發(fā)布時(shí)間：2024-12-01 02:18

　　 針對高超聲速飛行器組合噴管與后體的一體化性能測試的需求,發(fā)展了一種后體推減阻試驗(yàn)技術(shù),研制了雙波紋管天平系統(tǒng)和基于高精度數(shù)字閥的噴流質(zhì)量流量控制系統(tǒng),在FL-60風(fēng)洞建立了由通氣腹部支桿實(shí)現(xiàn)模型支撐及供氣、內(nèi)置單天平實(shí)現(xiàn)氣動力及推力測量、雙金屬波紋管實(shí)現(xiàn)雙路噴流獨(dú)立模擬且不傳力等組成的雙發(fā)飛行器后體推減阻試驗(yàn)系統(tǒng),實(shí)現(xiàn)了飛行器后體推減阻特性的測量,也可實(shí)現(xiàn)雙發(fā)噴管推力特性測量。系統(tǒng)調(diào)試和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明,試驗(yàn)系統(tǒng)運(yùn)行穩(wěn)定、可靠、質(zhì)量流量測量精度優(yōu)于0.3%;后體推減阻特性規(guī)律合理,重復(fù)性精度達(dá)到國軍標(biāo)常規(guī)測力合格指標(biāo);建立的試驗(yàn)系統(tǒng)可用于來流馬赫數(shù)0.3～4.0、迎角0°、噴流總質(zhì)量流量0～2.0kg/s的雙發(fā)高超聲速飛行器后體推減阻試驗(yàn)和帶外流的推力特性試驗(yàn);提出的試驗(yàn)技術(shù)可進(jìn)一步發(fā)展為全機(jī)推減阻試驗(yàn)技術(shù)。

【文章頁數(shù)】：9 頁

【部分圖文】：

圖1 總體技術(shù)方案圖

根據(jù)給定的組合噴管和后體結(jié)構(gòu)，以實(shí)現(xiàn)雙噴管噴流同時(shí)獨(dú)立精確模擬、推減阻特性和帶外流推力特性的測量為目的，結(jié)合FL-60亞跨超三聲速風(fēng)洞尺寸及結(jié)構(gòu)，制訂了以單天平+雙波紋管天平測力系統(tǒng)為核心的推減阻及帶外流推力特性試驗(yàn)技術(shù)方案（見圖1）。方案采用通氣腹撐轉(zhuǎn)尾撐的形式將試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭�撐�?...

圖2 模型結(jié)構(gòu)布局

為實(shí)現(xiàn)雙噴管噴流同時(shí)獨(dú)立模擬，模型內(nèi)部布置了兩條獨(dú)立的供氣管路；為實(shí)現(xiàn)后體氣動力和雙噴管推力特性同時(shí)測量，模型內(nèi)部布置了一臺六分量桿式測量天平；為實(shí)現(xiàn)噴流落壓比的精確模擬，噴管入口前分別設(shè)置有總壓耙及整流裝置（孔板、蜂窩器）。由于模型內(nèi)部軸向空間有限，天平、波紋管、整流裝置的尺寸....

圖3 通氣支撐系統(tǒng)

模型采用通氣腹撐轉(zhuǎn)尾撐支撐形式（見圖3）與彎刀機(jī)構(gòu)相連，高壓空氣通過尾支桿上的通氣接頭分別進(jìn)入雙側(cè)通氣的支撐系統(tǒng)，在模型內(nèi)部經(jīng)過轉(zhuǎn)折后，經(jīng)整流裝置整流后再由尾噴管噴出。為了確保試驗(yàn)安全，利用正激波法對風(fēng)洞試驗(yàn)沖擊載荷進(jìn)行估算，并對支撐的強(qiáng)度進(jìn)行了校核。最大沖擊載荷作用下計(jì)算得到的....

圖4 推減阻試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)

帶外流推力特性試驗(yàn)是以噴管作為測力部件，后體和噴管為套筒形式，此時(shí)后體作為非測力部件與噴管外壁面留有間隙，噴管內(nèi)壁面型面及尺寸保持不變，圖5為帶外流推力特性試驗(yàn)結(jié)構(gòu)。圖5帶外流推力特性試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)

本文編號：4013394