一种基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法

技术领域

本发明属于空气动力学风洞试验技术领域，尤其涉及一种基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法。

背景技术

高超声速飞行器后体尾喷管不仅为飞行器提供推力，也会产生升力和俯仰力矩。后体尾喷管相当于一个推力矢量装置，且推力矢量随飞行器内外流工况的变化而改变，不仅对飞行器的推阻性能产生重要影响，还对飞行器的控制及操稳至关重要。后体尾喷管产生的高速尾喷流与飞行器外部气流相比，在速度、静压、总压等方面都存在明显差异，当两股气流相遇时，存在复杂的相互干扰。喷流干扰的典型流场结构包含分离再附区、激波、膨胀波、剪切层等复杂流动结构，这使得对内外流干扰区域气动特性的准确预测变得非常困难。

风洞试验是目前较为准确有效的的尾喷管喷流飞行器气动特性预测手段，其基本原理是在流场环境中模拟飞行器喷流状态，并利用天平等测量元件获取飞行器气动特性。由于飞行器需要同时实现气体喷流和气动特性测量，因此需要同步设计高压气源喷流系统和天平测量系统。在传统设计方案中，上述两系统同时放置于飞行器模型内腔，受限于流场均匀区大小，飞行器试验模型尺寸有限，因此如何避免两个分系统彼此干涉，合理布局飞行器内腔空间愈发困难。同时由于喷流反作用控制的技术要求越来越高，大流量、高压力喷流逐渐进入人们视野，大流量意味着更加庞大的高压气源喷流系统，这将进一步压缩飞行器内腔可用空间。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法，能够有效获取尾喷管喷流对于飞行器气动特性的影响。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法，包括：建立腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型；获取喷流典型状态对应的气流喷口开度；

在风洞流场不启动状态下，气流喷口处于关闭状态时，利用采集器实时采集腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型中天平的电压信号得到流场关闭及气流喷口关闭状态下的电压信号；将气流喷口开度调至第n状态，利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场关闭及气流喷口开度n状态下的电压信号；在风洞流场启动状态下，气流喷口处于关闭状态时，利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场开启及气流喷口关闭状态下的电压信号；将气流喷口开度调至第n状态，利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场开启及气流喷口开度n状态下的电压信号；根据流场关闭及气流喷口关闭状态下的电压信号得到流场关闭及气流喷口关闭状态下的天平测量气动特性，根据流场关闭及气流喷口开度n状态下的电压信号得到流场关闭及气流喷口开度n状态下的天平测量气动特性，根据流场开启及气流喷口关闭状态下的电压信号得到流场开启及气流喷口关闭状态下的天平测量气动特性，根据流场开启及气流喷口开度n状态下的电压信号得到流场开启及气流喷口开度n状态下的天平测量气动特性；根据流场关闭及气流喷口关闭状态下的天平测量气动特性、流场关闭及气流喷口开度n状态下的天平测量气动特性、流场开启及气流喷口关闭状态下的天平测量气动特性和流场开启及气流喷口开度n状态下的天平测量气动特性得到喷流对于飞行器的天平测量气动特性；将喷流对于飞行器的天平测量气动特性通过天平校心-模型参考点转换公式得到喷流对于飞行器的气动特性。

上述基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法中，喷流对于飞行器的天平测量气动特性通过如下公式得到：

f

其中，f

上述基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法中，天平校心-模型参考点转换公式通过如下公式得到：

C

C

C

其中，C

上述基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法中，在利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场关闭及气流喷口关闭状态下的电压信号中，采集时间为2s-4s。

上述基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法中，在利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场关闭及气流喷口开度n状态下的电压信号中，采集时间为2s-4s。

上述基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法中，在利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场开启及气流喷口关闭状态下的电压信号中，采集时间为2s-4s。

上述基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法中，在利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场开启及气流喷口开度n状态下的电压信号中，采集时间为2s-4s。

上述基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法中，喷流对于飞行器的天平测量气动特性f

上述基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法中，所述腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型包括底座、天平、天平保护罩、攻角垫块、腹部支撑和试验模型；其中，所述底座的底部固定在风洞试验段内，所述底座的顶部与所述天平的一端相连接；所述天平的另一端与所述攻角垫块的底部相连接；所述攻角垫块的顶部与所述腹部支撑的一端相连接；所述腹部支撑的另一端与所述试验模型相连接；所述天平保护罩的顶部与所述腹部支撑相连接，所述天平保护罩在来流方向的投影区域大于天平的横截面积。

上述基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法中，所述腹部支撑包括腹部支撑本体、进气管路和通气管路；其中，所述腹部支撑本体的内部开设有进气管路和通气管路；所述进气管路的中部与所述通气管路的一端相连通，所述进气管路的长度方向与所述通气管路的长度方向相垂直；所述进气管路的第一进气口和第二进气口关于所述通气管路的中心轴线对称。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明针对腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型，提出了天平保护罩设计、腹支撑高度保护等措施要求，保证了风洞试验安全性，同时一体化设计导气管路和腹部支撑，并且设计了双向对称进气方式，可以有效提高测量结果的精确性；

(2)本发明能够有效获取尾喷管喷流对于飞行器气动特性的影响；

(3)本发明提出了气动力、气动力矩转换公式，从而实现试验数据天平坐标系和弹体坐标系的自由转换，解决了数据结果不统一的难题，有利于飞行器气动特性对比。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1是本发明实施例提供的腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型的结构示意图；

图2是本发明实施例提供的腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型的另一结构示意图；

图3是本发明实施例提供的腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型的又一结构示意图；

图4是本发明实施例提供的攻角垫块的结构示意图；

图5是本发明实施例提供的坐标系建立的示意图；

图6(a)是本发明实施例提供的柔性节的一个结构示意图；

图6(b)是本发明实施例提供的柔性节的另一个结构示意图；

图6(c)是本发明实施例提供的柔性节的又一个结构示意图；

图7(a)是本发明实施例提供的浮动套的一个结构示意图；

图7(b)是本发明实施例提供的浮动套的另一个结构示意图；

图7(c)是本发明实施例提供的浮动套的又一个结构示意图；

图8(a)是本发明实施例提供的喷流口的一个结构示意图；

图8(b)是本发明实施例提供的喷流口的另一个结构示意图；

图8(c)是本发明实施例提供的喷流口的又一个结构示意图；

图8(d)是本发明实施例提供的喷流口的又一个结构示意图；

图8(e)是本发明实施例提供的喷流口的又一个结构示意图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

本实施例提供了一种基于腹支撑结构的大流量尾喷管喷流测力方法，该方法包括如下步骤：

建立腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型；

获取喷流典型状态对应的气流喷口开度；

在风洞流场不启动状态下，气流喷口处于关闭状态时，利用采集器实时采集腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型中天平的电压信号得到流场关闭及气流喷口关闭状态下的电压信号；将气流喷口开度调至第n状态，利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场关闭及气流喷口开度n状态下的电压信号；

在风洞流场启动状态下，气流喷口处于关闭状态时，利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场开启及气流喷口关闭状态下的电压信号；将气流喷口开度调至第n状态，利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场开启及气流喷口开度n状态下的电压信号；

根据流场关闭及气流喷口关闭状态下的电压信号得到流场关闭及气流喷口关闭状态下的天平测量气动特性，根据流场关闭及气流喷口开度n状态下的电压信号得到流场关闭及气流喷口开度n状态下的天平测量气动特性，根据流场开启及气流喷口关闭状态下的电压信号得到流场开启及气流喷口关闭状态下的天平测量气动特性，根据流场开启及气流喷口开度n状态下的电压信号得到流场开启及气流喷口开度n状态下的天平测量气动特性；

根据流场关闭及气流喷口关闭状态下的天平测量气动特性、流场关闭及气流喷口开度n状态下的天平测量气动特性、流场开启及气流喷口关闭状态下的天平测量气动特性和流场开启及气流喷口开度n状态下的天平测量气动特性得到喷流对于飞行器的天平测量气动特性；

将喷流对于飞行器的天平测量气动特性通过天平校心-模型参考点转换公式得到喷流对于飞行器的气动特性。

如图1、图2和图3所示，腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型包括底座1、天平2、天平保护罩3、攻角垫块4、腹部支撑5和试验模型6；其中，底座1的底部固定在风洞试验段内，底座1的顶部与天平2的一端相连接；天平2的另一端与攻角垫块4的底部相连接；攻角垫块4的顶部与腹部支撑5的一端相连接；腹部支撑5的另一端与试验模型6相连接；天平保护罩3的顶部与腹部支撑5相连接，天平保护罩3在来流方向的投影区域大于天平的横截面积。

腹部支撑5包括腹部支撑本体、进气管路和通气管路53；其中，腹部支撑本体的内部开设有进气管路和通气管路53；进气管路的中部与通气管路53的一端相连通，进气管路的长度方向与通气管路53的长度方向相垂直；进气管路的第一进气口51和第二进气口52关于通气管路53的中心轴线对称。

如图4所示，攻角垫块4为楔形结构，攻角垫块4包括上端面32、下端面31、腹部支撑连接孔33和天平连接孔34；其中，上端面32与下端面31之间形成了α°的夹角，此夹角对应的也是风洞试验中模型的攻角α°。上端面32与腹部支撑4配合，下端面31与天平配合，同时为了连接紧固，设计了腹部支撑连接孔33以及天平连接孔34，其中腹部支撑连接孔33垂直于上端面32，天平连接孔34垂直于下端面31。攻角垫块4的底部通过天平连接孔34与盒式天平2的另一端螺钉连接；攻角垫块4的顶部通过腹部支撑连接孔33与腹部支撑5的一端相连接。

如图3所示，该腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型还包括柔性节7和喷流口9；其中，柔性节6和喷流口9均设置于试验模型5的内部空腔内；柔性节6的一端与腹部支撑4的通气管路相连通；柔性节6的另一端与喷流口9的一端相连接，喷流口9的另一端与试验模型5的尾端的内壁相连接。

如图6(a)、图6(b)、图6(c)所示，柔性节7包括驻室法兰盘61、卡簧62、整流网63、浮动套64、腹部支撑法兰盘65和波纹管66；其中，驻室法兰盘61与波纹管66的一端相连接，腹部支撑法兰盘65与波纹管66的另一端相连接；浮动套64套设于波纹管66的外表面，整流网63和卡簧62依次设置于驻室法兰盘61的内腔。

金属波纹管66两端分别套接驻室法兰盘61和腹部支撑法兰盘65，驻室法兰盘61和腹部支撑法兰盘65外壁分别与浮动套64内壁柱配合，内壁分别与波纹管66外壁柱配合，两者可用于实现波纹管的刚性支撑。驻室法兰盘61内腔，从内到外依次安装整流网63和卡簧62，其中整流网63主要用于稳定气流，使喷流气体压力均匀，卡簧62主要用于整流网的固定。

基于柔性节的装配条件，其约束条件如下：

d≥mD

d

d

其中，d为试验模型5内腔直径，D

通过上述约束条件，具有以下效果：

密封性良好：极大提升柔性节密封效果，从而保证末端喷流气体的稳定性，以及试验模型的安全性。

便于安装：柔性节具备小范围的变形功能，从而极大的降低了模型加工精度要求，同时限定了柔性节的尺寸要求，便于地面条件安装和调试。

如图7(a)、图7(b)、图7(c)所示，浮动套64的内壁设置有多组U型镂空结构。其中，

每组U型镂空结构包括沿圆周方向的弧形槽和沿轴向的两个直线槽；其中，所述弧形槽的两端分别与每端相对应的直线槽相连接。

浮动套64为筒状结构，筒壁设有多组U型镂空结构，所述U型镂空结构包括沿圆周方向弧形槽和沿轴向的直线槽，弧形槽两端分别与2个直线槽连接，其中U型镂空结构641和U型镂空结构642相互垂直。

如图8(a)、图8(b)、图8(c)、图8(d)、图8(e)所示，喷流口9包括驻室91和喷流出口92；其中，驻室91的一端与驻室法兰盘61相连接，驻室91的另一端与喷流出口92相连接。驻室91开设有压力传感器孔93；其中，压力传感器8设置于压力传感器孔93上。

喷流口9设计通过柱配合与试验模型5、柔性节6通过柱配合连接，并通过销子固定。因为柔性节6具备一定的形变量，因此喷流口9安装不存在过渡配合问题。为了保证喷流气体的均匀性，设计了驻室91，驻室91和喷流出口92面积满足应满下列公式：

S

其中，S

腹支撑喷流试验模型主要包括底座、盒式天平、天平保护罩、攻角垫块、腹部支撑、试验模型、软管等。底座、盒式天平、攻角垫块、腹部支撑、试验模型从下往上，依次通过螺钉连接紧固，并安装在风洞试验段内。为了保证天平测量系统的安全性，模型安装后，盒式天平、进气口均位于流场均匀区外，同时天平保护罩通过螺钉紧固在腹部支撑上，并且天平保护罩在来流方向的投影区域应该显著大于天平尺寸。为了保证天平测量系统的准确性，采取导气管路与腹部支撑一体化设计，利用腹部支撑进行导气，喷流气源采用对称式进气，同时在模型内腔导气管路到喷流口之间设计软管连接。为了实现飞行器不同攻角状态的多姿态模拟，设计了不同张开角的攻角垫块。

进行风洞试验前，首先进行试验模型的喷流特性标定，获取喷流典型状态对应的气流喷口开度，并建立喷流特性数据库。

由于模型采取外接气源供气的方式，通常在气源上游设计有压力调节阀装置。通过调节压力调节阀的开度，从而实现末端喷流压力的控制。为了便于本实施例描述，直接利用气流喷口开度定义压力调节阀的开度-喷流压力的对应关系。随后进行风洞试验，首先在风洞流场不启动状态下，喷流处于关闭状态时，利用采集器实时采集盒式天平电压信号，采集2秒。

随后将气流喷口开度调至第n状态，利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场关闭及气流喷口开度n状态下的电压信号。需要理解的是，该步骤也可以具体为：随后将气流喷口开度调至第1状态，待喷流稳定后，持续采集2秒天平信号；随后将气流喷口开度调至第2状态，待喷流稳定后，持续采集2秒天平信号；上述流程根据试验需求以及风洞试验流场状态进行多轮数据采集，最终在采集完所有喷流特性状态对应的天平电压信号后，先后关闭气流喷口和采集器。

在风洞流场启动状态下，首先闭合气流喷口，采集器实时采集盒式天平电压信号，采集2秒。

将气流喷口开度调至第n状态，利用采集器实时采集天平的电压信号得到流场开启及气流喷口开度n状态下的电压信号。需要理解的是，该步骤也可以具体为：随后将气流喷口开度调至第1状态，待喷流稳定后，持续采集2秒天平信号；随后将气流喷口开度调至第2状态，待喷流稳定后，持续采集2秒天平信号。上述流程需要与风洞流场不启动状态喷流特性状态维持一致，最终在采集完所有喷流特性状态对应的天平电压信号后，关闭流场，并最终先后关闭气流喷口和采集器。

根据天平测量结果可以有效获取飞行器喷流状态对于气动特性的影响。该方法不仅排除导气管路反作用力对于气动特性测量的干扰，而且可以根据喷流气体需求，实现多流态飞行器喷流气动特性精准测量。

喷流对于飞行器的天平测量气动特性通过如下公式得到：

f

其中，f

由于风洞试验测量结果相对于外置盒式天平校心而言，与常规的弹体坐标系存在较大的差异，为了便于气动特性的对比，提出了天平校心-模型参考点的气动力、气动力矩转换公式，如图5所示，具体公式如下：

C

C

C

其中，C

坐标系采用前上右坐标系，坐标原点位于飞行器参考点，X轴指向机体前方，Y轴位于纵向对称面内垂直于X轴向上，Z轴按右手定则确定。气动力系数的方向按如下定义：轴向力系数沿X轴负向为正，其它五分量的正负均与坐标系方向一致。

如图1至图3所示，根据本发明的实施例，本方法围绕的腹部支撑喷流试验模型主要包括：底座1、盒式天平2、天平保护罩3、攻角垫块4、腹部支撑5、试验模型6，上述结构从下往上通过螺钉依次连接，并最终通过螺钉固定在风洞试验段内。

为了保证风洞试验的顺利实施，腹部支撑喷流试验模型的试验需求围绕安全性和准确性展开描述：

上述结构从下往上，依次通过螺钉连接紧固，并安装在风洞试验段内。为了保障风洞试验的安全性，盒式天平、进气口均位于流场均匀区外，同时天平保护罩通过螺钉紧固在腹部支撑上，并且天平保护罩在来流方向的投影区域应该显著大于天平尺寸。为了降低喷流管路对于气动特性测量的干扰，主要采取了下列措施(1)喷流气源采取对称式进气；(2)导气管路与腹部支撑一体化设计；(3)设计软管结构。

安全性。模型安装完成后，需要保证盒式天平、模型进气口均位于流场均匀区外，同时，为了避免气流直接吹到天平元件，盒式天平迎风面设计有天平保护罩，并且天平保护罩在来流方向的投影区域应该显著大于天平尺寸。

准确性。由于模型内腔有限，为了避免导气管路与模型发生磕碰，将导气管路与腹部支撑进行了一体化设计，直接利用腹部支撑结构传输气体，因此设计了通气管路53。在气体引入腹部支撑时，气体冲量会对天平产生较大的侧向力，一方面来流气体对天平会造成较大的冲击载荷，另一方面来流气体引起的侧向力可能会显著大于模型自身的侧向气动特性，从而影响测量精度，因此采用双向进气的方式，设计了第一进气口51和第二进气口52，左右两个进气口形状大小一致，并且进气口轴向重合，并最终汇聚在导气管路53。使用过程中，两个进气口同时开启同时关闭，并且引入的气体特性(压力、温度、流量等)维持一致。在导气管路与喷流口之间通过软管进行衔接，软管一方面便于模型安装，另一方面可以有效降低气流冲量对于模型气动特性的干扰。

本发明针对腹支撑结构的大流量尾喷管测力模型，提出了天平保护罩设计、腹支撑高度保护等措施要求，保证了风洞试验安全性，同时一体化设计导气管路和腹部支撑，并且设计了双向对称进气方式，另外结合软管导气结构，可以有效提高测量结果的精确性；本发明可以有效获取尾喷管喷流对于飞行器气动特性的影响；针对本发明外置天平测量系统，提出了气动力、气动力矩转换公式，从而实现试验数据天平坐标系和弹体坐标系的自由转换，解决了数据结果不统一的难题，有利于飞行器气动特性对比。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。