專利名稱：一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置的制作方法
技術領域：
本實用新型涉及航空氣動力實驗技術領域，特別是涉及高速風洞氣動方法實現(xiàn)推力轉向實驗裝置。
背景技術：
推力轉向技術是目前提高現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的機動性、敏捷性，改善飛機飛行性能的氣動一動力裝置一體化技術，也是下一代戰(zhàn)斗機廣泛采用的先進技術之一。實踐表明，它在現(xiàn)代戰(zhàn)斗機突破失速障、實現(xiàn)大迎角過失速機動、增強敏感性和機動性，提高作戰(zhàn)能力，減小起飛著陸距離，改善飛機起落特性以及改善飛機隱身特性等方面具有十分重要的作用。高速風洞氣動方法實現(xiàn)推力轉向實驗設備可以實現(xiàn)噴流的主動流動控制，從而改變噴流偏轉方向，實現(xiàn)推力轉向，滿足未來飛機高機動性、高敏捷性和高隱身性的設計目標。

實用新型內(nèi)容本實用新型要解決的技術問題是，提供一種結構簡潔，主要元件的參數(shù)經(jīng)過氣動設計或計算取得，安裝、拆卸方便，同時能準確控制和測量二次流和主噴流的流量參數(shù)，適用于各種模型的采用氣動方法實現(xiàn)推力轉向的風洞實驗裝置。采用的技術方案是:一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置，包括試驗模型、主測力天平、噴流氣動力測量天平、總壓測量段、靜壓測量段、噴流系統(tǒng)、高壓供氣軟管、氣動調(diào)壓閥門、供氣支臂。所述的試驗模型連接供氣支臂，并布置在風洞中。試驗模型內(nèi)依次布設有測量模型氣動力的主測力天平、用于測量噴流氣動力的噴流氣動力測量天平、總壓測量段、靜壓測量段，其中主測力天平分別與試驗模型和供氣支臂連接。作為本設備的核心部件的噴流系統(tǒng)，包括二次流供氣管路及主噴流管路兩部分，分別布設在試驗模型內(nèi)與供氣支臂內(nèi)的高壓供氣管道連接，供氣支臂內(nèi)與二次流供氣管路和主噴流管路連接的相應高壓供氣管道分別連接兩個高壓供氣軟管經(jīng)氣動調(diào)壓閥門連接高壓氣源管道，高壓氣源管道通過主噴流管路依次連通總壓測量段、靜壓測量段及最后模型尾噴管；高壓氣源管道通過二次流供氣管路連通靜壓測量段的噴管出口處的靜壓孔。上述的噴流系統(tǒng)與試驗模型采用分離結構形式，試驗模型可替換。上述的噴流氣動力測量天平為六分量天平，通過處理可得到噴流偏轉角度。上述的總壓測量段內(nèi)安裝總壓測量耙，總壓測量耙上等間距分布四個總壓測量管，總壓測量管總是朝向來流方向。上述的靜壓測量段為噴管出口等直段，長23.5mm，在距出口 5mm處沿周向均布四個用以測量噴流出口處靜壓的靜壓孔。上述的二次流供氣管路及主噴流管路，均采用減少高壓氣流對噴流天平干擾的波紋管。上述的高壓供氣軟管采用直徑38mm，能承受40個大氣壓的高壓供氣軟管。[0012]上述的氣動調(diào)壓閥門均采用最大壓力4MP，其后端均連接到相應的高壓供氣管道上，氣動調(diào)節(jié)閥門的前端都安裝有法蘭盤，可與高壓供氣軟管連接。本實用新型結構簡潔，主要元件的參數(shù)經(jīng)過氣動設計或計算取得，安裝、拆卸方便，同時能準確控制和測量二次流和主噴流的流量參數(shù)，適用于高速風洞各種模型氣動方法實現(xiàn)推力轉向的主動流動控制實驗。

圖1是本實用新型的結構示意圖。
具體實施方式
一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置，包括試驗模型1、主測力天平2、噴流氣動力測量天平3、總壓測量段4、靜壓測量段5、噴流系統(tǒng)6、高壓供氣軟管7、氣動調(diào)壓閥門8、供氣支臂10。所述的試驗模型I連接供氣支臂10，并布置在風洞15中。試驗模型I內(nèi)依次布設有測量模型氣動力的主測力天平2、用于測量噴流氣動力的噴流氣動力測量天平3、總壓測量段4、靜壓測量段5。所述主測力天平2分別與試驗模型I和供氣支臂10連接；噴流氣動力測量天平3為六分量天平，通過處理可得到噴流偏轉角度；總壓測量段4內(nèi)安裝總壓測量耙13，總壓測量耙13上等間距分布四個總壓測量管14，總壓測量管14總是朝向來流方向；靜壓測量段5為噴管出口等直段，長23.5mm，在距出口 5mm處沿周向均布四個用以測量噴流出口處靜壓的靜壓孔9。作為本裝置的核心部件的噴流系統(tǒng)6，包括二次流供氣管路11及主噴流管路12兩部分，分別布設在試驗模型內(nèi)，噴流系統(tǒng)6與實驗模型I采用分離結構形式，實驗模型I可替換。供氣管路11及主噴流管路12相應與供氣支臂10內(nèi)的高壓供氣管道連接，供氣支臂10內(nèi)與二次流供氣管路和主噴流管路連接的相應高壓供氣管道分別連接兩個高壓供氣軟管7，經(jīng)氣動調(diào)壓閥門8連接高壓氣源管道，高壓氣源管道高壓氣體通過一定開度的氣動調(diào)節(jié)閥門后，以相應的壓力和流量，通過主噴流管路12依次流過總壓測量段4、靜壓測量段5及最后模型尾噴管流出；同樣高壓氣源管道通過二次流供氣管路11最后以高壓高能氣流由靜壓測量段5的噴出管周向縫隙口流入靜壓孔9。所述二次流供氣管路11及主噴流管路12，均采用減少高壓氣流對噴流天平干擾的波紋管；高壓供氣軟管7采用直徑38mm，能承受40個大氣壓的高壓供氣軟管；氣動調(diào)壓閥門8均采用最大壓力4MP，其后端均連接到相應的高壓供氣管道上，氣動調(diào)節(jié)閥門的前端都安裝有法蘭盤，可與高壓供氣軟管連接，安裝、拆卸方便，易于維護。本實驗設備采用工控計算機控制氣動調(diào)節(jié)閥8的閥門開度，不同的閥門開度對應管道內(nèi)不同的流量值，總壓測量段4的總壓測量耙13和靜壓測量段5的靜壓孔9與外部采集系統(tǒng)連接，獲取的氣流數(shù)據(jù)也傳給工控計算機，這樣就形成了一個閉環(huán)控制系統(tǒng)，工控計算機不斷的循環(huán)調(diào)節(jié)控制與測量計算，直到與事先設定的流量值相同為止，再進行下一步試驗操作，為實現(xiàn)飛機推力轉向高速風洞試驗而設計的一種新型噴流/射流主動流動控制實驗設備，其目的是通過向噴流中射入少量的高壓氣流，改變噴管內(nèi)部波系，實現(xiàn)推力轉向，同時能夠精確測量二次射流及噴流的流量和壓力。
權利要求1.一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置，包括括試驗模型(I)、主測力天平(2)、噴流氣動力測量天平(3)、總壓測量段(4)、靜壓測量段(5)、噴流系統(tǒng)(6)、高壓供氣軟管(7)、氣動調(diào)壓閥門(8)、供氣支臂(10)，其特征在于所述的試驗模型(I)連接供氣支臂(10)，并布置在風洞(15)中，試驗模型(I)內(nèi)依次布設有測量模型氣動力的主測力天平(2)、用于測量噴流氣動力的噴流氣動力測量天平(3)、總壓測量段(4)、靜壓測量段(5)，其中主測力天平(2)分別與試驗模型(I)和供氣支臂(10)連接，噴流系統(tǒng)(6)，包括二次流供氣管路(11)及主噴流管路(12)兩部分，分別布設在試驗模型(I)內(nèi)與供氣支臂(10)內(nèi)的高壓供氣管道連接，供氣支臂(10)內(nèi)與二次流供氣管路和主噴流管路連接的相應高壓供氣管道分別連接兩個高壓供氣軟管(7)經(jīng)氣動調(diào)壓閥門(8)連接高壓氣源管道，高壓氣源管道通過主噴流管路(12)依次連通總壓測量段(4)、靜壓測量段(5)及最后模型尾噴管；高壓氣源管道通過二次流供氣管路(11)連通靜壓測量段(5 )的噴管出口處的靜壓孔(9 )。
2.根據(jù)權利要求1所述的一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置，其特征在于所述的噴流系統(tǒng)(6)與試驗模型(I)采用分離結構形式，試驗模型(I)可替換。
3.根據(jù)權利要求1所述的一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置，其特征在于所述的噴流氣動力測量天平(3)為六分量天平，通過處理可得到噴流偏轉角度。
4.根據(jù)權利要求1所述的一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置，其特征在于所述的總壓測量段(4)內(nèi)安裝總壓測量耙(13)，總壓測量耙(13)上等間距分布四個總壓測量管(14)，總壓測量管(14)總是朝向來流方向。
5.根據(jù)權利要求1所述的一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置，其特征在于所述的靜壓測量段(5)為噴管出口等直段，長23.5mm,在距出口 5mm處沿周向均布四個用以測量噴流出口處靜壓的靜壓孔(9) 。
6.根據(jù)權利要求1所述的一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置，其特征在于所述的二次流供氣管路(11)及主噴流管路(12)為波紋管。
7.根據(jù)權利要求1所述的一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置，其特征在于所述的高壓供氣軟管(7)采用直徑38mm，能承受40個大氣壓的高壓供氣軟管。
8.根據(jù)權利要求1所述的一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置，其特征在于所述的氣動調(diào)壓閥門(8)均采用最大壓力4MP，其后端均連接到相應的高壓供氣管道上，氣動調(diào)節(jié)閥門(8)的前端都安裝有法蘭盤，可與高壓供氣軟管(7 )連接。
專利摘要一種實現(xiàn)推力轉向的實驗裝置，包括試驗模型、主測力天平、噴流氣動力測量天平、總壓測量段、靜壓測量段、噴流系統(tǒng)、高壓供氣軟管、氣動調(diào)壓閥門、供氣支臂。所述的試驗模型連接供氣支臂，并布置在風洞中。試驗模型內(nèi)依次布設有主測力天平、噴流氣動力測量天平、總壓測量段、靜壓測量段。噴流系統(tǒng)包括二次流供氣管路及主噴流管路分別布設在試驗模型內(nèi)，通過兩個高壓供氣軟管經(jīng)氣動調(diào)壓閥門連接高壓氣源管道，高壓氣源管道通過主噴流管路和二次流供氣管路分別連通總壓測量段、靜壓測量段最后尾噴管和靜壓測量段的靜壓孔。本實用新型結構簡潔，安裝、拆卸方便，同時能準確控制和測量二次流和主噴流的流量參數(shù)。
文檔編號G01M9/06GK203083804SQ20122068952
公開日2013年7月24日 申請日期2012年12月14日 優(yōu)先權日2012年12月14日
發(fā)明者王彤, 白玉平, 付亞賢, 王麗萍, 王穎 申請人:中國航空工業(yè)集團公司沈陽空氣動力研究所