一种火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟装置及模拟方法与流程

1.本发明属于超高速风洞试验技术领域，具体涉及一种火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟装置及模拟方法。


背景技术：

2.随着航空航天技术的发展，飞行器的飞行马赫数也在不断提高，这对飞行器的控制提出了严峻的挑战。目前运用较为广泛的控制方法有传统的气动舵面控制方法和新型的喷流控制方法。
3.喷流控制方法是利用安装在飞行器上的微型喷流发动机所产生的喷流反作用力对飞行器进行直接控制的控制方法，与传统的气动舵面控制方法相比，喷流控制方法适用于全速域和全空域，具有响应快、效率高等优点。但是，喷流控制方法中由喷流、来流相互作用引起的干扰是一种典型的复杂流动现象，目前的研究还不够深入。
4.在干扰研究中，通常利用风洞试验来模拟喷流干扰效应。目前，喷流干扰风洞试验研究以冷喷流干扰试验为主，热喷流干扰试验研究较少，其主要原因是采用现有的固体装药火箭发动机模拟真实喷流发动机会导致喷流驻室压力不稳、效率低、有效试验时间短等问题。随着喷流控制技术在飞行器中的大量应用及喷流控制精度要求的不断提高，热喷流干扰风洞试验需求也不断增强。
5.当前，亟需发展一种火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟装置及模拟方法。


技术实现要素：

6.本发明所要解决的一个技术问题是提供一种火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟装置，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟方法。
7.本发明的火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟装置包括试验模型和喷流装置；所述的试验模型的支杆固定在风洞的中部支架上，支杆前端固定有天平，天平的头锥通过锥面配合方式固定安装模型，模型表面开孔；支杆前段，与模型表面开孔对应位置处安装有拉瓦尔喷管，拉瓦尔喷管从模型表面开孔伸出，拉瓦尔喷管出口与模型表面平齐，拉瓦尔喷管与模型之间具有隔离缝隙；支杆后段安装有喷流进气口；支杆上还安装有测量喷流总温的温度传感器ⅱ、测量喷流总压的压力传感器ⅳ；所述的喷流装置的储气罐具有二个进气口和一个出气口；一个进气口为n2进气口，进气管路ⅰ沿进气方向顺序连接n2气瓶、压力传感器ⅰ、快速阀ⅰ和减压阀ⅰ；另一个进气口为cf4进气口，进气管路ⅱ沿进气方向顺序连接cf4气瓶、压力传感器ⅱ、快速阀ⅱ和减压阀ⅱ；出气口的出气管路沿出气方向顺序连接快速阀ⅳ、加热器、快速阀ⅲ、减压阀ⅲ和保温软管，保温软管与支杆的喷流进气口连接；储气罐上还安装有压力传感器ⅲ；加热器上还安装有温度传感器ⅰ；本发明的火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟方法包括以下步骤：
a.确定风洞流场参数；风洞试验外流模拟准则的相似参数为外流马赫数和雷诺数re，根据飞行状态时外流马赫数和雷诺数re的数值，计算风洞试验状态的外流总温、外流总压，并确定风洞喷管；b.确定模型缩比；根据模拟高度，结合风洞堵塞度要求，确定模型缩比，模型最大迎风面积小于流场核心区面积的10%；c.确定喷流参数；根据n.pindzola理论，喷流模拟准则是地面试验和飞行状态下的喷流的推力相似，即其中，为喷嘴出口面积，为飞行器的参考面积，为外流气体比热比，为外流气体马赫数，为喷流气体静压，为外流气体静压，为喷流气体比热比，为喷流气体马赫数，表示飞行状态参数，表示风洞模拟参数；由上式可知，在地面模拟时，模型几何外形、外流马赫数、喷流压比、喷流马赫数、以及喷流气体比热比均与飞行状态的相关参数保持一致；在模型几何外形相似的前提下，喷流压比相似实现了喷流模拟时的压比相似，进一步的，当喷流马赫数和喷流气体比热比也和飞行状态一致时，就实现了喷流模拟时的动量相似；d.确定cf4/ n2的混合比例；首先，根据飞行喷流状态的燃气的出口马赫数、出口静压、出口静温、以及出口比热比，确定风洞试验出口喷流状态的cf4/n2混合气体的出口马赫数、出口静压、出口静温、以及出口比热比，其中，出口马赫数和出口比热比与飞行喷流状态的燃气一致，出口静压满足压比相似准则，出口静温高于气体冷凝温度；其次，根据一维等熵流假设，计算风洞试验驻室喷流状态的总温、总压和比热比；然后，根据cf4/n2摩尔配比确定cf4/n2压力配比；e.试验前，按照试验大纲要求，进行模型、天平、支杆及喷流管路的连接，各部件装配紧密，连接牢靠；f.检查喷流管路及各连接部位的气密性；g.将cf4和n2按压力配比充入储气罐中，待气体完全充入后，打开快速阀ⅳ和加热器，预先将cf4/n2混合气体加热到指定温度；h.试验时先启动风洞，待流场稳定时，打开快速阀ⅲ，混合气体喷出，采集天平测力数据、流场显示图像；i.风洞停车，喷流关闭；
j.将试验测得的天平的原始电信号代入天平校准公式中经多次迭代得到天平所测的6个分量气动载荷和相关气动力系数；k.进行火箭发动机喷流干扰效应的数据分析，试验结束。
8.根据气体分子的特性，多原子分子气体的比热比较低，而多原子分子气体大多为易燃易裂解的气体，在分析各多原子分子气体的化学物理特性的基础上，选择cf4作为喷流介质，能够满足热喷流干扰风洞试验要求。
9.选择cf4作为热喷流试验介质，虽然可以通过改变温度调节喷流介质的比热比，但是可调节的范围有限，在喷流试验要求模拟比热比较大时，还是无法满足试验的需要。因此，需要向cf4中混入一定配比的其它气体。n2常温下的比热比为1.40，是合适的配比气体。试验过程中，可以通过改变cf4和n2的摩尔配比来改变喷流介质的比热比。
10.对于热喷流干扰试验，要从喷流和来流的动量比相似出发，除了满足模型外形、来流条件相似之外，还需满足推力相似、压比相似、动量相似三个模拟准则。理论上，采用cf4 n2的配气模式，在模拟内喷流比热比等相似参数条件下，可以在风洞中模拟真实飞行过程中的高温燃气喷流和外流的相互作用。虽然无法模拟真实喷流发动机的两相流效应和化学非平衡效应，而且来流和喷流的温度与真实情况也有较大差异，但是通过热喷流干扰试验，可在相同内喷流总压和外流参数条件下，对比研究混合气体喷流和空气喷流对级间分离气动特性和流场结构的影响，并给出喷流比热比和压比这两个关键相似参数对喷流干扰区域的影响。
11.在高超声速条件下，飞行器的喷流反作用控制系统及飞行器的尾喷流等对飞行器的气动特性具有干扰影响，正确预测这种干扰影响，对于拦截弹、精确打击导弹设计以及高超声速飞行器的气动设计和控制系统设计至关重要。通过本发明的火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟装置和模拟方法能够解决发动机喷流对绕飞行器外部流动的干扰，有利于合理地布局飞行器的有关部件，以减小阻力，提高飞行器的飞行稳定性和姿态控制品质。
12.本发明的火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟装置和模拟方法采用cf4和n2混合的配气模式，能够模拟热喷流，通过进行热喷流干扰风洞试验，为飞行器设计提供技术支持。
附图说明
13.图1为本发明的火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟装置的结构示意图；图2为本发明的火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟方法的流程图；图3为本发明的cf4/ n2的混合比例计算流程图；图4a为采用本发明的火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟方法进行的喷流模拟风洞试验获得的无喷流状态纹影图片；图4b为采用本发明的火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟方法进行的喷流模拟风洞试验获得的有喷流状态纹影图片。
14.表1 为不同摩尔配比、不同温度下cf4/n2的比热比。
15.图中，1.风洞喷管；2.风洞试验段；3.风洞扩压器；4.模型；5.天平；6.支杆；7.快速阀ⅳ；11.n2气瓶；12.快速阀ⅰ；13.减压阀ⅰ；14.cf4气瓶；15.快速阀ⅱ；16.减压阀ⅱ；17.储气罐；18.加热器；19.快速阀ⅲ；20.减压阀ⅲ；21.保温软管；22.拉瓦尔喷管；
101.压力传感器ⅰ；102.压力传感器ⅱ；103.压力传感器ⅲ；104.温度传感器ⅰ；105.温度传感器ⅱ；106.压力传感器ⅳ。
具体实施方式
16.下面结合附图和实施例详细说明本发明。
17.本发明的火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟装置包括试验模型和喷流装置；所述的试验模型的支杆6固定在风洞的中部支架上，支杆6前端固定有天平5，天平5的头锥通过锥面配合方式固定安装模型4，模型4表面开孔；支杆6前段，与模型4表面开孔对应位置处安装有拉瓦尔喷管22，拉瓦尔喷管22从模型4表面开孔伸出，拉瓦尔喷管22出口与模型4表面平齐，拉瓦尔喷管22与模型4之间具有隔离缝隙；支杆6后段安装有喷流进气口；支杆6上还安装有测量喷流总温的温度传感器ⅱ105、测量喷流总压的压力传感器ⅳ106；所述的喷流装置的储气罐17具有二个进气口和一个出气口；一个进气口为n2进气口，进气管路ⅰ沿进气方向顺序连接n2气瓶11、压力传感器ⅰ101、快速阀ⅰ12和减压阀ⅰ13；另一个进气口为cf4进气口，进气管路ⅱ沿进气方向顺序连接cf4气瓶14、压力传感器ⅱ102、快速阀ⅱ15和减压阀ⅱ16；出气口的出气管路沿出气方向顺序连接快速阀ⅳ7、加热器18、快速阀ⅲ19、减压阀ⅲ20和保温软管21，保温软管21与支杆6的喷流进气口连接；储气罐17上还安装有压力传感器ⅲ103；加热器18上还安装有温度传感器ⅰ104；实施例1如图1所示，本实施例中的模型4安装在风洞喷管1、风洞扩压器3之间的风洞试验段2内。
18.以某飞行器的姿控火箭发动机喷流干扰效应地面风洞试验为例，该飞行器全长为2m，底部半径为0.3m，底部面积为0.2826m2，需模拟60km高空、12马赫下的喷流干扰效应，其中喷流出口燃气的马赫数为2.5，出口静压为0.1mpa，出口静温为1000k，出口比热比为1.3。
19.本实施例的火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟方法流程见图2，具体过程如下：a.确定风洞流场参数：选择风洞模拟状态为马赫数12喷管，总压为2.6mpa，总温为1400k，此状态下风洞模拟时的雷诺数为2.21
×
105，与飞行状态的雷诺数（2.2
×
105）基本相当，且总温高于流场气体的冷凝温度。
20.b.确定模型缩比：由于喷流会对风洞流场造成较大影响，故喷流试验模型要小于常规试验模型缩比；但是，太小的缩比会对整个气动力试验装置的设计，尤其是对天平设计和安装造成很大的困难；选择模型4缩比为20%，此时模型4底部面积与流场核心区面积的比例为9%，符合型最大迎风面积小于流场核心区面积10%的一般原则。
21.c.确定喷流参数：根据n.pindzola理论，喷流模拟时应尽量保证地面试验和飞行状态下的喷流推力相似，即：其中，为喷嘴出口面积，为飞行器的参考面积，为外流气体比热比，
为外流气体马赫数，为喷流气体静压，为外流气体静压，为喷流气体比热比，为喷流气体马赫数，表示飞行状态参数，表示风洞模拟参数；由上式可知，在地面模拟时，模型4几何外形、外流马赫数、喷流压比、喷流马赫数、以及喷流气体比热比等参数均需要和飞行状态时保持一致；在模型4几何外形相似的前提下，喷流压比相似就满足了喷流模拟时的压比相似，进一步的，当喷流马赫数和喷流气体比热比也和飞行状态一致时，就满足了喷流模拟时的动量相似。
22.风洞试验时，选择喷流马赫数为2.5，喷管外形与飞行器喷管相似，当喷流出口静压为85.4kpa、出口比热比为1.3时，喷流压比相似、动量比相似和推理相似三个模拟准则都能同时满足。
23.d.确定cf4/ n2的混合比例：按图3所示流程选择cf4/ n2的混合比例。首先，根据飞行状态时的喷流燃气参数确定风洞试验时cf4/n2混合气体的出口马赫数为2.5、出口静压为85.4kpa、出口静温为206.5k、出口比热比为1.3；其次，根据一维等熵流假设计算风洞试验时的驻室喷流状态，其中总压为1.5mpa、总温为400k、比热比为1.3；然后，根据表1确定cf4/n2混合气体的摩尔配比为1.96:1；最后，确定cf4/n2混合气体的压力配比6.2:1；e.试验前，按照试验大纲要求，进行模型4、天平5、支杆6及喷流管路的连接，各部件装配紧密，连接牢靠；f.检查喷流管路及各连接部位的气密性；g.将cf4和n2按压力配比充入储气罐17中，待气体完全充入后，打开快速阀ⅳ7和加热器18，预先将cf4/n2混合气体加热到指定温度；h.试验时先启动风洞，待流场稳定时，打开快速阀ⅲ19，混合气体喷出，采集天平测力数据、流场显示图像；i.风洞停车，喷流关闭；j.将试验测得的天平5的原始电信号代入天平校准公式中经多次迭代得到天平5所测的6个分量气动载荷和相关气动力系数；k.进行火箭发动机喷流干扰效应的数据分析，试验结束。
24.采用本发明的火箭发动机喷流干扰效应的地面模拟方法进行的喷流模拟风洞试验获得的纹影图片见图4a、图4b，其中图4a为无喷流状态，图4b为有喷流状态。从图4a、图4b可以看出，两者头部主激波的形状一致，而喷流与外流相互干扰，额外形成一道干扰激波。
25.尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的高超声速边界层转捩模式方法领域。对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，可容易地实现另外的改进和润饰，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。