[发明专利]一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构

说明书

一种用于大长细比轨控侧向喷流测力试验结构，包括喷管块、模型主体、五分量天平元件、天平外锁紧螺母、变刚性供气管路、支撑系统；喷管块用于稳定轨控侧向喷流的气流并模拟轨控喷流，模型主体为带中空腔体的结构，五分量天平元件安装在模型主体的中空腔体内，该中空腔体靠近五分量天平元件前端的一端套装在喷管块上并固定，五分量天平元件的后端通过支撑系统支撑固定；五分量天平元件以及支撑系统均为中空结构；变刚性供气管路安装在上述中空结构内，其中位于模型主体中空结构内的变刚性供气管路采用刚性供气管路，其一端连接喷管块的气体入口，另一端与非金属软管一端连接，非金属软管的另一端通过另一刚性供气管路与支撑系统固连。

技术领域

本发明涉及一种用于亚跨超声速风洞内，大长细比大流量轨控侧向喷流干扰测力试验的模型设计结构，属于风洞实验技术领域。

背景技术

反作用控制系统(RCS)是利用安装小发动机产生反作用力改变飞行器运动姿态或轨迹的直接力控制系统，其作用在于补充气动舵面效率不足和快速改变飞行状态。RCS控制系统已经在国内外的多种超/高超声速飞行器上得到应用：美国的航天飞机、X-37B、神州飞船类飞行器、滑翔再入飞行器等。特别在防空反导武器中得到了广泛应用，如PAC-3、THAAD、Aster以及我国多种新型低、中、高空拦截弹及临近空间拦截器，此类飞行器在最后末制导阶段使用RCS控制增强机动能力，达到或接近直接碰撞来拦截目标。使用RCS的防空反导武器一般可分为两类：

1)RCS姿控技术：小推力控制发动机安装在远离质心位置，通过改变飞行姿态，从而改变气动力来拦截目标，例如美国的PAC-3拦截导弹；

2)RCS轨控技术：大推力控制发动机安装在质心附近，利用控制发动机大推力直接改变轨迹来拦截目标。例如美国的THAAD与法国的Aster拦截导弹，THAAD属于中高层拦截导弹，而Aster属于中低层拦截导弹。

使用RCS姿控的低层防空反导武器以及RCS轨控的中高层(高超)防空反导武器已研制多年，并已在型号中得到应用，而使用RCS轨控的低层(亚跨超)防空反导武器研究较少，处于起步研制阶段，但其作为今后防空反导武器的重要发展方向，需准确得到飞行器喷流干扰产生的附加气动力和力矩用于控制系统设计。由于此类飞行器具有大长细比外形特征以及强喷流干扰和高动压的气动特征，需通过风洞试验及数值预测两者相结合的方式提供以上数据。其中，风洞试验也是验证数值预测精度及指导其改进方向的重要依据，精确测量此类喷流干扰效应的试验技术已成为此类飞行器研制必须突破的关键技术之一。

过去针对大长细比飞行器主要开展前体姿控喷流干扰测力试验研究，其由于流量小，供气管路的形式容易实现，从而降低了其它部件的结构设计难度，而以此经验不能为轨控喷流干扰测力试验形成行之有效的手段。并且，针对喷流干扰直接测力方式，还需解决大流量轨控喷流供气难题，大长细比带来的缩比模型内部空间严重受限情况下的模型、天平、气路一体化的设计难题，喷管布局周向变化、滚转角变换以及模型拆卸方便的难题。鉴于此，本项发展了一套用于大长细比大流量轨控侧向喷流测力试验结构，解决以上难题，并用于精确测量喷流本身、有喷流干扰、无喷流干扰下的三类载荷。

基于大长细比大流量轨控侧向喷流测力试验的要求，专门提出了适用于亚跨超高超声速风洞的大长细比大流量轨控侧向喷流测力试验结构。有以下特点：

Δ大流量轨控多喷流气动干扰直接测力试验。可精确测量发动机位于模型中部的侧向喷流本身、有喷流干扰、无喷流干扰下的载荷。

Δ大长细比轨控多喷流气动干扰测力试验。可在由于大长细比带来的模型内部空间严重受限，且五分量天平的中心必须能够通过大流量所需求的大直径轨控喷流供气管路，空腔直径与模型直径比大于0.4的条件下，解决模型、天平、气路一体化设计难题。

Δ变喷口布局、滚转角轨控多喷流气动干扰测力试验。五分量天平与模型通过“前端锥配+周向定位键+外螺母拉紧”的方式实现滚转角变化的目的，并结合喷口块与模型采用“一次装拤加工多对柱销”及变滚转角结构相结合的方式实现360度喷口周向变化的目的。