CN107063619A - 一种低速风洞推力矢量大攻角试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种低速风洞推力矢量大攻角试验装置，具体包括涡轮、摇臂、蜗杆、配重、尾支杆、主支杆、大攻角弯头和通气弯管。该装置利用通气弯管作为飞行器模型腹部支撑杆，并通过涡轮、摇臂、支杆、通气弯管的联动，操控飞行器模型的攻角，从而实现飞行器模型进行大攻角试验。

Description

一种低速风洞推力矢量大攻角试验装置

技术领域

本发明涉及航空航天气动力试验技术领域，特别涉及一种低速风洞推力矢量大攻角试验装置。

背景技术

推力矢量技术应用于歼击机能够显著地提高飞机的性能，特别是对歼击机的敏捷性、减阻、安全性、生存能力、特殊战术动作和提高空战效能等方面有显著的效果。它在现代战斗机突破失速障、实现大迎角过失速机动、增强敏感性和机动性，提高作战能力，减小起飞着陆距离，改善飞机起落特性以及改善飞机隐身特性等方面具有十分重要的作用。为了研制具有上述技术性能的第四代战斗机，必须发展和建立与此相适应的新一代技术平台，其中推力矢量技术是组成这一技术平台的最为重要的技术之一。

飞机推力转向时，一方面提供了直接的推力方向的改变，另一方面，喷流方向的变换，也使绕飞机气流的流动发生了变化，因此也对飞机的气动力产生重要影响。推力矢量技术能让发动机推力的一部分变成操纵力，代替或部分代替操纵面，从而大大减少了雷达反射面积；不管迎角多大和飞行速度多低，飞机都可利用这部分操纵力进行操纵，这就增加了飞机的可操纵性。

就国内外目前的情况来看，一般采取风洞试验获取较为准确可靠的推力矢量数据，因此十分有必要发展推力转向风洞试验技术和试验装备。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供了一种低速风洞推力矢量大攻角试验装置，该装置利用通气弯管作为飞行器模型腹部支撑杆，并通过涡轮、摇臂、支杆、通气弯管的联动，操控飞行器模型的攻角，从而实现飞行器模型进行大攻角试验。

本发明的上述目的通过以下方案实现：

一种低速风洞推力矢量大攻角试验装置，包括涡轮、摇臂、蜗杆、配重、尾支杆、主支杆、大攻角弯头和通气弯管，其中：摇臂固定在涡轮上，所述摇臂的一端连接吊臂，所述吊臂的另一端吊装配重；摇臂的另一端与尾支杆的上端相连；大攻角弯头包括第一横杆、竖杆和第二横杆，所述第一横杆的左端与竖杆的下端固定连接，竖杆的上端与第二横杆的右端固定连接，两个横杆相互平行且均与竖杆垂直；所述大攻角弯头的第一横杆的右端通过第一转轴与尾支杆的下端相连，且第二横杆与竖杆的连接端通过第二转轴与主支杆的下端相连，主支杆的上端固定在蜗杆的底板上；第二横杆的左端通过连接块与通气弯管的一端相连；通气弯管的另一端向下垂直弯曲，且与飞行器模型固定连接；主支杆与尾支杆相互平行，且第一转轴与第二转轴中心点连线平行于摇臂的中心轴线；蜗杆带动涡轮顺时针转动时，配重被向上吊起，而摇臂带动尾支杆向下运动，大攻角弯头绕两个转轴顺时针转动，并通过通气弯管带动飞行器模型向上仰起；当配重向下下坠时，将带动摇臂和涡轮逆时针转动，尾支杆在摇臂的带动下向上运动，大攻角弯头绕两个转轴逆时针转动，并通过通气弯管带动飞行器模型向下俯冲。

上述的低速风洞推力矢量大攻角试验装置，还包括通气软管，所述通气软管向通气弯管内注入压缩空气；通气弯管与飞行器模型的内部通气管路相连。

附图说明

图1为本发明的低速风洞推力矢量试验中采用的大攻角装置安装示意图；

图2为本发明中飞行器模型内部通气管路和测量装置的安装示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实例对本发明作进一步详细的描述：

本发明提供的低速风洞推力矢量大攻角试验装置，可以用于进行风洞推力矢量试验时，操控飞行器模型的攻角。

如图所示，本发明的低速风洞推力矢量大攻角试验装置包括涡轮1、摇臂2、蜗杆3、配重4、尾支杆5、主支杆6、大攻角弯头7和通气弯管9。

其中：摇臂2固定在涡轮1上；摇臂2的一端连接吊臂，该吊臂的另一端吊装配重4；摇臂2的另一端与尾支杆5的上端相连。大攻角弯头7作为核心的联动配件，包括第一横杆、竖杆和第二横杆，这三个杆依次固定连接，构成“Z”字型结构，具体连接实现方法如下：第一横杆的左端与竖杆的下端固定连接，竖杆的上端与第二横杆的右端固定连接，两个横杆相互平行且均与竖杆垂直。上述“Z”字型的大攻角弯头7中的第一横杆右端通过第一转轴与尾支杆5的下端相连，且第二横杆与竖杆的连接端通过第二转轴与主支杆6的下端相连。主支杆6的上端固定在蜗杆3的底板上。第二横杆的左端通过连接块与通气弯管9的一端相连；通气弯管9的另一端向下垂直弯曲，且与飞行器模型10固定连接。

在本发明的试验装置中，主支杆6与尾支杆5相互平行，且第一转轴与第二转轴之间的连线平行于摇臂2的中心轴线，这两组平行线可以构成一个平行四边形。本发明利用涡轮带到尾支杆5上下运动，从而改变了上述平行四边形的两种对角的角度，而通气弯管9在大攻角弯头7的带动下，以第二转轴为轴顺时针或逆时针转动。由于该通气弯管9与飞行器模型10固联，因此通气弯管9以第二转轴为轴顺时针或逆时针转动时，会带动飞行器模型10调整攻角，具体联动和攻角调整过程如下：

当蜗杆3带动涡轮1顺时针转动时，配重4被向上吊起，而摇臂2带动尾支杆5向下运动，大攻角弯头7绕两个转轴顺时针转动，并通过通气弯管9带动飞行器模型10向上仰起；当配重4向下下坠时，将带动摇臂2和涡轮1逆时针转动，而尾支杆5在摇臂2的带动下向上运动，大攻角弯头7绕两个转轴逆时针转动，并通过通气弯管9带动飞行器模型10向下俯冲。

另外，本发明的试验装置还可以为飞行器模型提供风洞试验所述的气流。其中，通气弯管不仅是飞行器模型的主要支撑结构，而且可以作为风洞试验的通气管道。具体工程实现时，采用通气软管8向通气弯管9内注入压缩空气，而该通气弯管9与飞行器模型10的内部通气管路相连，因此可以通过通气弯管9向飞行器模型内部通气管路注入压缩气体。

飞行器模型内部腔体如图2所示。在推力矢量试验中，为了实现全机测力，可以在该内部腔体前端通过主天平接头11固定放置主六分量天平12，该主六分量天平12可以测量得到飞行器模型10在不同攻角状态下的全机气动力，用于分析喷流对全机的影响。

另外，从通气弯管9引入的压缩气体，通过通气管路13引入喷管，并从尾喷管17流出。其中，通气管路13包括中心通气管路和环形浮动管路。压缩气体通过通气弯管9注入中心通气管路，然后再通过中心通气直杆上布设的8个喷嘴进入环形浮动管路，之后再从尾喷管17喷出。这两部分管路之间通过推力矢量天平14连接。在尾喷管17的喉道之前设置压力探头16，用于测量管道内的总压，并在环形浮动管路的整流锥内安装测压传感器15。

通过上述飞行器模型内部管道布局，喷流反作用力作用于通气管路13的环形浮动管路部分，然后经管路传给推力矢量天平14，由推力矢量天平14测量得到作用于管路上的气动力和气动力矩。同时，主六分量天平12测量得到作用于飞行器模型10的气动力，而测压传感器15可以测量尾喷管17喉道前总压。以上三方面的测量数据综合起来，就可以获得低速风洞推力试验中的各项气动参数。

以上所述，仅为本发明一个具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (2)

1.一种低速风洞推力矢量大攻角试验装置，其特征在于：包括涡轮(1)、摇臂(2)、蜗杆(3)、配重(4)、尾支杆(5)、主支杆(6)、大攻角弯头(7)和通气弯管(9)，其中：摇臂(2)固定在涡轮(1)上，所述摇臂(2)的一端连接吊臂，所述吊臂的另一端吊装配重(4)；摇臂(2)的另一端与尾支杆(5)的上端相连；大攻角弯头(7)包括第一横杆、竖杆和第二横杆，所述第一横杆的左端与竖杆的下端固定连接，竖杆的上端与第二横杆的右端固定连接，两个横杆相互平行且均与竖杆垂直；所述大攻角弯头(7)的第一横杆的右端通过第一转轴与尾支杆(5)的下端相连，且第二横杆与竖杆的连接端通过第二转轴与主支杆(6)的下端相连，主支杆(6)的上端固定在蜗杆(3)的底板上；第二横杆的左端通过连接块与通气弯管(9)的一端相连；通气弯管(9)的另一端向下垂直弯曲，且与飞行器模型(10)固定连接；主支杆(6)与尾支杆(5)相互平行，且第一转轴与第二转轴中心点连线平行于摇臂(2)的中心轴线；蜗杆(3)带动涡轮(1)顺时针转动时，配重(4)被向上吊起，而摇臂(2)带动尾支杆(5)向下运动，大攻角弯头(7)绕两个转轴顺时针转动，并通过通气弯管(9)带动飞行器模型(10)向上仰起；当配重(4)向下下坠时，将带动摇臂(2)和涡轮(1)逆时针转动，尾支杆(5)在摇臂(2)的带动下向上运动，大攻角弯头(7)绕两个转轴逆时针转动，并通过通气弯管(9)带动飞行器模型(10)向下俯冲。

2.根据权利要求1所述的一种低速风洞推力矢量大攻角试验装置，其特征在于：还包括通气软管(8)，所述通气软管(8)向通气弯管(9)内注入压缩空气；通气弯管(9)与飞行器模型(10)的内部通气管路相连。