自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法与流程

本发明涉及飞行器气动性能预测技术领域，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。

背景技术：

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。

技术实现要素：

本发明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。

本发明技术解决方案如下：

本发明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。

应用本发明的技术方案，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，本发明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，本发明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发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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示出了根据本发明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示出了根据本发明的具体实施例提供的测力装置中天平和尾支杆的结构示意图；

图3示出了根据本发明的具体实施例提供的半封闭隔热腔和热气流阻挡组件的结构示意图；

图4示出了根据本发明的具体实施例提供的的热气流阻挡件的放大示意图；

(a)第一阻挡部结构示意图；(b)第二阻挡部结构示意图；

图5示出了根据本发明的具体实施例提供的攻角机构的结构示意图；

图6示出了根据本发明的具体实施例提供的自由射流台理论流场均匀区示意图；

图7示出了根据本发明的具体实施例提供的自由射流风洞与常规高超声速风洞试验升阻力结果对比图；

(a)升力结果；(b)阻力结果；

图8示出了根据本发明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方法的流程示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

10、基座；20、尾支杆；20a、空腔；20b、开口；30、通气模型；40、测量天平；41、第一隔热套；42、第二隔热套；50、热气流阻挡件；51、第一阻挡部；52、第二阻挡部；60、攻角机构；100、半封闭隔热腔。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1-8所示，根据本发明实施例提供一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，方法包括步骤：

步骤1、设计通气模型测力装置，其中，

通气模型30测力装置包括通气模型30、测量天平40、基座10、尾支杆20和热气流阻挡组件，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；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；

步骤2、将所述通气模型测力装置置于自由射流风洞中；

步骤3、开展风洞试验以获取有效测力数据。

本发明实施例中，上述的气动力性能包括升力、阻力以及力矩。

本发明实施例中，在设计上述通气模型30时，首先确认通气模型30的缩比大小，在如图7所示的风洞流场均匀区、风洞堵塞度允许范围内，模型的缩比(1：m)应尽量大，以保证试验模拟雷诺数和飞行状态接近、试验内流道的流动状态与真实流动状态一致。其中，本领域技术人员应当理解，模型缩比、风洞堵塞度计算等方法是空气动力学领域常用的方法，在此不再详细赘述。

作为本发明一种具体实施例，优选上述通气模型30缩比设计为1：2，堵塞度设计为3.25％。

本发明实施例中，尾支撑的方式是本领域常用的一种支撑方式，然而由于自由射流风洞多用于发动机内部性能考核，其不具备此种支撑设备，如果直接采用自由射流风洞中的支撑机构，则将会对通气模型30测力造成极大干扰(在通气模型30外表面对其进行支撑)，为了保证支撑机构架对飞行器的干扰最小，并且进一步缩小成本，使通气模型30还能够沿用自由射流风洞的攻角机构，本发明实施例中设计支撑机构包括了基座10和尾支杆20，且基于所述尾支杆20并采用常用的尾支撑方式实现对通气模型30的支撑。

应用此种配置方式，提供一种自由射流风洞试验条件下的通气模型30测力装置，首先设置通气模型30测力装置在自由射流风洞中进行试验，由于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20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20和通气模型30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20和通气模型30内壁之间不相连接(也即尾支杆20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20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40流动时(由于尾支杆20与模型内壁不接触，热气流必然还会向测量天平40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40时的热气流温度大大降低，保证了测量天平40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。本发明实施例提供的测力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40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。

以下内容将对测力装置的具体设计进行详细介绍：

进一步地，在本发明中，为了减小通气模型30尾部热气流在通气模型30内的流动速度，所述热气流阻挡组件可以配置为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。

本领域技术人员应当理解，自由射流风洞的来流总温很高(总温可达1364k)，因此对测量天平40等设备的耐温要求高，如何保证测量天平40的隔热是关键步骤之一。

其中，半封闭隔热腔100的含义是该隔热腔并非完全封闭，热气流可以通过该隔热腔。

应用此种配置方式，将热气流阻挡组件配置包括若干热气流阻挡件50，且该热气流阻挡件50周向设置在尾支杆20和所述通气模型30内壁之间，可以实现大面积对热气流进行阻挡，并且该阻挡件沿通气模型30中心轴线方向分隔出若干个半封闭隔热腔100，使得热气流在向测量天平40流动时，需通过该半封闭隔热腔100，延长了热气流的流动路径，保证了测量天平40的在自由射流宽范围温度条件下的隔热效果。

进一步地，在本发明中，为了尽可能减小热气流的流动速度，保证通气模型30内设备的隔热效果，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腔100。

应用此种配置方式，将热气流阻挡件50配置至少为2个，则热气流在通气模型30内流动时，经过热气流阻挡件50的阻挡，先依次经过相邻热气流阻挡件50所构成的半封闭隔热腔100，然后经过热气流阻挡件50与测量天平40之间所构成的半封闭隔热腔100，最后到达测量天平40，经过上述流动路径，可极大减小热气流的流动速度，不断降低热气流的温度。

作为本发明一种具体实施例，如图3所示，上述的热气流阻挡件50配置为3个，3个热气流阻挡件50沿尾支杆20长度方向设置，且分别周向设置在尾支杆20和通气模型30内壁之间，3个热气流阻挡件50分隔出三个半封闭隔热腔100，其中两个半封闭隔热腔100分别位于3个热气流阻挡件50中相邻的热气流阻挡件50之间，另一个半封闭隔热腔100位于靠近测量天平40设置的热气流阻挡件50和测量天平40之间(测量天平40的靠近通气模型30头部的部分是和通气模型30内壁贴合设置的，对于测量天平40的安装为本领域技术人员所熟知)。

进一步地，在本发明中，如图4所示，为了既能减小热气流流动速度且使位于尾支杆20和通气模型30内壁之间的热气流阻挡件50不会使尾支杆20和内壁通过其间接连接以保证测力的准确，所述热气流阻挡件50可以包括第一阻挡部51和第二阻挡部52，所述第一阻挡部51周向贴合设置在所述通气模型30内壁上，所述第一阻挡部51的远离所述通气模型30的一侧具有环形凹槽；所述第二阻挡部52套设在所述尾支杆20上，所述第二阻挡部52还设置在所述凹槽内，且所述第二阻挡部52最外侧与凹槽侧壁和底面均不接触。

应用上述配置方式，将热气流阻挡件50设置为包括第一阻挡部51和第二阻挡部52两部分，其中第一阻挡部51周向贴合设置在所述通气模型30内壁上，保证其不与尾支杆20接触，第二阻挡部52套设在所述尾支杆20上，保证其不与内壁接触，同时设置第一阻挡部51的远离所述通气模型30的一侧(即朝向尾支杆20的依次)具有环形凹槽，且第二阻挡部52还设置在所述凹槽内，以及第二阻挡部52最外侧与凹槽侧壁和底面均不接触，此种设计方式，一方面保证了第一阻挡部51与第二阻挡部52不接触，另一方面极大延长了热气流的流动路径，例如，热气流在每经过一热流阻挡部到达半封闭隔热腔100时，要经过多次转换流通方向(4次流通方向转换)，才能通过上述凹槽和第二阻挡部52构成的流通路径。由此可见，上述包括第一阻挡部51和第二阻挡部52的热气流阻挡件50，通过第一阻挡部51和第二阻挡部52的协同配合设计，形成多个迷宫结构，极大延长了热气流的流动路径，在热气流到达测量天平40时，温度已经得到极大降低，保证了测量天平40可以准确进行测力。

作为本发明一种实施例，为了保证测力的准确性，所述第二阻挡部52最外侧距离凹槽底面的距离大于等于5mm。

应用此种配置方式，由于第二阻挡部52位于凹槽内，所以第二阻挡部52最外侧距离凹槽底面的距离必然小于凹槽深度，保证热气流流动路径的延长，同时，设置第二阻挡部52最外侧距离凹槽地面的距离大于等于5mm，以防止通气模型30可能变形所导致的凹槽与第二阻挡部52相接触，进一步保证测力的准确性。

进一步地，在本发明中，为了保证第二阻挡部52与凹槽底面之间的距离，多个所述第二阻挡部52包括不同尺寸的可替换模块，所述可替换模块沿尾支杆20长度方向可进行位置调节。

应用此种配置方式，将多个所述第二阻挡部52包括不同尺寸的可替换模块，且可替换模块沿尾支杆20长度方向可进行位置调节，在通气模型30某一处发生变形时，导致内壁与尾支杆20之间空间减小，此时可根据上述设计的可替换模块，选择合适的模块，以防止通气模型30可能变形所导致的凹槽与第二阻挡部52相接触，保证第二阻挡部52与凹槽底面之间的距离，防止第一阻挡部51与第二阻挡部52相碰。

进一步地，在本发明中，如图3所示，为了进一步保证通气模型30内各部件的隔热效果，所述尾支杆20沿长度方向具有空腔20a，所述空腔20a内具有常温惰性气体，位于所述半封闭隔热腔100内的所述尾支杆20的部分上设置有开口20b，通过所述开口20b将所述空腔20a中的常温惰性气体通入相应所述半封闭隔热腔100内。

应用此种配置方式，通过设置尾支杆20沿其长度方向具有空腔20a，且空腔20a内充有常温惰性气体，并设置位于所述半封闭隔热腔100内的所述空腔20a的部分设置有开口20b，这样可以通过所述开口20b将所述常温惰性气体通入相应所述半封闭隔热腔100内。通过所述常温惰性气体进一步对热气流进行降温，保证通气模型30内各部件的隔热效果。

作为本发明一种具体实施例，上述的常温惰性气体可以为氮气。

作为本发明一种具体实施例，尾支杆20空腔20a内还是有与开口20b互相配合使用的流量调节件，用于调节开口20b大小以调节吹气流量。应用此种配置方式，设置与开口20b互相配合使用的流量调节件，可调节半封闭空腔20a内通入常温惰性气体的流量，以保证该常温惰性气体对测量天平40等部件干扰量最小，优选测量使天平各单元影响不超过满量程0.2％为标准。本领域技术人员应当理解，凡是能够调节开口20b大小的调节件均可，该调节剂可以具有多种结构形式，在此不再详细赘述。

进一步地，在本发明中，为了实现对通气模型30内的压力和温度变化进行监测，所述半封闭隔热腔100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100的压力和温度变化。

应用此种配置方式，通过在半封闭隔热腔100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100的压力和温度变化，可以根据监测结果调整热气流阻挡件50数量、常温惰性气体通入量、第一阻挡部51和第一阻挡部51距离等，保证测力的顺利进行。

此外，为了进一步地保证测力装置中部件的隔热，还对测量天平40和通气模型30本身进行设计。

在本发明中，测量天平40包括相连接的连接端和主体部分，连接端与所述通气模型30连接，所述连接端上套设有第一隔热套41，所述第一隔热套41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42，所述第二隔热套42用于所述主体部分的隔热；和/或所述通气模型30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。

应用上述配置方式，根据测量天平40结构分别设计第一隔热套41和第二隔热套42，保证了测量天平40自身的隔热；通过对通气模型30部件的材质进行选择，保证了通气模型30在自由射流风洞条件下的耐温性。

此外，对于通气模型30，还通过cfd气动热计算热流和结构温度分布，确认在试验过程中通气模型30处在安全的耐温范围并保持其力学性能。以及，对测量天平40应变片部分覆盖软质石棉布，进一步保证隔热。

作为本发明一种具体实施例，所述的第一隔热套41和第二隔热套42可采用玻璃钢材质制成，

作为本发明一种具体实施例，所述第一隔热套41内侧与连接端随行设计，外侧与通气模型30和连接端的连接部位随行设计，如图2所示的锥形玻璃钢套；所述第二隔热套42用于所述主体部分的隔热，所述隔热套的外形与通气模型30的内壁随行设计，具体如图2所示。

本发明实施例通过上述热气流阻挡件50、尾支杆20、通气模型30、测量天平40以及测量系统等的协同设计，保证了通气模型30和测量天平40达到自由射流试验风洞条件对的耐温要求，确保测力试验在预期精度下顺利进行。

进一步地，在本发明中，为了获取不同攻角下的测力数据，所述测力装置还包括攻角机构60，所述基座10还固定设置在所述攻角机构60上，所述攻角机构60用于对所述通气模型30攻角进行调整，所述攻角机构60沿用自由射流风洞试验中所用攻角机构。

应用上述配置方式，将测力装置配置包括攻角机构60，且攻角机构60沿用自由射流风洞试验中所用攻角机构，实现了获取不同攻角下的测力数据。根据上述内容，由于本发明实施例中尾支杆20和基座10的设计，保证了该测力装置可以沿用自由射流风洞试验中所用攻角机构，降低了试验成本。

作为本发明一种具体实施例，所述基座10固定设置在攻角机构60的平台上，通过控制基座10的姿态进而带动通气模型30的姿态的变化，以保证通气模型30不同的攻角。

进一步地，在本发明中，为了降低试验成本，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。

该步骤中，本领域技术人员知晓，自由射流风洞中试验成本高、价格昂贵，且试验复杂，一旦试验失败则将造成试验成本的大幅度增加，因此在风洞试验前安排地面调试环节，确保各系统工作正常，尽可能降低试验成本。

该步骤，对于测量天平精度的考核以及调整，可采用本领域公知的手段进行，在此不再详细赘述。

在本发明中，为了对通气模型30内隔热措施是否有效进行准确判断，对通气模型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。

进一步地，在本发明中，为了保证通气模型内隔热措施有效，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50的数量；和/或，调整所述第二阻挡部52最外侧距离凹槽底面的距离；和/或，调整所述开口20b的大小。

本发明实施例中，基于上述测力装置的设计，根据隔热需要，很容易实现对热气流阻挡件50数量的调整、第二阻挡部52最外侧距离凹槽底面的距离的调整以及开口20b的大小的调整，具体调整过程在此不再详细赘述。

进一步地，在本发明中，为了保证自由射流风洞试验测力数据的有效性，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，具体如图7所示；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，由图7可知，两者结果基本吻合，说明自由射流风洞参数设计合理；开展热态来流试验以获取有效测力数据。

应用上述配置方式，通过本实施例提供的设计自由射流风洞参数的手段，可保证在热态来流试验条件下，测力数据的有效性。

本发明实施例中，为了保证准确性，可多次开展冷态来流试验，并将其结果与常规风洞试验结果进行比较，其中，如果两者结果吻合度不符合设定要求，可对自由射流风洞参数进行调整，直至两者结果吻合度达到设定要求。

本发明实施例中，自由射流风洞参数包括流场均匀区大小、马赫数和总温偏差、气流偏角等。

综上，采用本发明实施例提供的测力方法，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，并能有效克服试验中涉及的通气模型30、测量天平40等的防/隔热难题，通过与常规风洞结果对比验证了数据的可靠性，填补了大尺度高温风洞通气模型测力试验技术空白，提高了吸气式飞行器带动力一体化性能分析技术和能力。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。