一种基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法与流程

1.本发明属于飞行器推力矢量控制技术领域，具体涉及一种基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法。


背景技术：

2.推力矢量控制技术是通过喷管喷流转向，将发动机推力的一部分直接用于飞行器飞行操纵控制的技术。飞行器作为一个整体，机体外部绕流与推进系统内流相互影响、密不可分。内流由进气道捕获，经进气道减速扩压、发动机燃烧增压和喷管加速降压后又回到外流中去。这一过程会产生一系列复杂的流动耦合干扰现象，引发进气道、发动机、喷管、机体之间的协调和匹配问题,也就是推进系统/机体一体化问题(propulsion-airframe integration)，直接影响飞行器的气动、推进、操纵、安全等性能。只有充分认清机体/进气道、进气道/发动机和喷管/机体之间的流动耦合干扰特性，厘清彼此间的作用规律和影响特征，才能实现内外流气动综合效益的最大化，确保推进系统与机体相容，达到设计目标。其中，对于喷管来说，为了评估空气喷气发动机排气装置在外流条件下的推力效率，需要测量喷管的有效推力，这一最为关注的指标。喷管的推力特性等于喷管推力（正值）与作用在喷管壳体上的阻力（负值）之和，即“喷管推力-减-喷管阻力”。
3.通常，飞行器推力矢量喷管特性数据，采取尾部支撑或者腹部/背部支撑方式，为了测得单独喷管推力，试验模型通常采用两层嵌套的方法，把内喷管与外部机身壳体分开，两层之间必须保留足够间隙防止相碰，导致机体外部绕流与推进系统内流相互影响模拟失真，并且两层之间内部空腔压力难以测准，测得数据是没有扣除阻力数据的喷管推力，需要通过一系列修正才能得到“喷管推力-减-喷管阻力”这一真正关注的喷管特性参数，从而得到准确的喷流状态下的有效推力特性。之后，通过一系列数据处理，可以进一步得到外流对推力特性的干扰气动特性和全机模型带喷流状态气动特性。
4.当前，亟需发展一种基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法。


技术实现要素：

5.本发明所要解决的技术问题是提供一种基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法。
6.本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法，包括以下步骤：s10.设计加工风洞试验模型；风洞试验模型包括模型缩比一致、后体外形一致的尾支撑测力试验模型和头部支撑喷管推力测量试验模型；尾支撑测力试验模型的测量天平为杆式天平；头部支撑喷管推力测量试验模型的测量天平为环式天平，还具有喷管和用于替换喷管的喷管堵块；头部支撑喷管推力测量试验模型的环式天平与尾支撑测力试验模型杆式天平校准中心的距离为：x方向距离δl，y方向距离δy，z方向距离δz；s20.进行尾支撑测力风洞试验；
开启风洞，在设定的来流马赫数、雷诺数条件下，通过杆式天平测量尾支撑测力试验模型的六分量气动力和气动力矩f
x
、fy、fz、m
x
、my、mz；其中，f
x
为尾支撑的轴向力，fy为尾支撑的法向力，fz为尾支撑的侧向力，m
x
为尾支撑的滚转力矩，my为尾支撑的偏航力矩、mz为尾支撑的俯仰力矩；s30.进行头部支撑喷管有推力有外流测量试验；在头部支撑喷管推力测量试验模型上安装喷管；开启风洞，在与步骤s20相同的来流马赫数、雷诺数条件下，外置的高压气源向喷管输送高压气流并经喷管喷出产生推力，环式天平测量有推力有外流条件下后体的六分量气动力和气动力矩f
x0
、f
y0
、f
z0
、m
x0
、m
y0
、m
z0
；其中，f
x0
为有推力有外流条件下后体的轴向力，f
y0
为有推力有外流条件下后体的法向力，f
z0
为有推力有外流条件下后体的侧向力，m
x0
为有推力有外流条件下后体的滚转力矩，m
y0
为有推力有外流条件下后体的偏航力矩、m
z0
为有推力有外流条件下后体的俯仰力矩；s40.进行头部支撑喷管有推力无外流测量试验；保留头部支撑喷管推力测量试验模型上的喷管；关闭风洞，外置的高压气源向喷管输送与步骤s20相同的高压气流并经喷管喷出产生推力，环式天平测量有推力无外流条件下后体的六分量气动力和气动力矩f
x01
、f
y01
、f
z01
、m
x01
、m
y01
、m
z01
；其中，f
x01
为有推力无外流条件下后体的轴向力，f
y01
为有推力无外流条件下后体的法向力，f
z01
为有推力无外流条件下后体的侧向力，m
x01
为有推力无外流条件下后体的滚转力矩，m
y01
为有推力无外流条件下后体的偏航力矩、m
z01
有推力无外流条件下后体的俯仰力矩；s50.进行头部支撑喷管无推力有外流测量试验；将头部支撑喷管推力测量试验模型的喷管替换成喷管堵块；开启风洞，在与步骤s20相同的来流马赫数、雷诺数条件下，环式天平测量有无推力有外流条件下后体的六分量气动力和气动力矩f
x1
、f
y1
、f
z1
、m
x1
、m
y1
、m
z1
；其中，f
x1
为无推力有外流条件下后体的轴向力，f
y1
为无推力有外流条件下后体的法向力，f
z1
为无推力有外流条件下后体的侧向力，m
x1
为无推力有外流条件下后体的滚转力矩，m
y1
为无推力有外流条件下后体的偏航力矩、m
z1
为无推力有外流条件下后体的俯仰力矩；s60.计算试验模型在喷流状态下的有效推力特性；通过步骤s30、s50的获得的试验数据，计算试验模型在喷流状态下的有效推力特性：有效的气动力：f
x有效
= f
x0
‑ꢀfx1
，f
y有效
= f
y0
‑ꢀfy1
，f
z有效
= f
z0
‑ꢀfz1
；有效的气动力力矩：m
x有效
=m
x0-m
x1
，m
y有效
=m
y0-m
y1
，m
z有效
=m
z0-m
z1
；其中，f
x有效
为后体的有效轴向推力，f
y有效
为后体的有效法向推力，f
z有效
为后体的有效侧向推力，m
x有效
为后体的有效滚转力矩，m
y有效
为后体的有效偏航力矩、m
z有效
为后体的有效俯仰力矩；s70. 计算外流对推力特性的干扰气动特性；通过步骤s30、s40的获得的试验数据，计算外流对推力特性的干扰气动特性：外流干扰气动力：f
x干扰
= f
x0
‑ꢀfx01
，f
y干扰
= f
y0
‑ꢀfy01
，f
z干扰
= f
z0
‑ꢀfz01
；
外流干扰气动力力矩：m
x干扰
=m
x0-m
x01
，m
y干扰
=m
y0-m
y01
，m
z干扰
=m
z0-m
z01
；其中，f
x干扰
为外流对喷流干扰的轴向力，f
y干扰
为外流对喷流干扰的法向力，f
z干扰
为外流对喷流干扰的侧向力，m
x干扰
为外流对喷流干扰的滚转力矩，m
y干扰
为外流对喷流干扰的偏航力矩、m
z干扰
外流对喷流干扰的俯仰力矩；s80. 计算全机模型带喷流状态气动特性；采用步骤s60的计算结果，修正补正步骤s10的尾支撑测力试验数据，得到全机模型喷流状态气动特性：喷流状态气动力：f
x’= f
x
f
x有效
，f
y’= fy f
y有效
，f
z’= fz f
z有效
；喷流状态气动力力矩：m
x’=m
x
m
x有效
f
y有效
×
δz f
z有效
×
δy，m
y’=my m
y有效
f
x有效
×
δz f
z有效
×
δl，m
z’=mz m
z有效
f
x有效
×
δy f
y有效
×
δl；其中，f
x’为全机带喷流状态的轴向力，f
y’为全机带喷流状态的法向力，f
z’为全机带喷流状态的侧向力，m
x’为全机带喷流状态的滚转力矩，m
y’为全机带喷流状态的偏航力矩、m
z’为全机带喷流状态的俯仰力矩。
7.进一步地，所述的尾支撑测力试验模型包括设置有尾喷管的主机模型，主机模型内腔安装杆式天平，杆式天平的后端连接尾支杆，尾支杆的后端固定在风洞中部支架上。
8.进一步地，所述的头部支撑喷管推力测量试验模型包括通气叶片、通气支杆、环式天平、飞行器后体、喷管、整流罩和波纹管；还包括替换喷管的喷管堵块；通气支杆为圆管管体ⅰ，通气支杆前端封闭、后端开口；通气支杆前端的端头上安装有整流罩；通气支杆前端的周向安装有轴对称分布的通气叶片；通气支杆的后端顺序连接测量段、飞行器后体和喷管，飞行器后体为圆管管体ⅱ，喷管为轴对称喷管；测量段包括从外至内依次套装的环式天平和波纹管，环式天平的固定端安装在通气支杆后端的外层安装面上，环式天平的自由端安装在飞行器后体前端的外层安装面上，波纹管的前端安装在通气支杆后端的内层安装面上，波纹管的后端安装在飞行器后体前端的内层安装面上；整流罩、通气叶片、通气支杆、环式天平、飞行器后体和波纹管的中心轴线与风洞试验段中心轴线重合；喷管的中心轴线与风洞试验段中心轴线具有夹角α，α为喷管偏转角；通气叶片的内部设置有与外置的高压气源连通的若干叶片气流通道，叶片气流通道的气流出口位于通气支杆的内壁，通气支杆的中心轴线上设置有通气支杆气流通道；高压气源气流沿叶片气流通道经气流出口进入通气支杆气流通道，再经波纹管和喷管喷出；环式天平测量喷管的气动力和气动力矩；波纹管跟随环式天平变形，并密封隔离通气支杆气流通道内的高压气源气流，避免高压气源气流对环式天平的测量产生影响。
9.进一步地，所述的喷管偏转角α的范围为-20
°
~20
°
。
10.进一步地，所述的通气叶片的迎风面设置有用于整流的弧形迎风面。
11.进一步地，所述的通气支杆的前端端头通过堵盖封闭；堵盖为台阶圆柱体，堵盖的前段圆柱的直径小于后段圆柱的直径；堵盖的后段圆柱插入通气支杆的前端端头；堵盖的前段圆柱伸出通气支杆，堵盖的前段圆柱上套装卡套；卡套的后端设置有与通气支杆的前端端头匹配的圆形凹槽，卡套的后端面为卡套与通气叶片的前端面的接触面，卡套的前端安装有锁紧螺母；拧紧锁紧螺母，卡套顶紧通气叶片的前端面，固定堵盖和卡套；
整流罩套装在卡套上，并包裹堵盖、锁紧螺母和卡套，整流罩的球形外表面迎向来流，用于来流整流。
12.进一步地，所述的卡套的内壁设置有密封圈ⅰ，用于密封卡套与堵盖的前段圆柱的接触面；卡套的后端面设置有密封圈ⅱ，用于密封卡套的后端面与通气叶片的前端面的接触面；堵盖的后段圆柱设置有密封圈ⅲ，用于密封堵盖与通气支杆内壁的接触面；通气支杆的前段设置有密封圈ⅳ，用于密封通气支杆与通气叶片的后端面的接触面；波纹管的前端设置密封圈
ⅴ
，用于密封通气支杆后端的内层安装面与波纹管的前端的接触面，波纹管的前端也设置密封圈
ⅴ
，用于密封飞行器后体前端的内层安装面与波纹管的后端的接触面。
13.本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法中的头部支撑喷管推力测量试验模型，将飞行器缩比获得的飞行器模型进行简化，去掉飞行器模型头部，并将飞行器模型后段与通气支杆设计为一个整体，最终采用通气支杆的圆管管体作为飞行器模型。试验过程中，飞行器的飞行速度、高度等参数由风洞的来流进行模拟，气流来流与通气支杆的中心轴线平行。与此同时，改变喷管偏转角α实现喷管的转向喷流，喷管成为矢量喷管；高压气源气流沿叶片气流通道进入通气支杆气流通道，经波纹管、飞行器后体和喷管喷出，模拟矢量喷管的喷流。波纹管的作用是通气但是不传递力与力矩，不影响环式天平测量喷管的气动力和气动力矩。
14.本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法中的尾支撑测力试验模型和头部支撑喷管推力测量试验模型均将模型后体与喷管进行一体化设计，避免了因为试验模型外壳体与内喷管分离设计而导致的内外流相互影响造成的模拟失真和内部空腔压力测量难以测准，进而引发的后期数据处理困难的问题，能够实现直接测量喷管的“推力-减-喷管阻力”这一目标数据，提高了数据的真实性和可靠性，简化后期数据处理过程，有利于降低飞发一体化设计技术风险和研发成本、缩短飞机发动机研制周期。
附图说明
15.图1为本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法的流程图；图2为本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法中的尾支撑测力试验模型的安装示意图；图3为本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法中的头部支撑喷管推力测量试验模型的结构示意图（立体图）；图4为本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法中的头部支撑喷管推力测量试验模型的结构示意图（剖视图）；图5为本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法中的头部支撑喷管推力测量试验模型的通气支杆头部整流装置结构示意图（喷管，剖视图）；图6为本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法中的头部支撑喷管推力测量试验模型的喷管偏转角示意图（剖视图）；图7为本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法中的头部支撑喷管推力测量试验模型的通气支杆头部整流装置结构示意图（喷管堵块，剖视图）；图8为本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法中的头部支撑喷管推力测量试验模型的喷管堵块安装示意图（剖视图）；
图9为本发明的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法中的头部支撑喷管推力测量试验模型的喷管堵块结构示意图（剖视图）。
16.图中，1.集气室；2.通气叶片；3.通气支杆；4.环式天平；5.飞行器后体；6.喷管；7.整流罩；8.堵盖；9.锁紧螺母；10.卡套；11.密封圈ⅰ；12.密封圈ⅱ；13.密封圈ⅲ；14.密封圈ⅳ；15.密封圈
ⅴ
；16.叶片气流通道；17.气流出口；18.通气支杆气流通道；19.高压气管入口；20.波纹管；21.喷管堵块；201.主机模型；202.尾喷管；203.杆式天平；204.尾支杆。
具体实施方式
17.下面结合附图和实施例详细说明本发明。
18.实施例1本实施例的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法应用于高速自由射流风洞。
19.如图1所示，本实施例的基于后体与喷管一体化设计的喷管推力测量试验方法，包括以下步骤：s10.设计加工风洞试验模型；风洞试验模型包括模型缩比一致、后体外形一致的尾支撑测力试验模型和头部支撑喷管推力测量试验模型；尾支撑测力试验模型的测量天平为杆式天平203；头部支撑喷管推力测量试验模型的测量天平为环式天平4，还具有喷管6和用于替换喷管6的喷管堵块21；头部支撑喷管推力测量试验模型的环式天平4与尾支撑测力试验模型杆式天平203校准中心的距离为：x方向距离δl，y方向距离δy，z方向距离δz；s20.进行尾支撑测力风洞试验；开启风洞，在设定的来流马赫数、雷诺数条件下，通过杆式天平203测量尾支撑测力试验模型的六分量气动力和气动力矩f
x
、fy、fz、m
x
、my、mz；其中，f
x
为尾支撑的轴向力，fy为尾支撑的法向力，fz为尾支撑的侧向力，m
x
为尾支撑的滚转力矩，my为尾支撑的偏航力矩、mz为尾支撑的俯仰力矩；s30.进行头部支撑喷管有推力有外流测量试验；在头部支撑喷管推力测量试验模型上安装喷管6；开启风洞，在与步骤s20相同的来流马赫数、雷诺数条件下，外置的高压气源向喷管6输送高压气流并经喷管6喷出产生推力，环式天平4测量有推力有外流条件下后体的六分量气动力和气动力矩f
x0
、f
y0
、f
z0
、m
x0
、m
y0
、m
z0
；其中，f
x0
为有推力有外流条件下后体的轴向力，f
y0
为有推力有外流条件下后体的法向力，f
z0
为有推力有外流条件下后体的侧向力，m
x0
为有推力有外流条件下后体的滚转力矩，m
y0
为有推力有外流条件下后体的偏航力矩、m
z0
为有推力有外流条件下后体的俯仰力矩；s40.进行头部支撑喷管有推力无外流测量试验；保留头部支撑喷管推力测量试验模型上的喷管6；关闭风洞，外置的高压气源向喷管6输送与步骤s20相同的高压气流并经喷管6喷出产生推力，环式天平4测量有推力无外流条件下后体的六分量气动力和气动力矩f
x01
、f
y01
、f
z01
、m
x01
、m
y01
、m
z01
；
其中，f
x01
为有推力无外流条件下后体的轴向力，f
y01
为有推力无外流条件下后体的法向力，f
z01
为有推力无外流条件下后体的侧向力，m
x01
为有推力无外流条件下后体的滚转力矩，m
y01
为有推力无外流条件下后体的偏航力矩、m
z01
有推力无外流条件下后体的俯仰力矩；s50.进行头部支撑喷管无推力有外流测量试验；将头部支撑喷管推力测量试验模型的喷管6替换成喷管堵块21；开启风洞，在与步骤s20相同的来流马赫数、雷诺数条件下，环式天平4测量有无推力有外流条件下后体的六分量气动力和气动力矩f
x1
、f
y1
、f
z1
、m
x1
、m
y1
、m
z1
；其中，f
x1
为无推力有外流条件下后体的轴向力，f
y1
为无推力有外流条件下后体的法向力，f
z1
为无推力有外流条件下后体的侧向力，m
x1
为无推力有外流条件下后体的滚转力矩，m
y1
为无推力有外流条件下后体的偏航力矩、m
z1
为无推力有外流条件下后体的俯仰力矩；s60.计算试验模型在喷流状态下的有效推力特性；通过步骤s30、s50的获得的试验数据，计算试验模型在喷流状态下的有效推力特性：有效的气动力：f
x有效
= f
x0
‑ꢀfx1
，f
y有效
= f
y0
‑ꢀfy1
，f
z有效
= f
z0
‑ꢀfz1
；有效的气动力力矩：m
x有效
=m
x0-m
x1
，m
y有效
=m
y0-m
y1
，m
z有效
=m
z0-m
z1
；其中，f
x有效
为后体的有效轴向推力，f
y有效
为后体的有效法向推力，f
z有效
为后体的有效侧向推力，m
x有效
为后体的有效滚转力矩，m
y有效
为后体的有效偏航力矩、m
z有效
为后体的有效俯仰力矩；s70. 计算外流对推力特性的干扰气动特性；通过步骤s30、s40的获得的试验数据，计算外流对推力特性的干扰气动特性：外流干扰气动力：f
x干扰
= f
x0
‑ꢀfx01
，f
y干扰
= f
y0
‑ꢀfy01
，f
z干扰
= f
z0
‑ꢀfz01
；外流干扰气动力力矩：m
x干扰
=m
x0-m
x01
，m
y干扰
=m
y0-m
y01
，m
z干扰
=m
z0-m
z01
；其中，f
x干扰
为外流对喷流干扰的轴向力，f
y干扰
为外流对喷流干扰的法向力，f
z干扰
为外流对喷流干扰的侧向力，m
x干扰
为外流对喷流干扰的滚转力矩，m
y干扰
为外流对喷流干扰的偏航力矩、m
z干扰
外流对喷流干扰的俯仰力矩；s80. 计算全机模型带喷流状态气动特性；采用步骤s60的计算结果，修正补正步骤s10的尾支撑测力试验数据，得到全机模型喷流状态气动特性：喷流状态气动力：f
x’= f
x
f
x有效
，f
y’= fy f
y有效
，f
z’= fz f
z有效
；喷流状态气动力力矩：m
x’=m
x
m
x有效
f
y有效
×
δz f
z有效
×
δy，m
y’=my m
y有效
f
x有效
×
δz f
z有效
×
δl，m
z’=mz m
z有效
f
x有效
×
δy f
y有效
×
δl；其中，f
x’为全机带喷流状态的轴向力，f
y’为全机带喷流状态的法向力，f
z’为全机带喷流状态的侧向力，m
x’为全机带喷流状态的滚转力矩，m
y’为全机带喷流状态的偏航力矩、m
z’为全机带喷流状态的俯仰力矩。
20.如图2所示，尾支撑测力试验模型包括设置有尾喷管202的主机模型201，主机模型201内腔安装杆式天平203，杆式天平203的后端连接尾支杆204，尾支杆204的后端固定在风洞中部支架上。
21.如图3~9所示，头部支撑喷管推力测量试验模型安装在高速自由射流风洞的风洞喷管出口，通气叶片2、通气支杆3、环式天平4、飞行器后体5、波纹管20、喷管6和整流罩7位于风洞试验段内，其中通气叶片2外部的空间为高速自由射流风洞的集气室1，高压气源的气流管道通过集气室1的高压气管入口19进入集气室1，并与叶片气流通道16的接口固定连接。
22.所述的头部支撑喷管推力测量试验模型包括通气叶片2、通气支杆3、环式天平4、飞行器后体5、喷管6、整流罩7和波纹管20；还包括替换喷管6的喷管堵块21；通气支杆3为圆管管体ⅰ，通气支杆3前端封闭、后端开口；通气支杆3前端的端头上安装有整流罩7；通气支杆3前端的周向安装有轴对称分布的通气叶片2；通气支杆3的后端顺序连接测量段、飞行器后体5和喷管6，飞行器后体5为圆管管体ⅱ，喷管6为轴对称喷管；测量段包括从外至内依次套装的环式天平4和波纹管20，环式天平4的固定端安装在通气支杆3后端的外层安装面上，环式天平4的自由端安装在飞行器后体5前端的外层安装面上，波纹管20的前端安装在通气支杆3后端的内层安装面上，波纹管20的后端安装在飞行器后体5前端的内层安装面上；整流罩7、通气叶片2、通气支杆3、环式天平4、飞行器后体5和波纹管20的中心轴线与风洞试验段中心轴线重合；喷管6的中心轴线与风洞试验段中心轴线具有夹角α，α为喷管偏转角；通气叶片2的内部设置有与外置的高压气源连通的若干叶片气流通道16，叶片气流通道16的气流出口17位于通气支杆3的内壁，通气支杆3的中心轴线上设置有通气支杆气流通道18；高压气源气流沿叶片气流通道16经气流出口17进入通气支杆气流通道18，再经波纹管20和喷管6喷出；环式天平4测量喷管6的气动力和气动力矩；波纹管20跟随环式天平4变形，并密封隔离通气支杆气流通道18内的高压气源气流，避免高压气源气流对环式天平4的测量产生影响。
23.所述的喷管偏转角α的范围为-20
°
~20
°
。
24.所述的通气叶片2的迎风面设置有用于整流的弧形迎风面。
25.所述的通气支杆3的前端端头通过堵盖8封闭；堵盖8为台阶圆柱体，堵盖8的前段圆柱的直径小于后段圆柱的直径；堵盖8的后段圆柱插入通气支杆3的前端端头；堵盖8的前段圆柱伸出通气支杆3，堵盖8的前段圆柱上套装卡套10；卡套10的后端设置有与通气支杆3的前端端头匹配的圆形凹槽，卡套10的后端面为卡套10与通气叶片2的前端面的接触面，卡套10的前端安装有锁紧螺母9；拧紧锁紧螺母9，卡套10顶紧通气叶片2的前端面，固定堵盖8和卡套10；整流罩7套装在卡套10上，并包裹堵盖8、锁紧螺母9和卡套10，整流罩7的球形外表面迎向来流，用于来流整流。
26.所述的卡套10的内壁设置有密封圈ⅰ11，用于密封卡套10与堵盖8的前段圆柱的接触面；卡套10的后端面设置有密封圈ⅱ12，用于密封卡套10的后端面与通气叶片2的前端面的接触面；堵盖8的后段圆柱设置有密封圈ⅲ13，用于密封堵盖8与通气支杆3内壁的接触面；通气支杆3的前段设置有密封圈ⅳ14，用于密封通气支杆3与通气叶片2的后端面的接触面；波纹管20的前端设置密封圈
ⅴ
15，用于密封通气支杆3后端的内层安装面与波纹管20的
前端的接触面，波纹管20的前端也设置密封圈
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15，用于密封飞行器后体5前端的内层安装面与波纹管20的后端的接触面。
27.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速自由射流压力匹配模式方法领域。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，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。