本发明公开了一种超音速风洞中特殊材料表面阻力测量装置，包括：整流罩(1)、天平(6)、支杆前段(2)、支杆中段(3)、支杆尾段(4)和测试段(7)；所述的整流罩(1)为楔形；所述支杆前段(2)、所述支杆中段(3)和所述支杆尾段(4)共同组成支杆，通过支杆尾段(4)和超音速风洞支架接头相接；整流罩(1)与支杆前段(2)相接，且内部形成一个截面为凸形的槽；所述测试段(7)的截面为凸形；天平(6)固装在所述槽的底部，测试段(7)固连在天平(6)上，测试段(7)的上端面与整流罩(1)的上端面平齐，测试段(7)与所述槽之间形成平衡腔(8)；并使得测试段(7)的凸形外缘与所述槽之间形成迷宫结构。本发明极大限度的提升了表面阻力的测量精度。
1.一种超音速风洞中材料表面阻力测量装置,其特征在于包括：整流罩(1)、天平(6)、支杆前段(2)、支杆中段(3)、支杆尾段(4)和测试段(7)；所述的整流罩(1)为楔形；所述支杆前段(2)、所述支杆中段(3)和所述支杆尾段(4)共同组成支杆，通过支杆尾段(4)和超音速风洞支架接头相接；整流罩(1)与支杆前段(2)相接，且内部形成一个截面为凸形的槽；所述测试段(7)的截面为凸形；天平(6)固装在所述槽的底部，测试段(7)固连在天平(6)上，测试段(7)的上端面与整流罩(1)的上端面平齐，测试段(7)与所述槽之间形成平衡腔(8)；并使得测试段(7)的凸形外缘与所述槽之间形成迷宫结构；所述迷宫结构保证所述测试段(7)两端不存在压差阻力。
2.根据权利要求1所述的超音速风洞中材料表面阻力测量装置,其特征在于：测试时，来流马赫数范围是2～5。
3.根据权利要求1所述的超音速风洞中材料表面阻力测量装置,其特征在于：所述整流罩的锥角θ为15°～30°。
4.根据权利要求1所述的超音速风洞中材料表面阻力测量装置,其特征在于：所述整流罩长度L1和所述支杆前段长度L2之比为0.3～0.5。
5.根据权利要求1所述的超音速风洞中材料表面阻力测量装置,其特征在于：所述支杆中段长度L5与所述支杆前段直径Φa之比为2～5，以减少尾部气流对测量结果的干扰。
6.根据权利要求1所述的超音速风洞中材料表面阻力测量装置,其特征在于：所述迷宫结构出口宽度L3与迷宫结构进口宽度L4之比为0.9～1.1。
7.根据权利要求1所述的超音速风洞中材料表面阻力测量装置,其特征在于：所述支杆中段直径Φb和所述支杆尾段直径Φc之比为0.25～0.5。
8.根据权利要求1所述的超音速风洞中材料表面阻力测量装置,其特征在于：所述整流罩(1)上端的面积与测试段(7)上端面的面积之比为0.7～1.2。
9.根据权利要求1所述的超音速风洞中材料表面阻力测量装置,其特征在于：测试段(7)垂直来流方向的截面为矩形。
一种超音速风洞中材料表面阻力测量装置
技术领域
[0001] 本发明属于表面阻力测量方法领域，尤其涉及一种超音速风洞中特殊材料表面阻力测量装置。
背景技术
[0002] 针对于各类航空、航天飞行器，其表面阻力特性是影响飞行器性能的关进因素之一，而获得飞行器表面阻力数据的主要技术手段为风洞试验。但是飞行器模型在超音速风洞中进行表面阻力测量时，由于飞行器两端压差造成的阻力远大于表面阻力，使得表面阻力的精确测量尤为困难。
[0003] 现有测量表面阻力的方法主要分为间接测量法和直接测量法。采用间接法，主要思路是先测得飞行器整体阻力，然后采用压力测量的方法，得到压差阻力，进而获得飞行器表面阻力，但是该方法获得表面阻力的精度不高，同时受压力测量位置的影响较大。直接测量法主要有摩阻天平、液晶摩阻测量技术、基于MEMS(微电子机械系统)的测量技术以及油膜技术，其中液晶摩阻测量技术、基于MEMS(微电子机械系统)的测量技术以及油膜技术的测试精度较低，多数情况下不能满足航空航天飞行器对于精度的要求；摩阻天平受对模型的结构有着特殊要求，且天平与模型之间的缝隙对流场有较大的影响，但是精度较高；因此亟需一种高精度通用的表面阻力测量方法。
发明内容
[0004] 本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种超音速风洞中材料表面阻力测量装置，该装置有效控制了模型与天平间缝隙对测量结果的影响，极大程度的提升了测量精度。
[0005] 本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种超音速风洞中材料表面阻力测量装置,包括：整流罩、天平、支杆前段、支杆中段、支杆尾段和测试段；所述的整流罩为楔形；
[0006] 优选的，所述支杆前段、所述支杆中段和所述支杆尾段共同组成支杆，通过支杆尾段和超音速风洞支架接头相接；整流罩与支杆前段相接，且内部形成一个截面为凸形的槽；所述测试段的截面为凸形；天平固装在所述槽的底部，测试段固连在天平上，测试段的上端面与整流罩的上端面平齐，测试段与所述槽之间形成平衡腔；并使得测试段的凸形外缘与所述槽之间形成迷宫结构。
[0007] 优选的，所述迷宫结构保证所述测试段两端不存在压差阻力。
[0008] 优选的，测试时，来流马赫数范围是2～5。
[0009] 优选的，所述整流罩的锥角θ为15°～30°。
[0010] 优选的，所述整流罩长度L1和所述支杆前段长度L2之比为0.3～0.5。
[0011] 优选的，所述支杆中段长度L5与所述支杆前段直径Φa之比为2～5，以减少尾部气流对测量结果的干扰。
[0012] 优选的，所述迷宫结构出口宽度L3与迷宫结构进口宽度L4之比为0.9～1.1。
[0013] 优选的，所述支杆中段直径Φb和所述支杆尾段直径Φc之比为0.25～0.5。
[0014] 优选的，所述整流罩上端的面积与测试段上端面的面积之比为0.7～1.2。
[0015] 优选的，测试段垂直来流方向的截面为矩形。
[0016] 本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
[0017] 本装置可以实现超音速风洞中特殊材料表面阻力的直接测量，有很高的测试精度和较宽的测量范围。为减少模型和天平间缝隙对测试结果的影响，保证天平所测得的力只有材料的表面阻力，同时规避压差阻力，本发明设计了迷宫和平衡腔结构。此外，为了扩展阻力的测量范围，本装置设计了整流罩结构，以此减少气流对天平的冲击。
附图说明
[0018] 图1是本发明实施例提供的超音速风洞中特殊材料表面阻力测量方法的结构示意图。
具体实施方式
[0019] 下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
[0020] 图1是本发明实施例提供的超音速风洞中特殊材料表面阻力测量装置的结构示意图。
[0021] 如图1所示，该超音速风洞中特殊材料表面阻力测量装置,包括：整流罩1、天平6、支杆前段2、支杆中段3、支杆尾段4和测试段7；所述支杆前段2、支杆中段3和支杆尾段4共同组成支杆，支杆尾段4和超音速风洞支架接头相接；整流罩1与支杆前段2相接，且内部形成一个截面为凸形的槽；测试段7的截面为凸形；天平6固装在所述槽的底部，测试段7固连在天平6上，测试段7的上端面与整流罩1的上端面平齐，因此测试段7与所述槽之间形成平衡腔8，其上方为迷宫式密封接口9(迷宫结构)，所述迷宫结构保证所述测试段7两端不存在压差阻力。优选的，测试段7垂直来流方向的截面为矩形。整流罩1上端的面积与测试段7上端面的面积之比为0.7～1.2。
[0022] 所述整流罩锥角θ为15°～30°。所述整流罩长度L1和所述支杆前段长度L2之比为0.3～0.5。所述支杆中段长度L5与所述支杆前段直径Φa之比为2～5。所述迷宫密封接口出口宽度L3与所述迷宫密封接口进口宽度L4之比为0.9～1.1。所述支杆中段直径Φb和所述支杆尾段直径Φc之比为0.25～0.5。
[0023] 测试时，优选来流马赫数范围是2～5，通过本发明装置，直接读取天平的读数即为测试段7的表面阻力。
[0024] 以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。
[0025] 本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。
