一种后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统的制作方法

1.本发明属于飞行器推力矢量控制技术领域，具体涉及一种后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统。


背景技术：

[0002] 推力矢量控制技术是通过喷管喷流转向，将发动机推力的一部分直接用于飞行器飞行操纵控制的技术。飞行器作为一个整体，机体外部绕流与推进系统内流相互影响、密不可分。内流由进气道捕获，经进气道减速扩压、发动机燃烧增压和喷管加速降压后又回到外流中去。这一过程会产生一系列复杂的流动耦合干扰现象，引发进气道、发动机、喷管、机体之间的协调和匹配问题,也就是推进系统/机体一体化问题(propulsion-airframe integration)，直接影响飞行器的气动、推进、操纵、安全等性能。只有充分认清机体/进气道、进气道/发动机和喷管/机体之间的流动耦合干扰特性，厘清彼此间的作用规律和影响特征，才能实现内外流气动综合效益的最大化，确保推进系统与机体相容，达到设计目标。其中，对于喷管来说，为了评估空气喷气发动机排气装置在外流条件下的推力效率，需要测量喷管的有效推力，这一最为关注的指标。喷管的推力特性等于喷管推力（正值）与作用在喷管壳体上的阻力（负值）之和，即“喷管推力-减-喷管阻力”。
[0003]
通常，飞行器推力矢量喷管特性数据，采取尾部支撑或者腹部/背部支撑方式，为了测得单独喷管推力，试验模型通常采用两层嵌套的方法，把内喷管与外部机身壳体分开，两层之间必须保留足够间隙防止相碰，导致机体外部绕流与推进系统内流相互影响模拟失真，并且两层之间内部空腔压力难以测准，测得数据是没有扣除阻力数据的喷管推力，需要通过一系列修正才能得到“喷管推力-减-喷管阻力”这一真正关注的喷管特性参数。
[0004]
当前，亟需发展一种后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统。


技术实现要素：

[0005]
本发明所要解决的技术问题是提供一种后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统。
[0006]
本发明的后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统，其特点是，所述的喷管推力测量试验系统包括通气叶片、通气支杆、环式天平、飞行器后体、喷管、整流罩和波纹管；通气支杆为圆管管体ⅰ，通气支杆前端封闭、后端开口；通气支杆前端的端头上安装有整流罩；通气支杆前端的周向安装有轴对称分布的通气叶片；通气支杆的后端顺序连接测量段、飞行器后体和喷管，飞行器后体为圆管管体ⅱ，喷管为轴对称喷管；测量段包括从外至内依次套装的环式天平和波纹管，环式天平的固定端安装在通气支杆后端的外层安装面上，环式天平的自由端安装在飞行器后体前端的外层安装面上，波纹管的前端安装在通气支杆后端的内层安装面上，波纹管的后端安装在飞行
器后体前端的内层安装面上；整流罩、通气叶片、通气支杆、环式天平、飞行器后体和波纹管的中心轴线与风洞试验段中心轴线重合；喷管的中心轴线与风洞试验段中心轴线具有夹角α，α为喷管偏转角；通气叶片的内部设置有与外置的高压气源连通的若干叶片气流通道，叶片气流通道的气流出口位于通气支杆的内壁，通气支杆的中心轴线上设置有通气支杆气流通道；高压气源气流沿叶片气流通道经气流出口进入通气支杆气流通道，再经波纹管和喷管喷出；环式天平测量喷管的气动力和气动力矩；波纹管跟随环式天平变形，并密封隔离通气支杆气流通道内的高压气源气流，避免高压气源气流对环式天平的测量产生影响；高压气源的压力范围为5mpa~8mpa。
[0007]
进一步地，所述的喷管偏转角α的范围为-20
°
~20
°
。
[0008]
进一步地，所述的通气叶片的迎风面设置有用于整流的弧形迎风面。
[0009]
进一步地，所述的通气支杆的前端端头通过堵盖封闭；堵盖为台阶圆柱体，堵盖的前段圆柱的直径小于后段圆柱的直径；堵盖的后段圆柱插入通气支杆的前端端头；堵盖的前段圆柱伸出通气支杆，堵盖的前段圆柱上套装卡套；卡套的后端设置有与通气支杆的前端端头匹配的圆形凹槽，卡套的后端面为卡套与通气叶片的前端面的接触面，卡套的前端安装有锁紧螺母；拧紧锁紧螺母，卡套顶紧通气叶片的前端面，固定堵盖和卡套；整流罩套装在卡套上，并包裹堵盖、锁紧螺母和卡套，整流罩的球形外表面迎向来流，用于来流整流。
[0010]
进一步地，所述的卡套的内壁设置有密封圈ⅰ，用于密封卡套与堵盖的前段圆柱的接触面；卡套的后端面设置有密封圈ⅱ，用于密封卡套的后端面与通气叶片的前端面的接触面；堵盖的后段圆柱设置有密封圈ⅲ，用于密封堵盖与通气支杆内壁的接触面；通气支杆的前段设置有密封圈ⅳ，用于密封通气支杆与通气叶片的后端面的接触面；波纹管的前端设置密封圈
ⅴ
，用于密封通气支杆后端的内层安装面与波纹管的前端的接触面，波纹管的前端也设置密封圈
ⅴ
，用于密封飞行器后体前端的内层安装面与波纹管的后端的接触面。
[0011]
本发明的后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统，将飞行器缩比获得的飞行器模型进行简化，去掉飞行器模型头部，并将飞行器模型后段与通气支杆设计为一个整体，最终采用通气支杆的圆管管体作为飞行器模型。试验过程中，飞行器的飞行速度、高度等参数由风洞的来流进行模拟，气流来流与通气支杆的中心轴线平行。与此同时，改变喷管偏转角α实现喷管的转向喷流，喷管成为矢量喷管；高压气源气流沿叶片气流通道进入通气支杆气流通道，经波纹管、飞行器后体和喷管喷出，模拟矢量喷管的喷流。波纹管的作用是通气但是不传递力与力矩，不影响环式天平测量喷管的气动力和气动力矩。
[0012]
总而言之，本发明的后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统采用头部支撑方式，外部机身和尾部喷管模型一体化设计，运用波纹管密封并实现“通气不传力”，在真实模拟机身后体扰流条件下测量喷管受力，可以直接测量喷管的“喷管推力-减-喷管阻力”这一目标数据，提高了数据的真实性和可靠性，简化后期数据处理过程，有利于降低飞发一体化设计技术风险和研发成本、缩短飞机发动机研制周期。
附图说明
[0013]
图1为本发明的后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统的结构示意图
（立体图）；图2为本发明的后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统的结构示意图（剖视图）；图3为本发明的后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统中的通气支杆头部整流装置结构示意图（剖视图）；图4为本发明的后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统中的喷管偏转角示意图（剖视图）。
[0014]
图中，1.集气室；2.通气叶片；3.通气支杆；4.环式天平；5.飞行器后体；6.喷管；7.整流罩；8.堵盖；9.锁紧螺母；10.卡套；11.密封圈ⅰ；12.密封圈ⅱ；13.密封圈ⅲ；14.密封圈ⅳ；15.密封圈
ⅴ
；16.叶片气流通道；17.气流出口；18.通气支杆气流通道；19.高压气管入口；20.波纹管。
具体实施方式
[0015]
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
[0016]
本发明的后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统包括通气叶片2、通气支杆3、环式天平4、飞行器后体5、喷管6、整流罩7和波纹管20；通气支杆3为圆管管体ⅰ，通气支杆3前端封闭、后端开口；通气支杆3前端的端头上安装有整流罩7；通气支杆3前端的周向安装有轴对称分布的通气叶片2；通气支杆3的后端顺序连接测量段、飞行器后体5和喷管6，飞行器后体5为圆管管体ⅱ，喷管6为轴对称喷管；测量段包括从外至内依次套装的环式天平4和波纹管20，环式天平4的固定端安装在通气支杆3后端的外层安装面上，环式天平4的自由端安装在飞行器后体5前端的外层安装面上，波纹管20的前端安装在通气支杆3后端的内层安装面上，波纹管20的后端安装在飞行器后体5前端的内层安装面上；整流罩7、通气叶片2、通气支杆3、环式天平4、飞行器后体5和波纹管20的中心轴线与风洞试验段中心轴线重合；喷管6的中心轴线与风洞试验段中心轴线具有夹角α，α为喷管偏转角；通气叶片2的内部设置有与外置的高压气源连通的若干叶片气流通道16，叶片气流通道16的气流出口17位于通气支杆3的内壁，通气支杆3的中心轴线上设置有通气支杆气流通道18；高压气源气流沿叶片气流通道16经气流出口17进入通气支杆气流通道18，再经波纹管20和喷管6喷出；环式天平4测量喷管6的气动力和气动力矩；波纹管20跟随环式天平4变形，并密封隔离通气支杆气流通道18内的高压气源气流，避免高压气源气流对环式天平4的测量产生影响；高压气源的压力范围为5mpa~8mpa。
[0017]
进一步地，所述的喷管偏转角α的范围为-20
°
~20
°
。
[0018]
进一步地，所述的通气叶片2的迎风面设置有用于整流的弧形迎风面。
[0019]
进一步地，所述的通气支杆3的前端端头通过堵盖8封闭；堵盖8为台阶圆柱体，堵盖8的前段圆柱的直径小于后段圆柱的直径；堵盖8的后段圆柱插入通气支杆3的前端端头；堵盖8的前段圆柱伸出通气支杆3，堵盖8的前段圆柱上套装卡套10；卡套10的后端设置有与通气支杆3的前端端头匹配的圆形凹槽，卡套10的后端面为卡套10与通气叶片2的前端面的
接触面，卡套10的前端安装有锁紧螺母9；拧紧锁紧螺母9，卡套10顶紧通气叶片2的前端面，固定堵盖8和卡套10；整流罩7套装在卡套10上，并包裹堵盖8、锁紧螺母9和卡套10，整流罩7的球形外表面迎向来流，用于来流整流。
[0020]
进一步地，所述的卡套10的内壁设置有密封圈ⅰ11，用于密封卡套10与堵盖8的前段圆柱的接触面；卡套10的后端面设置有密封圈ⅱ12，用于密封卡套10的后端面与通气叶片2的前端面的接触面；堵盖8的后段圆柱设置有密封圈ⅲ13，用于密封堵盖8与通气支杆3内壁的接触面；通气支杆3的前段设置有密封圈ⅳ14，用于密封通气支杆3与通气叶片2的后端面的接触面；波纹管20的前端设置密封圈
ⅴ
15，用于密封通气支杆3后端的内层安装面与波纹管20的前端的接触面，波纹管20的前端也设置密封圈
ⅴ
15，用于密封飞行器后体5前端的内层安装面与波纹管20的后端的接触面。
[0021]
实施例1如图1~图4所示，本实施例的后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验系统应用于高速自由射流风洞，喷管推力测量试验系统安装在高速自由射流风洞的风洞喷管出口，通气叶片2、通气支杆3、环式天平4、飞行器后体5、波纹管20、喷管6和整流罩7位于风洞试验段内，其中通气叶片2外部的空间为高速自由射流风洞的集气室1，高压气源的气流管道通过集气室1的高压气管入口19进入集气室1，并与叶片气流通道16的接口固定连接。
[0022]
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高速自由射流压力匹配模式方法领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。