自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法.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CN110207938A(43)申请公布日2019.09.06(21)申请号201910515315.2(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9页附图3页(54)发明名称自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法(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方法，包括：设计通气模型测力装置：通气模型；测量天平，设置在通气模型内，用于测量通气模型的气动力性能；基座；尾支杆，以尾支撑方式实现对通气模型的支撑，其一端设置在基座上，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，使得尾支杆和通气模型内壁之间不相连接，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；将通气模型测力装置置于自由射流风洞中；开展风洞试验以获取有效测力数据。本发明测力方法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。CN110207938ACN110207938A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方法，其特征在于，所述测力方法包括以下步骤：设计通气模型测力装置，所述测力装置包括：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。将所述通气模型测力装置置于自由射流风洞中；开展风洞试验以获取有效测力数据。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方法，其特征在于，在将所述通气模型测力装置置于自由射流风洞中之前，所述方法还包括步骤：对所述通气模型测力装置进行地面调试，包括：对测量天平(40)精度进行考核并判断是否需要调试；对通气模型(30)内的隔热措施进行考核并判断是否需要调试。3.根据权利要求3所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，其特征在于，所述对通气模型(30)内的隔热措施的考核方式为：在通气模型(30)底部模拟高温环境，观测测量天平(40)的温飘情况，且设定时间内的测量天平各分量输出值不大于设计载荷输出电压的0.3％，则确认隔热措施有效。4.根据权利要求1-3所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，其特征在于，所述开展风洞试验以获取有效测力数据具体包括：开展冷态来流试验，获得冷态流场下的气动力性能；将所述气动力性能与常规风洞试验结果进行比较，并根据比较结果设计自由射流风洞参数；开展热态来流试验以获取有效测力数据。5.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方法，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)。6.根据权利要求5所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，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)。7.根据权利要求6所述的一种自由射流风洞试验条件下的通气模型测力方法，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2CN110207938A权利要求书2/2页(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