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原文传递用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置

专利名称：	用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置
摘要：	本实用新型公开了用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置,包括模型装置和喷流装置。该装置基于一体化设计思想，综合考虑了试验装置对模型支撑、喷流供气、分离距离调整和保证级间区域外形相似的要求，所设计的修形后的飞行器前体具备模型支撑、喷流供气和分离距离调整的功能，且保证了级间区域外形的相似性，所设计的供气转接杆具备模型支撑和喷流供气的功能，整套试验装置易于装拆，使用方便。本实用新型的风洞试验装置解决了当前试验面临的模型支撑、分离距离调整、反推喷流模拟等关键技术问题，保证了整流罩的相似性，未引入额外的难以修正的干扰，获得了反推喷流与来流相互作用下可靠的整流罩气动载荷数据。
专利类型：	实用新型
国家地区组织代码：	四川;51
申请人：	中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
发明人：	钟俊;郭雷涛;唐友霖;林敬周;王晓鹏;舒海峰;许晓斌;刘晓波;解福田;孙鹏;赵健
专利状态：	有效
申请日期：	2018-09-26T00:00:00+0800
发布日期：	2019-06-07T00:00:00+0800
申请号：	CN201821565506.7
公开号：	CN208947639U
代理机构：	中国工程物理研究院专利中心
代理人：	翟长明;韩志英
分类号：	B64F5/60(2017.01);B;B64;B64F;B64F5
申请人地址：	621000 四川省绵阳市涪城区二环路南段6号
主权项：	1.用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置，其特征在于：所述的试验装置包括模型装置和喷流装置；所述的模型装置包括整流罩头部（1）、整流罩尾部（2）、通孔盖板（3）、六分量环式天平（4）、供气转接杆（5）、修形后的飞行器前体（6）、修形后的飞行器机身（7）、内流道导流块（8）、尾支杆（9）和天平压紧螺母（10）；所述的内流道导流块（8）和尾支杆（9）一体加工成整体，修形后的飞行器机身（7）安装在内流道导流块（8）上，修形后的飞行器前体（6）安装在修形后的飞行器机身（7）上，供气转接杆（5）安装在修形后的飞行器前体（6）上，六分量环式天平（4）安装在供气转接杆（5）上，整流罩尾部（2）安装在六分量环式天平（4）上，整流罩头部（1）安装在整流罩尾部（2）上，通孔盖板（3）安装在整流罩头部上，构成模型装置；所述的喷流装置包括反推喷管（11）、供气转接杆（5）、修形后的飞行器前体（6）、紫铜管路（12）和螺纹反向螺母（13）；紫铜管路（12）安装在修形后的飞行器前体（6）的后端，供气转接杆（5）安装在修形后的飞行器前体（6）的前端，反推喷管（11）通过螺纹反向螺母（13）安装在供气转接杆（5）上，各个接触面均采用紫铜垫圈密封，构成喷流装置；紫铜管路（12）与外界气源连通，将外界气源的常温压缩空气导入到修形后的飞行器前体（6），经供气转接杆（5）进入反推喷管（11）。 2.根据权利要求1所述的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置，其特征在于：所述的供气转接杆（5）后端的法兰盘上有两组安装定位孔，内圈均布的内六角沉孔和销钉孔用于将六分量环式天平（4）固定在供气转接杆（5）上，外圈均布的内六角沉孔和销钉孔用于将供气转接杆（5）固定在修形后的飞行器前体（6）上。 3.根据权利要求1所述的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置，其特征在于：所述的修形后的飞行器前体（6）有4个，各修形后的飞行器前体（6）所调整的分离距离分别为0.0D、0.8D、1.6D和2.2D，D为飞行器机身直径，各修形后的飞行器前体（6）内部均有供气通孔，供气通孔的一端与紫铜管路（12）连通，供气通孔的另一端供气转接杆（5）连通。 4.根据权利要求1所述的用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置，其特征在于：所述的反推喷管（11）的锥形喷口斜切，斜切的角度与整流罩头部（1）的锥角相同；反推喷管（11）的短边出口横截面与喷管喉道横截面的关系符合喷流压比相等和喷流动量相似的模拟准则。
所属类别：	实用新型