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技術,研制了雙波紋管天平系統(tǒng)和基于高精度數(shù)字閥的噴流質量流量控制系統(tǒng),在FL-60風洞建立了由通氣腹部支桿實現(xiàn)模型支撐及供氣、內置單天平實現(xiàn)氣動力及推力測量、雙金屬波紋管實現(xiàn)雙路噴流獨立模擬且不傳力等組成的雙發(fā)飛行器后體推減阻試驗系統(tǒng),實現(xiàn)了飛行器后體推減阻特性的測量,也可實現(xiàn)雙發(fā)噴管推力特性測量。系統(tǒng)調試和風洞試驗結果表明,試驗系統(tǒng)運行穩(wěn)定、可靠、質量流量測量精度優(yōu)于0.3%;后體推減阻特性規(guī)律合理,重復性精度達到國軍標常規(guī)測力合格指標;建立的試驗系統(tǒng)可用于來流馬赫數(shù)0.3～4.0、迎角0°、噴流總質量流量0～2.0kg/s的雙發(fā)高超聲速飛行器后體推減阻試驗和帶外流的推力特性試驗;提出的試驗技術可進一步發(fā)展為全機推減阻試驗技術。

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【部分圖文】：

圖1 總體技術方案圖

根據(jù)給定的組合噴管和后體結構，以實現(xiàn)雙噴管噴流同時獨立精確模擬、推減阻特性和帶外流推力特性的測量為目的，結合FL-60亞跨超三聲速風洞尺寸及結構，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技術方案（見圖1）。方案采用通氣腹撐轉尾撐的形式將試驗模型支撐于....

圖2 模型結構布局

為實現(xiàn)雙噴管噴流同時獨立模擬，模型內部布置了兩條獨立的供氣管路；為實現(xiàn)后體氣動力和雙噴管推力特性同時測量，模型內部布置了一臺六分量桿式測量天平；為實現(xiàn)噴流落壓比的精確模擬，噴管入口前分別設置有總壓耙及整流裝置（孔板、蜂窩器）。由于模型內部軸向空間有限，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尾撐支撐形式（見圖3）與彎刀機構相連，高壓空氣通過尾支桿上的通氣接頭分別進入雙側通氣的支撐系統(tǒng)，在模型內部經過轉折后，經整流裝置整流后再由尾噴管噴出。為了確保試驗安全，利用正激波法對風洞試驗沖擊載荷進行估算，并對支撐的強度進行了校核。最大沖擊載荷作用下計算得到的....

圖4 推減阻試驗模型結構

帶外流推力特性試驗是以噴管作為測力部件，后體和噴管為套筒形式，此時后體作為非測力部件與噴管外壁面留有間隙，噴管內壁面型面及尺寸保持不變，圖5為帶外流推力特性試驗結構。圖5帶外流推力特性試驗模型結構

本文編號：4013394