高超声速飞行器后体推减阻高速风洞试验技术

发布时间：2024-12-01 02:18

　　 针对高超声速飞行器组合喷管与后体的一体化性能测试的需求,发展了一种后体推减阻试验技术,研制了双波纹管天平系统和基于高精度数字阀的喷流质量流量控制系统,在FL-60风洞建立了由通气腹部支杆实现模型支撑及供气、内置单天平实现气动力及推力测量、双金属波纹管实现双路喷流独立模拟且不传力等组成的双发飞行器后体推减阻试验系统,实现了飞行器后体推减阻特性的测量,也可实现双发喷管推力特性测量。系统调试和风洞试验结果表明,试验系统运行稳定、可靠、质量流量测量精度优于0.3%;后体推减阻特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验系统可用于来流马赫数0.3～4.0、迎角0°、喷流总质量流量0～2.0kg/s的双发高超声速飞行器后体推减阻试验和带外流的推力特性试验;提出的试验技术可进一步发展为全机推减阻试验技术。

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【部分图文】：

图1 总体技术方案图

根据给定的组合喷管和后体结构，以实现双喷管喷流同时独立精确模拟、推减阻特性和带外流推力特性的测量为目的，结合FL-60亚跨超三声速风洞尺寸及结构，制订了以单天平+双波纹管天平测力系统为核心的推减阻及带外流推力特性试验技术方案（见图1）。方案采用通气腹撑转尾撑的形式将试验模型支撑于....

图2 模型结构布局

为实现双喷管喷流同时独立模拟，模型内部布置了两条独立的供气管路；为实现后体气动力和双喷管推力特性同时测量，模型内部布置了一台六分量杆式测量天平；为实现喷流落压比的精确模拟，喷管入口前分别设置有总压耙及整流装置（孔板、蜂窝器）。由于模型内部轴向空间有限，天平、波纹管、整流装置的尺寸....

图3 通气支撑系统

模型采用通气腹撑转尾撑支撑形式（见图3）与弯刀机构相连，高压空气通过尾支杆上的通气接头分别进入双侧通气的支撑系统，在模型内部经过转折后，经整流装置整流后再由尾喷管喷出。为了确保试验安全，利用正激波法对风洞试验冲击载荷进行估算，并对支撑的强度进行了校核。最大冲击载荷作用下计算得到的....

图4 推减阻试验模型结构

带外流推力特性试验是以喷管作为测力部件，后体和喷管为套筒形式，此时后体作为非测力部件与喷管外壁面留有间隙，喷管内壁面型面及尺寸保持不变，图5为带外流推力特性试验结构。图5带外流推力特性试验模型结构

本文编号：4013394