本发明属于及飞行器气动性能评估技术领域，公开了一种小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置及方法。试验装置设置有抽吸管路；抽吸管路为Y型管道，Y型管道前段开叉的两个管道分别安装测压耙，测压耙上套装可拆卸套管，测压耙与可拆卸套管前端平齐，可拆卸套管伸入模型尾喷口；测压耙、可拆卸套管、模型尾喷口之间设置有隔离缝隙，Y型管道后段的单个管道外接独立的真空装置或抽吸装置；测压耙上设置总压探针和静压探针；进气道内设置节流块。试验方法能够利用抽吸管路的抽吸作用大范围提高内流道流量模拟范围。
1.小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置，其特征在于，所述的小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置包括支撑小展弦比飞翼模型（5）的斜腹支撑（1），在斜腹支撑（1）上固定有测压耙及抽吸管路支座（3），测压耙及抽吸管路支座（3）上固定有抽吸管路（2）；抽吸管路（2）为Y型管道，Y型管道前段开叉的两个管道分别安装测压耙（4），测压耙（4）上套装可拆卸套管，测压耙（4）与可拆卸套管前端平齐，可拆卸套管伸入模型尾喷口，测压耙（4）与可拆卸套管之间设置有隔离缝隙，可拆卸套管与模型尾喷口之间也设置有隔离缝隙，Y型管道后段的单个管道外接独立的真空装置或抽吸装置；测压耙（4）上设置有总压探针和静压探针；小展弦比飞翼模型（5）的进气道内设置有用于调节进气道流量的节流块（6）。
2.根据权利要求1所述的小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置，其特征在于，所述的可拆卸套管伸入模型尾喷口10mm。
3.根据权利要求1所述的小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置，其特征在于，所述的节流块（6）包括一系列通流率逐渐增大的节流块（6）。
4.小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验方法，其根据权利要求1 3中任意一~种所述的小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置，其特征在于，包括以下步骤：S10.进行小展弦比飞翼模型（5）气动特性试验
拆除可拆卸套管，按照预先设置的试验计划表，改变试验马赫数、小展弦比飞翼模型（5）攻角和节流块（6）的流量，通过测压耙（4）的总压探针和静压探针测量模型尾喷口的总压和静压，计算得到小展弦比飞翼模型（5）的进气道流量，从而得到不同进气道流量下的小展弦比飞翼模型（5）气动特性；
S20.进行小展弦比飞翼模型（5）可拆卸套管影响气动特性试验
安装可拆卸套管，其余同S10，得到可拆卸套管安装状态下的小展弦比飞翼模型（5）的气动特性；
S30.计算可拆卸套管对小展弦比飞翼模型（5）气动特性的影响量
将步骤S20和步骤S10对应的试验状态进行比较，获得可拆卸套管对小展弦比飞翼模型（5）气动特性的影响量，并对影响量进行线性拟合；
S40.通过抽吸管路（2）提高进气道流量模拟范围，获得对应流量下的小展弦比飞翼模型（5）气动特性安装可拆卸套管，拆除节流块（6），打开抽吸管路（2），调节抽吸功率，从而提高进气道流量模拟范围，结合步骤S30的影响量，获得对应进气道流量下的小展弦比飞翼模型（5）气动特性。
小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置及方法
技术领域
[0001] 本发明属于及飞行器气动性能评估技术领域，具体涉及一种小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置及方法。
背景技术
[0002] 各类高亚声速隐身无人飞机多采用“无尾+背部进气”的气动布局形式，进气系统构型多为进口与机身保形的蛇形或内埋式进气道。结构上，背部进气对武器挂载和机身下部布置空间干涉极小，同时进气道直接长度缩短到近3倍的出口直径，结构更为紧凑、对飞行器减重有利，隐身上，将进气道布置在机身/机翼上方能够充分利用卫星通讯天线罩的前向遮挡作用，同时进气口后倾、内管道大拐折，实现了对发动机前端面的全视线遮挡，使得这类飞行器的前向和侧向雷达散射截面极小。但是，内埋式进气道和蛇形进气道都不可避免地会出现大面积的流场分离和旋流，流场品质降低，影响进/发匹配性能，需要开展飞/发一体化设计以满足相关性能要求。
[0003] 风洞试验作为获得飞行器气动性能必不可少的有效试验手段，在开展背负式进气道飞/发一体化设计性能评估中同样如此。为了确保风洞试验过程中能够准确模拟进气道逆流阻力特性、进气道唇口与鼓包流动作用机理、进气道动态畸变产生机理、喘振的流场震荡机制、进气道内流对全机气动特性的影响等气动问题，需要在试验过程中模拟进气道流量的大范围变化。
[0004] 在实际风洞试验过程中，单纯依靠风洞来流冲压效果难以实现模拟进气道流量的大范围变化，尤其是受风洞的尺寸限制，缩比试验模型的进气道尺寸更小，风洞来流的拥塞效应更明显，即使全通状态也无法模拟真实飞行时的进气流量。而常规的采用进气道不同通流率节流块的方式只能在缩比进气道全通和全堵之间进行有限调节，想达到全机状态下进气道更大范围流量的模拟则无能为力。
[0005] 当前，亟需发展一种小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置及方法。
发明内容
[0006] 本发明所要解决的一个技术问题是提供一种小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验方法。
[0007] 本发明的小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置，其特点是，所述的试验装置包括支撑小展弦比飞翼模型的斜腹支撑，在斜腹支撑上固定有测压耙及抽吸管路支座，测压耙及抽吸管路支座上固定有抽吸管路；抽吸管路为Y型管道，Y型管道前段开叉的两个管道分别安装测压耙，测压耙上套装可拆卸套管，测压耙与可拆卸套管前端平齐，可拆卸套管伸入模型尾喷口，测压耙与可拆卸套管之间设置有隔离缝隙，可拆卸套管与模型尾喷口之间也设置有隔离缝隙，Y型管道后段的单个管道外接独立的真空装置或抽吸装置；测压耙上设置有总压探针和静压探针；小展弦比飞翼模型的进气道内设置有用于调节进气道流量的节流块。
[0008] 进一步地，所述的可拆卸套管伸入模型尾喷口10mm。
[0009] 进一步地，所述的节流块包括一系列通流率逐渐增大的节流块。
[0010] 本发明的小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验方法，包括以下步骤：
[0011] S10.进行小展弦比飞翼模型气动特性试验
[0012] 拆除可拆卸套管，按照预先设置的试验计划表，改变试验马赫数、小展弦比飞翼模型攻角和节流块的流量，通过测压耙的总压探针和静压探针测量模型尾喷口的总压和静压，计算得到小展弦比飞翼模型的进气道流量，从而得到不同进气道流量下的小展弦比飞翼模型气动特性；
[0013] S20.进行小展弦比飞翼模型可拆卸套管影响气动特性试验
[0014] 安装可拆卸套管，其余同S10，得到可拆卸套管安装状态下的小展弦比飞翼模型的气动特性；
[0015] S30.计算可拆卸套管对小展弦比飞翼模型气动特性的影响量
[0016] 将步骤S20和步骤S10对应的试验状态进行比较，获得可拆卸套管对小展弦比飞翼模型气动特性的影响量，并对影响量进行线性拟合；
[0017] S40.通过抽吸管路提高进气道流量模拟范围，获得对应流量下的小展弦比飞翼模型气动特性
[0018] 安装可拆卸套管，拆除节流块，打开抽吸管路，调节抽吸功率，从而提高进气道流量模拟范围，结合步骤S30的影响量，获得对应进气道流量下的小展弦比飞翼模型气动特性。
[0019] 本发明的小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置不改变模型的常规支撑形式，不破坏模型外形结构，抽吸管路、测压耙及抽吸管路支座、测压耙均为整体可拆卸结构，可以在现有的通气测力风洞试验的基础上，通过抽吸管路的抽吸作用大范围提高进气道流量模拟范围，从而获得更大范围进气道流量影响下的背负式进气道小展弦比飞翼气动特性。
[0020] 本发明的小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验方法能够在节流块的通流率调节的基础上，利用抽吸管路的抽吸作用大范围提高进气道流量模拟范围。
附图说明
[0021] 图1为本发明的小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置在风洞中的整体支撑结构示意图。
[0022] 图中，1.斜腹支撑；2.抽吸管路；3.测压耙及抽吸管路支座；4.测压耙；5.小展弦比飞翼模型；6.节流块。
具体实施方式
[0023] 下面结合附图和实施例详细说明本发明。
[0024] 实施例1
[0025] 如图1所示，本实施例的小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验装置包括支撑小展弦比飞翼模型5的斜腹支撑1，在斜腹支撑1上固定有测压耙及抽吸管路支座3，测压耙及抽吸管路支座3上固定有抽吸管路2；抽吸管路2为Y型管道，Y型管道前段开叉的两个管道分别安装测压耙4，测压耙4上套装可拆卸套管，测压耙4与可拆卸套管前端平齐，可拆卸套管伸入模型尾喷口，测压耙4与可拆卸套管之间设置有隔离缝隙，可拆卸套管与模型尾喷口之间也设置有隔离缝隙，Y型管道后段的单个管道外接独立的真空装置或抽吸装置；测压耙4上设置有总压探针和静压探针；小展弦比飞翼模型5的进气道内设置有用于调节进气道流量的节流块6。
[0026] 进一步地，所述的可拆卸套管伸入模型尾喷口10mm。
[0027] 进一步地，所述的节流块6包括一系列通流率逐渐增大的节流块6。
[0028] 本实施例的小展弦比飞翼背负式进气道宽裕流量影响试验方法，包括以下步骤：
[0029] S10.进行小展弦比飞翼模型5气动特性试验
[0030] 拆除可拆卸套管，按照预先设置的试验计划表，改变试验马赫数、小展弦比飞翼模型5攻角和节流块6的流量，通过测压耙4的总压探针和静压探针测量模型尾喷口的总压和静压，计算得到小展弦比飞翼模型5的进气道流量，从而得到不同进气道流量下的小展弦比飞翼模型5气动特性；
[0031] S20.进行小展弦比飞翼模型5可拆卸套管影响气动特性试验
[0032] 安装可拆卸套管，其余同S10，得到可拆卸套管安装状态下的小展弦比飞翼模型5的气动特性；
[0033] S30.计算可拆卸套管对小展弦比飞翼模型5气动特性的影响量
[0034] 将步骤S20和步骤S10对应的试验状态进行比较，获得可拆卸套管对小展弦比飞翼模型5气动特性的影响量，并对影响量进行线性拟合；
[0035] S40.通过抽吸管路2提高进气道流量模拟范围，获得对应流量下的小展弦比飞翼模型5气动特性
[0036] 安装可拆卸套管，拆除节流块6，打开抽吸管路2，调节抽吸功率，从而提高进气道流量模拟范围，结合步骤S30的影响量，获得对应进气道流量下的小展弦比飞翼模型5气动特性。
[0037] 尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不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领域。对于熟悉本领域的人员而言，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。
