一種縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置的製作方法
2023-12-11 18:08:42 1
專利名稱：一種縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置的製作方法
技術領域：
本發明涉及航空航天發動機試驗技術領域，具體的說是一種多功能、結構簡單、成本低廉的縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置。
背景技術：
提高噴管效率，減輕噴管重量，是火箭發動機設計的主要目標。由於航空航天運載器在飛行過程中要經歷不同的飛行高度，傳統鍾型噴管僅在設計高度才能獲得最佳的性能，高於或低於設計高度均會造成一定的性能損失，即欠膨脹損失或過膨脹損失。氣動塞式噴管由於其外側開放的流動結構，使得燃氣單側與環境壓力相通，受環境反壓影響而自動調節膨脹狀態，燃氣在整個飛行高度上處於完全或接近完全膨脹的狀態，噴管的高度性能具有自動補償特性。國內外研究表明，塞式噴管在設計點附近的性能與理想鍾型噴管相近， 而低空性能明顯優於鍾型噴管，噴管效率最多可提高20% 30% ;面積比相同時塞式噴管長度遠比鍾型噴管短，重量可以減輕。塞式噴管的應用前景極其廣泛，其高度補償特性使之尤其適用於要求噴管面積比變化範圍大或大面積比的高空工作環境。以塞式噴管發動機為基礎的可重複使用運載器可望作為一個通用的空間運輸工具用於許多重要的航天領域，如載人航天、空間站物資運輸、星際運輸、登月運輸、衛星搭載等。塞式噴管具有高度補償特性是來源於其外側開放的流動結構，但這種半開放的流動結構容易受到外流的影響，特別是跨聲速和超聲速外流的影響，對外流影響的研究是綜合評估塞式噴管性能的重要方面之一。由於外流對流場的影響而造成的塞式噴管性能損失包括如下兩部分第一部分損失來源於運載器底部的阻力損失。運載器底部的壓強比環境壓強低，運載器底部會產生一定的阻力，但這種底部阻力損失對以傳統鍾型噴管發動機為動力的運載器也是存在的。第二部分損失來源於塞錐表面壓強的變化。外流在運載器底部發生流動分離，造成在塞錐主流附近的局部壓力低於無窮遠處的環境壓力，導致塞錐主流出現過膨脹現象，塞錐壁面的壓強降低。傳統火箭發動機通常是通過擺動噴管來實現推力矢量控制的，固體火箭發動機噴管在喉部安裝柔性連接機構，液體火箭發動機通常安裝常平座以實現整體發動機的擺動。由於塞式噴管發動機常採用分散的方式將推力轉移到運載器上，便可以通過差分調節對稱兩組噴管的流量大小來改變推力大小以實現發動機的推力矢量控制，差分流量調節推力矢量控制的優點在於系統可以減重，增大推重比，不幹擾流場等。
發明內容
本發明的目的是為了解決上述問題，提出一種多功能、結構簡單、成本低廉的縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置。該裝置是帶有升力體外形的塞式噴管運載器縮比試驗模型，試驗結果更接近實際運載器的飛行狀態。該裝置安裝有高精度的六分力測力天平，可以測量不同試驗工況下運載器的六個分力值，並設置有集氣室總壓和塞錐壁面靜壓的測量接口。
一種縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置，包括升力體組件、塞式噴管組件、測力天平組件和支撐組件；升力體組件包括升力體前部、升力體中部、升力體後部、垂尾、水平翼、翼面柱銷、底部蓋板和腹部蓋板；升力體前部、升力體中部和升力體後部均為中空結構，升力體前部、升力體中部和升力體後部依次固定連接，構成運載器的升力體外形；升力體前部和升力體中部內部的中空結構，用於安裝測力天平組件，升力體後部內部中空結構，用於安裝塞式噴管組件；兩個垂尾和兩個水平翼分別通過翼面柱銷對稱安裝在升力體後部上，垂尾安裝在升力體後部的頂部，水平翼安裝在升力體後部的兩個側面；塞式噴管組件內部的塞式噴管發動機突出升力體後部尾端平面，在突出的塞式噴管發動機兩側，各安裝一塊底部蓋板，底部蓋板固定連接升力體後部，測力天平組件固定連接支撐組件，在支撐組件的左右兩側各安裝一塊腹部蓋板，腹部蓋板固定連接升力體的下部；塞式噴管組件包括尾殼、塞式噴管發動機和發動機柱銷，塞式噴管發動機安裝在尾殼內部，塞式噴管發動機和尾殼通過發動機柱銷固定在升力體後部內，塞式噴管發動機 前部設置上、下兩個集氣室，每個集氣室的前部設置一個集氣室總壓測量接口，通過焊接細銅管連接標準壓強傳感器，用來測量集氣室的總壓，在塞式噴管發動機的上、下塞錐壁面的中心對稱線上各布置三個塞錐壁面靜壓測量接口，通過焊接細銅管連接標準壓強傳感器，用來測量塞錐壁面的靜壓；在每個集氣室的左右兩側對稱設置一個高壓氣體接口，通過焊接供氣銅管連接高壓空氣供給氣瓶；測力天平組件包括測力天平和天平保護罩，測力天平和天平保護罩位於升力體前部和升力體中部的內部，測力天平的前部通過天平保護罩固定連接支撐組件的支臂，測力天平的後部固定在升力體中部上；支撐組件包括支臂、前整流罩和後整流罩；支臂一端連接測力天平組件中的天平保護罩，另一端設有螺紋孔，通過螺紋孔固定在試驗風洞壁板上，前整流罩、後整流罩安裝在支臂上，前整流罩內部用來放置測力天平的連接線，後整流罩內部用來放置標準壓強傳感器的連接細銅管以及塞式噴管發動機集氣室連接的供氣銅管。本發明的優點在於(I)研究範圍廣、研究內容豐富試驗裝置既可以研究外流幹擾對線性塞式噴管性能的影響，又可以研究線性塞式噴管的差分流量調節推力矢量控制性能，還可以研究在外流幹擾下線性塞式噴管差分流量調節推力矢量控制的特點；(2)試驗結果合理、可靠試驗裝置是帶有升力體外形的塞式噴管運載器縮比試驗模型，試驗結果更接近實際運載器的飛行狀態；(3)功能齊全試驗裝置和相應試驗風洞配合，可以研究不同外流馬赫數和外流攻角下線性塞式噴管的性能。試驗採用高精度的六分力測力天平來測量運載器的六個分力值，並設置有集氣室總壓和塞錐壁面靜壓的測量接口 ；(4)結構簡單、成本低廉試驗裝置的塞式噴管發動機為單一零件，結構簡單，裝置只用於冷流試驗，材料選用普通碳鋼，成本低廉。
圖I是本發明的結構示意圖2是本發明的全剖示意圖；圖3是本發明的升力體組件和測力天平組件示意圖；圖4是本發明的塞式噴管組件示意圖；圖5是本發明試驗裝置支撐組件示意圖。圖中I-升力體組件2-塞式噴管組件3-測力天平組件4-支撐組件5-升力體前部6-升力體中部7-升力體後部8-垂尾9-翼面柱銷
10-水平翼11_底部蓋板12-腹部蓋板13-測力天平14-天平保護罩15-塞式噴管發動機16-塞錐壁面靜壓測量接口 17-集氣室18-高壓氣體接口19-發動機柱銷20-尾殼21-集氣室總壓測
量接口22-前整流罩23-支臂24-後整流罩
具體實施例方式下面將結合附圖和實施例對本發明作進一步的詳細說明。本發明是一種縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置，如圖I和圖2所示，包括升力體組件I、塞式噴管組件2、測力天平組件3和支撐組件4。如圖3所示，升力體組件I包括升力體前部5、升力體中部6、升力體後部7、兩個垂尾8、兩個水平翼10、十二個翼面柱銷9、兩塊底部蓋板11和兩塊腹部蓋板12。升力體前部5、升力體中部6和升力體後部7均為中空結構,升力體前部5、升力體中部6和升力體後部7依次通過螺釘連接，構成運載器的升力體外形；升力體前部5和升力體中部6內部的中空結構，用於安裝測力天平組件3，升力體後部7內部中空結構，用於安裝塞式噴管組件2 ;兩個垂尾8和兩個水平翼10各採用三個翼面柱銷9對稱安裝在升力體後部7上，垂尾8安裝在升力體後部7的頂部，水平翼10安裝在升力體後部7的兩個側面，垂尾8和水平翼10共同作用，保持升力體飛行姿態的氣動穩定；塞式噴管組件2內部的塞式噴管發動機15突出升力體後部7尾端平面，在突出的塞式噴管發動機15兩側，各安裝一塊底部蓋板11，底部蓋板11固定連接升力體後部7，測力天平組件3固定連接支撐組件4，在支撐組件4的左右兩側各安裝一塊腹部蓋板12，腹部蓋板12固定連接升力體的下部，底部蓋板11和腹部蓋板12共同保證升力體氣動結構的完整性。如圖4所示，塞式噴管組件2包括尾殼20、塞式噴管發動機15和發動機柱銷19，塞式噴管發動機15安裝在尾殼20內部，塞式噴管發動機15和尾殼20通過兩根發動機柱銷19固定在升力體後部7內，安裝前，在尾殼20內部填充矽膠，起到塞式噴管發動機15與尾殼20之間的密封作用，塞式噴管發動機15前部設置上、下兩個集氣室17，每個集氣室17的前部設置一個集氣室總壓測量接口 21，通過焊接細銅管連接標準壓強傳感器，用來測量集氣室17的總壓，在塞式噴管發動機15的上、下塞錐壁面的中心對稱線上各布置三個塞錐壁面靜壓測量接口 16，通過焊接細銅管連接標準壓強傳感器，用來測量塞錐壁面的靜壓。在每個集氣室17的左右兩側對稱設置一個高壓氣體接口 18，通過焊接供氣銅管連接高壓空氣供給氣瓶，供氣時可以消除進氣衝量對發動機推力的影響。如圖5所示，測力天平組件3包括測力天平13和天平保護罩14，測力天平13和天平保護罩14位於升力體前部5和升力體中部6的內部，測力天平13的前部通過天平保護罩14採用過盈配合方式固定連接支撐組件4的支臂23，測力天平13的後部採用過盈配合方式固定在升力體中部6上。所述的測力天平12為中國空氣動力研究院提供的高精度六分力測力天平，可以測量試驗裝置在不同工況下的六個分力值。如圖I、圖2、圖5所示，支撐組件4包括支臂23、前整流罩22和後整流罩23。支臂23 —端連接測力天平組件3中的天平保護罩14，另一端設有螺紋孔，通過螺紋孔固定在試驗風洞壁板上，支臂23下部安裝平面為多段折線結構，通過改變安裝狀態以實現試驗裝置不同的攻角狀態。前整流罩22、後整流罩23安裝在支臂23上，前整流罩22內部用來放置測力天平13的連接線，後整流罩23內部用來放置標準壓強傳感器的連接細銅管以及塞 式噴管發動機15集氣室17連接的供氣銅管。為了確保測力天平12測量的準確性，塞式噴管發動機15集氣室17連接的供氣銅管與標準壓強傳感器的連接細銅管和支臂23以及升力體組件I內部空腔壁面間留有足夠的間隙，以防止發動機推力通過供氣銅管或連接細銅管傳遞給支臂23。
權利要求
1.一種縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置，其特徵在於，包括升力體組件、塞式噴管組件、測力天平組件和支撐組件； 升力體組件包括升力體前部、升力體中部、升力體後部、垂尾、水平翼、翼面柱銷、底部蓋板和腹部蓋板；升力體前部、升力體中部和升力體後部均為中空結構，升力體前部、升力體中部和升力體後部依次固定連接，構成運載器的升力體外形；升力體前部和升力體中部內部的中空結構，用於安裝測力天平組件，升力體後部內部中空結構，用於安裝塞式噴管組件；兩個垂尾和兩個水平翼分別通過翼面柱銷對稱安裝在升力體後部上，垂尾安裝在升力體後部的頂部，水平翼安裝在升力體後部的兩個側面；塞式噴管組件內部的塞式噴管發動機突出升力體後部尾端平面，在突出的塞式噴管發動機兩側，各安裝一塊底部蓋板，底部蓋板固定連接升力體後部，測力天平組件固定連接支撐組件，在支撐組件的左右兩側各安裝一塊腹部蓋板，腹部蓋板固定連接升力體的下部； 塞式噴管組件包括尾殼、塞式噴管發動機和發動機柱銷，塞式噴管發動機安裝在尾殼內部，塞式噴管發動機和尾殼通過發動機柱銷固定在升力體後部內，塞式噴管發動機前部設置上、下兩個集氣室，每個集氣室的前部設置一個集氣室總壓測量接口，通過焊接細銅管連接標準壓強傳感器，用來測量集氣室的總壓，在塞式噴管發動機的上、下塞錐壁面的中心對稱線上各布置三個塞錐壁面靜壓測量接口，通過焊接細銅管連接標準壓強傳感器，用來測量塞錐壁面的靜壓；在每個集氣室的左右兩側對稱設置一個高壓氣體接口，通過焊接供氣銅管連接高壓空氣供給氣瓶； 測力天平組件包括測力天平和天平保護罩，測力天平和天平保護罩位於升力體前部和升力體中部的內部，測力天平的前部通過天平保護罩固定連接支撐組件的支臂，測力天平的後部固定在升力體中部上； 支撐組件包括支臂、前整流罩和後整流罩；支臂一端連接測力天平組件中的天平保護罩，另一端設有螺紋孔，通過螺紋孔固定在試驗風洞壁板上，前整流罩、後整流罩安裝在支臂上，前整流罩內部用來放置測力天平的連接線，後整流罩內部用來放置標準壓強傳感器的連接細銅管以及塞式噴管發動機集氣室連接的供氣銅管。
2.根據權利要求I所述的一種縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置，其特徵在於，所述的兩個垂尾和兩個水平翼各採用三個翼面柱銷對稱安裝在升力體後部上。
3.根據權利要求I所述的一種縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置，其特徵在於，所述的尾殼內部填充有矽膠，起到塞式噴管發動機與尾殼之間的密封作用。
4.根據權利要求I所述的一種縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置，其特徵在於，所述的天平保護罩與支臂採用過盈配合方式固定連接，測力天平的後部與升力體中部採用過盈配合方式固定連接。
5.根據權利要求I所述的一種縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置，其特徵在於，所述的測力天平為高精度六分力測力天平，能夠測量試驗裝置在不同工況下的六個分力值。
6.根據權利要求I所述的一種縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置，其特徵在於，所述的支臂下部安裝平面為多段折線結構，通過改變安裝狀態以實現試驗裝置不同的攻角狀態。
全文摘要
本發明公開了一種縮比線性塞式噴管運載器冷流試驗裝置，包括升力體組件、塞式噴管組件、測力天平組件和支撐組件，升力體前部、升力體中部和升力體後部均為中空結構，升力體前部、升力體中部和升力體後部依次固定連接，構成運載器的升力體外形；升力體組件包括升力體前部、升力體中部、升力體後部、垂尾、水平翼、翼面柱銷、底部蓋板和腹部蓋板；塞式噴管組件包括尾殼、塞式噴管發動機和發動機柱銷，塞式噴管發動機安裝在尾殼內部，測力天平組件包括測力天平和天平保護罩，支撐組件包括支臂、前整流罩和後整流罩；本發明結構簡單、成本低廉試驗裝置的塞式噴管發動機為單一零件，結構簡單，裝置只用於冷流試驗，材料選用普通碳鋼，成本低廉。
文檔編號F02K9/97GK102828851SQ201210292189
公開日2012年12月19日 申請日期2012年8月16日 優先權日2012年8月16日
發明者王一白, 程誠, 何淼生, 覃粒子, 劉宇 申請人:北京航空航天大學