自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110426175A(43)申请公布日2019.11.08(21)申请号201910515757.7(22)申请日2019.06.14(71)申请人北京空天技术研究所地址100074北京市丰台区云岗北里40号(72)发明人汤继斌黄海生卢志毅王立宁(51)Int.Cl.G01M9/06(2006.01)权利要求书2页说明书8页附图2页(54)发明名称自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置(57)摘要本发明提供一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置，装置包括通气模型、测量天平、基座、尾支杆和热气流阻挡组件，述测量天平设置在通气模型内，测量天平用于测量通气模型的气动力性能；尾支杆以尾支撑方式实现对通气模型的支撑，其中，尾支杆的一端设置在基座上，尾支杆的另一端与测量天平相连接，且尾支杆与通气模型内壁不接触；热气流阻挡组件设置在尾支杆和通气模型内壁之间，且使得尾支杆和通气模型内壁之间不相连接，热气流阻挡组件用于减小通气模型尾部进入的热气流在通气模型内的流动速度。本发明测力装置能够解决现有技术中常规风洞由于无法完全模拟飞行器的真实飞行环境，导致模型测力不准等技术问题。CN110426175ACN110426175A权利要求书1/2页1.一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置，其特征在于，所述通气模型测力装置包括：通气模型(30)；测量天平(40)，所述测量天平(40)设置在所述通气模型(30)内，所述测量天平(40)用于测量所述通气模型(30)的气动力性能；基座(10)；尾支杆(20)，所述尾支杆(20)以尾支撑方式实现对所述通气模型(30)的支撑，其中，所述尾支杆(20)的一端设置在所述基座(10)上，所述尾支杆(20)的另一端与所述测量天平(40)相连接，且所述尾支杆(20)与所述通气模型(30)内壁不接触；热气流阻挡组件，所述热气流阻挡组件设置在所述尾支杆(20)和所述通气模型(30)内壁之间，且使得所述尾支杆(20)和通气模型(30)内壁之间不相连接，所述热气流阻挡组件用于减小通气模型(30)尾部进入的热气流在通气模型(30)内的流动速度。2.根据权利要求1所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置，其特征在于，所述热气流阻挡组件包括若干热气流阻挡件(50)，所述热气流阻挡件(50)周向设置在所述尾支杆(20)和所述通气模型(30)内壁之间，若干所述热气流阻挡件(50)沿通气模型(30)中心轴线方向分隔出若干个半封闭隔热腔(100)。3.根据权利要求2所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置，其特征在于，所述热气流阻挡件(50)至少为2个，至少为2个的所述热气流阻挡件(50)沿通气模型(30)中心轴线方向分隔出至少两个半封闭隔热腔(100)，至少两个所述半封闭隔热腔(100)包括：热气流阻挡件(50)与测量天平(40)之间所构成的半封闭隔热腔(100)以及相邻热气流阻挡件(50)所构成的半封闭隔热腔(100)。4.根据权利要求2或3所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置，其特征在于，所述热气流阻挡件(50)包括第一阻挡部(51)和第二阻挡部(52)，所述第一阻挡部(51)周向贴合设置在所述通气模型(30)内壁上，所述第一阻挡部(51)的远离所述通气模型(30)的一侧具有环形凹槽；所述第二阻挡部(52)套设在所述尾支杆(20)上，所述第二阻挡部(52)还设置在所述凹槽内，且所述第二阻挡部(52)最外侧与凹槽侧壁和底面均不接触。5.根据权利要求4所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置，其特征在于，所述第二阻挡部(52)最外侧距离凹槽底面的距离大于等于5mm。6.根据权利要求4所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置，其特征在于，多个所述第二阻挡部(52)包括不同尺寸的可替换模块，所述可替换模块沿尾支杆(20)长度方向可进行位置调节。7.根据权利要求2-6所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置，其特征在于，所述尾支杆(20)沿长度方向具有空腔(20a)，所述空腔(20a)内充有常温惰性气体，位于所述半封闭隔热腔(100)内的所述尾支杆(20)的部分上设置有开口(20b)，通过所述开口(20b)将所述空腔(20a)中的常温惰性气体通入相应所述半封闭隔热腔(100)内。8.根据权利要求2所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置，其特征在于，所述半封闭隔热腔(100)内设置有压力和温度传感器，用于实时监测所述半封闭隔热腔(100)的压力和温度变化。9.根据权利要求1所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力装置，其特征2CN110426175A权利要求书2/2页在于，所述测量