吸氣式高超聲速飛行器分段部件氣動力的測量方法
【專利摘要】本發明提供一種吸氣式高超聲速飛行器分段部件氣動力的測量方法，用于高超聲速風洞試驗中，本發明將吸氣式高超聲速飛行器分為前體、燃燒中段和后體三部分，燃燒中段設有支架，在前體和燃燒中段之間設有前天平，燃燒中段和后體之間設有后天平，燃燒中段和支架之間設有中天平，前天平和后天平分別對前體和后體的氣動力進行測量，中天平對整機的氣動力進行測量，對三臺天平的測力結果進行解算得到各個部件的氣動力和力矩；本發明通過對吸氣式高超聲速飛行器沿軸向分段劃分出各部件，通過多臺天平的測力結果解算出各部件的氣動力，天平測力可以比較可靠地測得飛行器各部件的氣動力，有效解決了吸氣式高超聲速飛行器部件氣動力和力矩測量問題。
【專利說明】
吸氣式高超聲速飛行器分段部件氣動力的測量方法
技術領域
[0001] 本發明屬于吸氣式高超聲速技術領域，尤其是一種吸氣式高超聲速飛行器分段部 件氣動力的測量方法。
【背景技術】
[0002] 吸氣式高超聲速飛行器技術是未來航空領域發展的戰略制高點，在軍事和民用領 域都具有極高的應用價值。圖1為吸氣式高超聲速飛行器的示意圖，其主要由進氣道、隔離 段、燃燒室和尾噴管構成。如圖1所示，9為機體一體化構型，其機身前下表面是發動機進氣 道前體壓縮面10，機身后下表面是發動機尾噴管的后體膨脹面11，12為噴油，機體與發動機 之間沒有明顯的分界線。巡航狀態下高超聲速飛行器飛行馬赫數通常大于5,此時飛行阻力 較大，而吸氣式的超燃沖壓發動機推力相對較小，整機的推力余量較小。為了實現最佳的氣 動和推進性能，機體和推進系統需要采用高度一體化設計，飛行器前體和后體的下壁面既 是主要的氣動型面，又是超燃沖壓發動機進氣道外壓縮型面和尾噴管膨脹型面，各部件之 間高度耦合。
[0003] 高超聲速飛行器各部件在設計時遵循不同的物理規律，如進氣道和尾噴管在設計 時考慮的是激波壓縮和等熵膨脹，而燃燒室設計時考慮的是燃料混合和化學反應。由于各 部件的流動現象不同，所遵循的物理規律不同，在通過地面試驗結果或計算數據來推算真 實飛行器的氣動性能時，就需要對各部件氣動力對整機氣動力的貢獻進行評估。同時，飛行 器在總體設計時也需要限定各部件氣動力水平，其氣動力大小也是評價部件性能的關鍵指 標。
[0004] 在地面試驗中，由于吸氣式高超聲速飛行器各部件之間高度耦合，對各部件的氣 動力進行試驗測量存在一定困難，國內外針對這一方面研究的公開資料也比較少。
[0005] 在數值計算中，一般可以通過網格拓撲結構的劃分和相應的后處理得到高超聲速 飛行器各部件的氣動力。但在高速來流條件下，飛行器內外流場流動狀態復雜，且內外流相 互耦合，并存在邊界層分離、激波邊界層干擾等復雜流動現象，這些流動現象對內外流場的 流動狀態有很大的影響，然而目前的數值計算方法很難對這些流動現象進行精確模擬，在 缺乏相應試驗數據驗證的情況下，根據數值計算得到的各部件的氣動力結果缺乏可靠性。
【發明內容】
[0006] 鑒于以上所述現有技術的缺點，本發明的目的在于提供一種吸氣式高超聲速飛行 器分段部件氣動力的測量方法。
[0007] 為實現上述發明目的，本發明技術方案如下：
[0008] -種吸氣式高超聲速飛行器分段部件氣動力的測量方法，用于高超聲速風洞試驗 中，將吸氣式高超聲速飛行器分為前體、燃燒中段和后體三部分，以進氣道出口為前體和燃 燒中段的分界線，以尾噴管入口為燃燒中段和后體的分界線，燃燒中段設有支架，在前體和 燃燒中段之間設有前天平，燃燒中段和后體之間設有后天平，燃燒中段和支架之間設有中 天平，通過在高超聲速風洞中開展測力試驗，前天平和后天平分別對前體和后體的氣動力 進行測量，中天平對整機的氣動力進行測量，對三臺天平的測力結果進行解算得到各個部 件的氣動力和力矩。
[0009] 作為優選方式，前體、燃燒中段和后體為3個獨立的部分，前體通過螺釘與前天平 連接，前天平再通過螺釘與第一支撐板相連，第一支撐板利用銷釘定位并通過螺釘與燃燒 中段固連，后體通過螺釘與后天平連接，后天平再通過螺釘與第二支撐板相連，第二支撐板 利用銷釘定位并通過螺釘與燃燒中段固連;燃燒中段通過螺釘與中天平相連，中天平再通 過螺釘固定在支架上。
[0010] 作為優選方式，三臺天平為六分量應變天平。
[0011] 作為優選方式，所述天平均采用扁平框式結構，即：將天平浮動框和固定框布置在 相同的水平高度上，軸向力元件用偏心梁，其余五分量用矩形梁，分別對稱布置在天平設計 中心前后。
[0012] 作為優選方式，前體和燃燒中段之間、燃燒中段和后體之間保留0.5-1.5mm的縫 隙。保證試驗過程中部件之間沒有硬連接，實現各部件氣動力和力矩的隔離。
[0013] 作為優選方式，前體和燃燒中段之間、燃燒中段和后體之間的縫隙采用耐高溫橡 膠進行密封，避免縫隙漏氣對流動和測力產生干擾。
[0014] 作為優選方式，三臺天平分別測量前體、整機和后體的氣動力和力矩，并且其測得 的力和力矩分量是相對各自校準中心的，需要經過一定換算才能得到各部件相對模型力矩 參考點的氣動力和力矩，假設前、中、后三臺天平的校準中心和模型的力矩參考點在體軸系 下的坐標分別為(11，7131)，（12,72,22)，（13,73,23)和(1111，7111，2 111)，三臺天平的測力結果分別 ' 3，Mz'3)，三臺天平的測力結果相對模型力矩參考點表示為， = Ji； Mx, = Mr； - y；(z, - zm) + Z；(v, - yH1)
[0015 ] - Yx Yy M}\ = My{ + xj (z, - zm) - zj (.τ, - a;, ) (1) ^ 2j = 2j Mzx = Mzl - Xx (j>j - ym ) + Yx (x, - xm) X Mx^Mx^Y^-zJ + Uy.-yJ
[0016] ; Y2 ~ F2. Mv2 = My2 +X2(z2- zm) - Z2 (,τ2 - xm) ⑵ Z2 =Z, Mz2 = Μζ? -Χ?(vs - v)H) + K(χ? -xm) X} = X3 Mxi = Mx3 -Yi(zi-zm) + Z3(v'3 -ym)
[0017] ^ = Mv3 = My； + Z；(z3-zJ~Z；(.T3-.Tj ⑶ X Mz3 - Mz； - X3 (>3 - ") + r3'(.T3 - xm)
[0018]其中Χ,Υ,Ζ表示沿x,y ,z三個坐標軸方向的氣動力，Mx,My ,Mz表示相對x,y ,z三個 坐標軸的氣動力矩，氣動力和力矩的下標"1,2,3"分別表示前、中、后三臺天平的測力結果， 上標"'"表示天平的直接測力結果，不帶上標"'"表示將力矩參考點從天平校準中心變到模 型力矩參考點后的結果，從整機氣動力和力矩中扣除前體和后體的氣動力和力矩得燃燒中 段的氣動力和力矩，即三段的氣動力和力矩分別表示為， ^fore = ^Xiote ~ ^Xl
[0019] H Myrare =My{ (4) v ~ Mzs娜=Mz'. Icornb 二不-4 -毛 MY?mb =尬2 -尬1 - Μτ3
[0020] < ^comb =Y2^Yl^Y3 柳con* =姆2 -柳1 -聊3. .^comb = Z2^Zl~Z3 MZcomb = ΜΖ-, - Mz{ - Mzi Xft=義艙aft=Mr3
[0021] < raft-l, Mvaft-My3 (G) ^att-Z5 Μζ??=Μζ?
[0022] 其中下標fore表示前體，下標comb表示燃燒中段，下標aft表示后體，經過上述變 換，就得到各部件的氣動力和力矩。
[0023] 本發明的有益效果為:本發明針對目前吸氣式高超聲速飛行器部件氣動力預測所 面臨的困難，采用成熟的風洞天平測力技術，通過對吸氣式高超聲速飛行器沿軸向分段劃 分出各部件，在模型內部布置多天平，通過多臺天平的測力結果解算出各部件的氣動力，模 型各部件之間通過保留一定縫隙實現受力隔離，并采用較軟的Kafuter耐高溫橡膠進行密 封，天平測力可以比較可靠地測得飛行器各部件的氣動力，有效解決了吸氣式高超聲速飛 行器部件氣動力和力矩測量問題。
【附圖說明】
[0024] 圖1是圖1吸氣式高超聲速飛行器示意圖；
[0025] 圖2是本方法的飛行器分為前體、燃燒中段和后體三部分的結構示意圖；
[0026] 圖3是圖2中的局部視圖A的放大圖；
[0027] 圖4是圖2中的局部視圖B的放大圖；
[0028]圖5是前天平的結構示意圖；
[0029]圖6是中天平的結構示意圖；
[0030]圖7是后天平的結構示意圖；
[0031 ] 1為前天平，2為第一支撐板，3為銷釘，4為中天平，5為銷釘，6為第二支撐板，7為后 天平，8為支架，9為機體一體化構型，10為前體壓縮面，11為后體膨脹面，12為噴油，13為縫 隙。
【具體實施方式】
[0032] 以下通過特定的具體實例說明本發明的實施方式，本領域技術人員可由本說明書 所揭露的內容輕易地了解本發明的其他優點與功效。本發明還可以通過另外不同的具體實 施方式加以實施或應用，本說明書中的各項細節也可以基于不同觀點與應用，在沒有背離 本發明的精神下進行各種修飾或改變。
[0033] 如圖2所示，一種吸氣式高超聲速飛行器分段部件氣動力的測量方法，用于高超聲 速風洞試驗中，將吸氣式高超聲速飛行器分為前體、燃燒中段和后體三部分，以進氣道出口 為前體和燃燒中段的分界線，以尾噴管入口為燃燒中段和后體的分界線，燃燒中段設有支 架8,在前體和燃燒中段之間設有前天平1，燃燒中段和后體之間設有后天平7,燃燒中段和 支架之間設有中天平4,通過在高超聲速風洞中開展測力試驗，前天平和后天平分別對前體 和后體的氣動力進行測量，中天平對整機的氣動力進行測量，對三臺天平的測力結果進行 解算得到各個部件的氣動力和力矩。
[0034]前體、燃燒中段和后體為3個獨立的部分，前體通過螺釘與前天平連接，前天平再 通過螺釘與第一支撐板2相連，第一支撐板利用銷釘3定位并通過螺釘與燃燒中段固連，后 體通過螺釘與后天平連接，后天平再通過螺釘與第二支撐板6相連，第二支撐板6利用銷釘5 定位并通過螺釘與燃燒中段固連;燃燒中段通過螺釘與中天平相連，中天平再通過螺釘固 定在支架上。
[0035]三臺天平為六分量應變天平。
[0036]如圖5-7所示，所述天平均采用扁平框式結構，即：將天平浮動框和固定框布置在 相同的水平高度上，軸向力元件用偏心梁，其余五分量用矩形梁，分別對稱布置在天平設計 中心前后。
[0037]如圖3-4所示，前體和燃燒中段之間、燃燒中段和后體之間保留0.5-1.5mm的縫隙 13。保證試驗過程中部件之間沒有硬連接，實現各部件氣動力和力矩的隔離。
[0038] 前體和燃燒中段之間、燃燒中段和后體之間的縫隙采用耐高溫橡膠進行密封，避 免縫隙漏氣對流動和測力產生干擾。
[0039] 三臺天平分別測量的是前體、整機和后體的氣動力和力矩，并且其測得的力和力 矩分量是相對各自校準中心(天平校準時的載荷加載點）的，需要經過一定換算才能得到各 部件相對模型力矩參考點的氣動力和力矩。假設前、中、后三臺天平的校準中心和模型的力 矩參考點在體軸系(如圖2所示，X軸沿飛行器軸線方向，y在紙面內垂直于X軸，z軸垂直紙面 指向外）下的坐標分別為&1，71，2：1)，（12,72,22)，（13,73,23)和(1111，7111，2 111)，三臺天平的測力 Mx'3，My'3，Mz'3)，三臺天平的測力結果相對模型力矩參考點表示為， X, = X,' Μχχ - Μτ； - Yi(zx - zm) + Zj (ι-, - vfl()
[0040] M\\ =M)\+ Xl(zl -zm )~Zl(.Tj -xm) (7) 、^ = Z; Mzy = Mz[ - (v-j - >'n,) + F,' (.T； - jm ) Mt2 = Mx2 -Y2(z2-zm) + Z2(\\ -ym)
[0041 ] | Y2=Y： My2 =My2 + X'2(z2-zm)-Z；(x2 -xm) (8) 、Z2 = Z; Mzz = Mz2 - X2(y2 - ym) + ζ'(x2 - xm) X3 - X3 Mxi = Mxi - Y} (z3 - zm) +Z3 (v3 - ym)
[0042 ] - ￥s =Y3 Mv3 = My3 + X3 (Zj- zm) - Z3 (τ3 - xm) (9.) Z3-Z； Mz3 =Mzi-X'i{yi-ym) + Y'i(xi~xm)
[0043]其中Χ,Υ,Ζ表示沿x,y ,z三個坐標軸方向的氣動力，Mx,My ,Mz表示相對x,y ,z三個 坐標軸的氣動力矩，氣動力和力矩的下標"1,2,3"分別表示前、中、后三臺天平的測力結果， 上標"'"表示天平的直接測力結果，不帶上標"'"表示將力矩參考點從天平校準中心變到模 型力矩參考點后的結果。從整機氣動力和力矩中扣除前體和后體的氣動力和力矩得燃燒中 段的氣動力和力矩，即三段的氣動力和力矩分別表示為， Ifcre =不艦%)re.=艦^.1
[0044] <: H Afyfore，蝴 （丄 0) 入β=Λ 施細=施1 尤?*=尤2 -尤1 - 4尬comb =尬2 -尬I -尬3
[0045] J ^ = Μν^^Μν,-Μν,-Μν, (11) 、Z_b = Ζ2 -Ζ, -Ζ3 Μζ^=Μζ2~Μζ,~Μζ, JTaft = JT3 Mraft = Α￡τ3
[0046] - ^ = ^ Myait=My3 (12) .,Za* = Z3 MZa* = MZ3
[0047] 其中下標fore表示前體，下標comb表示燃燒中段，下標aft表示后體。經過上述變 換，就得到各部件的氣動力和力矩。
[0048]上述實施例僅例示性說明本發明的原理及其功效，而非用于限制本發明。任何熟 悉此技術的人士皆可在不違背本發明的精神及范疇下，對上述實施例進行修飾或改變。因 此，凡所屬技術領域中具有通常知識者在未脫離本發明所揭示的精神與技術思想下所完成 的一切等效修飾或改變，仍應由本發明的權利要求所涵蓋。
【主權項】
1. 一種吸氣式高超聲速飛行器分段部件氣動力的測量方法，用于高超聲速風洞試驗 中，其特征在于:將吸氣式高超聲速飛行器分為前體、燃燒中段和后體三部分，以進氣道出 口為前體和燃燒中段的分界線，以尾噴管入口為燃燒中段和后體的分界線，燃燒中段設有 支架，在前體和燃燒中段之間設有前天平，燃燒中段和后體之間設有后天平，燃燒中段和支 架之間設有中天平，通過在高超聲速風洞中開展測力試驗，前天平和后天平分別對前體和 后體的氣動力進行測量，中天平對整機的氣動力進行測量，對三臺天平的測力結果進行解 算得到各個部件的氣動力和力矩。2. 如權利要求1所述的測量方法，其特征在于：前體、燃燒中段和后體為3個獨立的部 分，前體通過螺釘與前天平連接，前天平再通過螺釘與第一支撐板相連，第一支撐板利用銷 釘定位并通過螺釘與燃燒中段固連，后體通過螺釘與后天平連接，后天平再通過螺釘與第 二支撐板相連，第二支撐板利用銷釘定位并通過螺釘與燃燒中段固連;燃燒中段通過螺釘 與中天平相連，中天平再通過螺釘固定在支架上。3. 如權利要求1所述的測量方法，其特征在于:三臺天平為六分量應變天平。4. 如權利要求1所述的測量方法，其特征在于:所述天平均采用扁平框式結構，即：將天 平浮動框和固定框布置在相同的水平高度上，軸向力元件用偏心梁，其余五分量用矩形梁， 分別對稱布置在天平設計中心前后。5. 如權利要求1所述的測量方法，其特征在于：前體和燃燒中段之間、燃燒中段和后體 之間保留0.5-1.5mm的縫隙。6. 如權利要求1所述的測量方法，其特征在于：前體和燃燒中段之間、燃燒中段和后體 之間的縫隙采用耐高溫橡膠進行密封。7. 如權利要求1所述的測量方法，其特征在于:三臺天平分別測量前體、整機和后體的 氣動力和力矩，并且其測得的力和力矩分量是相對各自校準中心的，需要經過一定換算才 能得到各部件相對模型力矩參考點的氣動力和力矩，假設前、中、后三臺天平的校準中心和 模型的力矩參考點在體軸系下的坐標分別為(Xl，yi，Zl)，（X2，y2，Z2)，（X3，y3，Z3WP(Xm，ym， zm)，三臺天平的測力結果分別為(X'1:，Y'lvZ b Mx'i, My h Mz 〇:，（X'2,Y2, Z'2, Mx'2, My2, 和(X'3，Y'3,Z、，Mx3, My3, Mz 3)，三臺天平的測力結果相對模型力矩參考點表示為，其中Χ,Υ,Ζ表示沿x，y, z三個坐標軸方向的氣動力，Mx, My ,Mz表示相對X，y, z三個坐標 軸的氣動力矩，氣動力和力矩的下標"1，2,3"分別表示前、中、后三臺天平的測力結果，上標 "'"表示天平的直接測力結果，不帶上標"'"表示將力矩參考點從天平校準中心變到模型力 矩參考點后的結果，從整機氣動力和力矩中扣除前體和后體的氣動力和力矩得燃燒中段的 氣動力和力矩，即三段的氣動力和力矩分別表示為，其中下標fore表示前體，下標comb表示燃燒中段，下標aft表示后體，經過上述變換，就 得到各部件的氣動力和力矩。
【文檔編號】G01M9/06GK106017857SQ201610362016
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年5月26日
【發明人】賀偉, 孫良, 王琪, 高昌, 于時恩, 張小慶, 李宏斌, 任虎, 呂金洲, 郭鵬宇
【申請人】中國人民解放軍63820部隊吸氣式高超聲速技術研究中心