷流研究具有很好的基础意义，可以解决很多试验中碰到的数据测量与模型设计的矛盾问题，具有深远地应用前景。
本实用新型的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本实用新型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是模型装置安装示意图；
图2是模型头部剖面图；
图3是模型主体中段等轴视图；
图4是模型主体中段上视图；
图5是模型主体中段前视图；
图6是模型主体中段剖视图；
图7是模型主体中段左视图；
图8是上部盖板前视图；
图9是上部盖板左视图；
图10是U型通气弯头轴视图；
图11是U型通气弯头上视剖视图；
图12是天平示意图；
图13是天平剖面示意图；
图14是内部供气系统示意图；
图15是连接管剖面图；
图16是紫铜管转接头剖面图；
图17是天平连接螺母示意图；
图18是天平连接螺母剖面图；
图19是喷管段示意图；
图20是喷管段后视图；
图21是图20喷管段A-A剖面图；
图22是喷管段右视图；
图23是图22喷管段B-B剖面图；
图24是喷管段安装示意图；
图25是尾支杆示意图；
图26是尾支杆剖面图。
具体实施方式：
下面结合附图对本实用新型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。
本实用新型提供一种风洞试验中喷管与外形整体加工的模型装置，同时提供一种可针对该固连模型的试验方法。使用这种模型装置及试验方法，能够实现喷管与模型的固连安装，即喷管可以直接加工成模型外形的一部分，避免对天平测量的影响，达到小尺寸、小推力喷管喷流干扰准确测量的目的。专利中所涉及的飞行器外形用圆头双锥进行简要地示意。
图1示出了一种风洞试验中喷管与外形固连的模型装置，包括：模型头部1，模型主体2，上部盖板3，内部供气系统，天平8，天平连接螺母9，喷管段10，尾支杆11组成；
其中，如图2所示，所述模型头部1，即模型的前端一段，位于天平前侧，不影响天平的安装；内部有一圆柱形空腔1-3；模型头部1与模型主体2通过该圆柱形空腔1-3连接，销钉定位，螺钉锁紧。模型头部1在保证外形和强度的情况下尽量掏空减重，材质一般选用30CrMnSia，调制、锻件；
如图3～7所示，所述模型主体2涵盖了从模型头部连接处一直到模型尾部的大部分外形；所述模型主体与模型头部连接处的一端为圆柱体结构2-5，所述圆柱体结构2-5的上侧设置有平台2-1，用以调整模型天平；所述圆柱体结构2-5的内部设置有用于固定天平的阶梯型圆柱空腔2-7，其中，直径较小的圆柱空腔用来限制天平进程，把紧天平；直径较大的圆柱空腔用来与隔热套相连，然后与天平连接；在所述圆柱体结构的前后两侧，对称位置，各设置有一个梯形空腔2-6，该梯形空腔2-6不破坏圆柱体外形；一侧是为了喷管的供气管路可以穿过，另一侧是为了平衡模型质量；所述模型主体2的中段下部保留了模型外形，为模型保留区2-3，上部为平台，与上部盖板相连，在确保强度的情况下，尽量掏空，形成掏空区域Ⅰ2-2；模型主体的右侧保留了一部分喷管和外形，即喷管保留区2-4，其内部上下有两个矩形槽，方便喷管段从模型主体右侧插入，并从上下两侧销钉定位，螺钉锁紧，模型主体材质2一般选用7074，锻件。
如图8～9，所述上部盖板3，是模型的上部区域，与模型主体2配合以完整模型中段的外形，拆卸后，可在安装模型时，提供更多的操作空间。上部盖板3在保证外形和强度的情况下，尽量掏空，形成掏空区域3-1；上部盖板上设置与模型主体2连接的螺纹孔，上部盖板材质一般选用7074，锻件；其中，所述掏空区域Ⅰ和掏空区域Ⅱ形成容纳天平的空间；
如图12～13所示，所述天平8，是连接模型主体与尾支杆的转接件，用于模型气动力的测量。天平8内部具有通气管路8-2用以通气，其进气端8-3是两截圆柱，直径较小的圆柱较长，将与尾支杆配合，对进气端8-3密封；直径较大的圆柱上设螺纹，与尾支杆通过连接螺栓固定。天平出气端8-1设有一连接件，与连接管连接，达到气流输出的目的。天平材质选用F141；
如图10～11,14～16所示，所述内部供气系统，是模型内部为喷管供气的管路系统，由U型通气弯头4、连接管5、紫铜管转接头6、紫铜管7、垫圈12组成。U型通气弯头4是有两个拐角的内部供气系统，用来串联天平8和紫铜管7，其内部具有通气通道4-1，即U型通气弯头的一端通过连接管5与天平的出气端连通，另一端通过连接管与紫铜管的一端连通，达到改变气流方向的目的。连接管5的两端设正反螺纹，这种螺纹可以保证所连零件的方向性，连接管的内部设置有通气通道5-1；紫铜管转接头6的一端具有螺纹6-1，另一端为紫铜管焊接结构6-2；紫铜管焊接在紫铜管转接头6上，用来传输高压气体。连接管、通气弯头和紫铜管转接头的材料选用30CrMnSia，调质、锻件，紫铜管的材料选用紫铜，退火；在本发明中，当试验需要在较高温度下进行时，通气管路采用紫铜管。
如图19～24所示，所述喷管段10，是模型需要测试的喷管位置所在区域，从模型的尾部插入，与所述喷管保留区相配合设置，并且与模型主体2通过上下的销钉定位、螺钉锁紧。喷管段10内部有共用的驻室10-4，为各喷管10-2提供压力相同的总压，所述喷管段的一端上设置有通气连接入口10-1；所述通气连接入口的一端与紫铜管7的另一端通过连接管连通；所述通气连接入口10-1的另一端与驻室10-4连通；所述喷管段10的另一端设置有与驻室连通的多个阶梯型圆柱通道10-3；所述喷管段上设置有与多个阶梯型圆柱通道连通的多个喷管10-2；其中，采用通气堵头组件和不通气堵头组件可拆卸连接在不同的阶梯型圆柱通道内以实现对相应喷管的供气；即驻室10-4与喷管10-2之间设有阶梯型圆柱通道10-3，其中，直径最小的圆柱腔体与驻室相连，负责气源的输入；直径中等的圆柱腔体与喷管相连，负责稳定气流和为喷管供气；直径最大的圆柱腔体与模型尾部相连，负责密封。当需要喷管10-2工作时，保持最小的圆柱腔体通气，采用通气堵头15和通气垫圈16堵住最大的圆柱腔体，则可以为相应的喷管供气；当不需要该喷管工作时，采用不通气堵头13和不通气垫圈14堵住最小的圆柱腔体，达到不通气的目的。喷管段材质一般选用30CrMnSia，调质、锻件；通气堵头和不通气堵头一般选用45#钢；通气垫圈和不通气垫圈一般选用紫铜，经退火处理。
如图25～26所示，所述尾支杆11，是模型的支撑装置，同时接入高压气源为模型供气。尾支杆11左侧是一圆柱体11-1，内有圆形空腔，其中，外侧圆柱体上设反螺纹，通过连接螺栓9与天平8固定，并用键锁定位置。尾支杆11的中段是直径较粗的圆柱体，内部开有通气管道11-2以提供气流通路，外侧边缘有凹槽，方便布置天平线。在尾支杆11的下侧设有通气入口11-3，风洞高压气源由此接入模型。尾支杆11右侧是一个锥形连接段，与风洞的支撑机构相连。
在上述技术方案中，所述模型头部与模型主体通过销钉定位，螺钉锁紧；所述圆柱体结构的一侧端面上设置有用于安装退天平装置的三个螺纹孔2-8。
在上述技术方案中，所述天平与尾支杆之间的连接方式为：所述天平的一端的外侧设置有螺纹，尾支杆的一端的外侧设置有反螺纹，通过天平连接螺母9连接并把紧天平与尾支杆，所述的天平连接螺母9(如图17～18所示)，是固定天平8与尾支杆11的连接件，用于把紧天平8和尾支杆11。上设正反螺纹，可以保证天平8安装的方向性，同时保证天平8与尾支杆11的密封。
在上述技术方案中，当试验没有温度要求的时候，紫铜管可以采用软管替代，该软管应能承受高压，采用软管更加的方便，并且可以避免紫铜管这种硬连接带来的诸多问题。
采用本实用新型的风洞试验中喷管与外形固连的模型装置进行试验的方法，包括以下步骤：
步骤一、将尾支杆11安装在风洞的攻角机构上，将天平8与尾支杆11用天平连接螺母(连接螺栓)9把紧，二者之间用紫铜垫圈密封，平键保证天平8水平位置；
步骤二、在天平8上安装隔热套，通过水平仪在模型主体2圆柱体结构2-5上的平台2-1找正，找正后将模型主体2固定在天平8上；
步骤三、将U型通气弯头4的一端用连接管固定在天平8上，保持U型通气弯头4的水平；
步骤四、使紫铜管7通过模型主体上的前侧梯形空腔2-6，穿过模型主体2，用连接管5固定在U型通气弯头4的另一端上，保持紫铜管7的水平；
步骤五、将紫铜管7与喷管段10连接，喷管段10从模型尾部插入模型主体2的喷管保留区2-4并固定好；
步骤六、对模型通气，确保模型内部不会出现漏气的情况；模型内部确定安装无误并且不漏气后，将上部盖板3盖上，完成模型的安装；
步骤七、试验时，首先进行有来流、无喷流的试验，获得飞行器的气动力数据；其次，进行无来流、有喷流的试验，获得喷流推力数据；再次，进行有来流、有喷流的试验，获得飞行器的气动力、推力和喷流与来流干扰力数据；最后，用有来流、有喷流的试验数据扣除有来流、无喷流的试验数据和无来流、有喷流的试验数据，获得喷流与来流的干扰力数据。
本实用新型的一种风洞试验中喷管与外形固连的模型装置解决了小推力喷流的试验技术问题，提供了模型的设计，按照这种方式可以既保证模型的通气，又进行六分量气动力的测量；同时采用采用该装置进行试验，获得了喷流与来流的干扰力数据，对高超声速飞行器的喷流研究具有很好的基础意义，可以解决很多试验中碰到的数据测量与模型设计的矛盾问题，具有深远地应用前景。
尽管本实用新型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实用新型的领域，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，本实用新型并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。