[发明专利]一种两级入轨飞行器水平级间分离风洞实验组合结构

说明书

本发明公开了一种两级入轨飞行器水平级间分离风洞实验组合结构，包括助推级飞行器模型和轨道级飞行器模型，其特征在于，助推级飞行器模型的顶部设置有安装轨道级飞行器模型的水平导轨；助推级飞行器模型的尾部设置有杆式应变天平，且杆式应变天平的连接锥连接助推级飞行器模型；杆式应变天平通过应变支架安装有气缸组件，且气缸组件的活塞推杆接触连接轨道级飞行器模型。本发明中提供的两级飞行器水平分离方式可以有效避免常规垂直分离中激波干扰引起飞行器表面高压、高热流以及非定常载荷作用产生的稳定性问题，实现在常规高超声速风洞和脉冲激波风洞内进行两级入轨飞行器水平分离试验。

技术领域

本发明涉及风洞试验装置，尤其涉及一种用于两级入轨飞行器水平级间 分离风洞试验装置。

背景技术

两级入轨飞行器作为下一代完全可重复使用天地运输往返系统，以其经 济性好、效率高、可靠性高受到了世界各国广泛的研究。自从上世纪90年代， 德国工程师桑格尔提出“Sanger”两级入轨概念方案后，世界各国陆续推出 各种两级入轨方案，比如美国的波音两级入轨概念方案、NASA提出的 TSTO Reference Vehicle方案以及中国提出的“腾云工程”两级入轨方案。两 级入轨飞行器一般由可在大气层内作高超声速飞行的助推级和由火箭动力的 轨道级组成，两级入轨飞行器发射时，由助推级驮着轨道级在常规机场滑跑 起飞，然后快速加速爬升到几十公里高空，在高超声速条件下级间分离。两 级分离完成后，助推级自行返回降落至机场，轨道级在火箭发动机推力下快 速爬升进入目标轨道，完成入轨任务之后，轨道级脱离轨道再入进入大气层， 滑翔返回降落至机场。

两级入轨天地运输往返系统作为一项大型科研工程建设，需要克服三大 技术难关，一是组合动力推进系统，二是高超声速下级间分离，三是飞行器 的热防护。两级入轨飞行器在高超声速条件下的常规垂直级间分离会伴随着 复杂的激波干扰、激波与边界层干扰等，导致两级表面产生高压、高热流区 域，引起的非定常载荷也不利于两级飞行器的稳定。这直接增加了两级入轨 任务的技术风险，为了提高级间分离过程中的安全性和可靠性，发明者提出 两级入轨级间水平分离技术，该技术为当两级飞行器达到级间分离点时，轨 道级在火箭发动机推力作用下沿着助推级表面向前运动分离，由于在分离过 程中轨道级与助推级贴合无间隙相对运动，所以避免在两级之间产生复杂的 激波干扰问题，可以避免在两级表面产生高压、高热流区域，同时避免两级 受到急剧变化的非定常气动载荷引起两级飞行不稳定。两级入轨级间水平分 离技术作为一项关键的新技术，需要从数值模拟以及风洞试验来验证该技术 的可靠性和安全性，以及研究分析该分离技术中潜在的科学问题。为了使得 在高超声速风洞中展开两级入轨飞行器水平分离试验，针对这些技术问题和挑战，本发明提出一种用于两级入轨飞行器水平级间分离风洞试验装置。

发明内容

本发明的目的在于提供一种两级入轨飞行器水平级间分离风洞实验组合 结构，以解决现有技术中高超声速风洞或者脉冲激波风洞中进行两级入轨飞 行器的水平分离试验的技术问题。

为解决上述技术问题，本发明具体提供下述技术方案：

一种两级入轨飞行器水平级间分离风洞实验组合结构，包括助推级飞行 器模型和轨道级飞行器模型，其特征在于，所述助推级飞行器模型的顶部设 置有安装所述轨道级飞行器模型的水平导轨，且所述水平导轨使所述助推级 飞行器模型和轨道级飞行器模型的质心位于同一法线方向上；所述助推级飞 行器模型的尾部设置有杆式应变天平，且所述杆式应变天平的连接锥连接所 述助推级飞行器模型；所述杆式应变天平通过应变支架安装有气缸组件，且 所述气缸组件的活塞推杆接触连接所述轨道级飞行器模型。

作为本发明的一种优选方案，所述轨道级飞行器模型的背部设置有多个 滑轮，所述滑轮嵌入所述水平导轨中与所述水平导轨滚动连接，且多个所述 滑轮处于同一直线上。

作为本发明的一种优选方案，所述助推级飞行器模型的上表面与轨道级 飞行器模型的下表面无间隙贴合。