高超声速飞行器后体推减阻高速风洞试验技术

针对高超声速飞行器组合喷管与后体的一体化性能测试的需求,发展了一种后体推减阻试验技术,研制了双波纹管天平系统和基于高精度数字阀的喷流质量流量控制系统,在FL-60风洞建立了由通气腹部支杆实现模型支撑及供气、内置单天平实现气动力及推力测量、双金属波纹管实现双路喷流独立模拟且不传力等组成的双发飞行器后体推减阻试验系统,实现了飞行器后体推减阻特性的测量,也可实现双发喷管推力特性测量。系统调试和风洞试验结果表明,试验系统运行稳定、可靠、质量流量测量精度优于0.3%;后体推减阻特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验系统可用于来流马赫数0.3~4.0、迎角0°、喷流总质量流量0~2.0kg/s的双发高超声速飞行器后体推减阻试验和带外流的推力特性试验;提出的试验技术可进一步发展为全机推减阻试验技术。