CN109100110B - 一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置 - Google Patents

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Abstract

一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，涉及亚跨超风洞空气动力学领域；包括飞行器模型、通气支臂、供气管路和支杆；其中，支杆为细长立方体结构；通气支臂的底端与支杆的轴向一端固定连接；飞行器模型水平固定安装在通气支臂的顶端；供气管路固定安装在通气支臂的内壁；通气支臂包括支臂主体和连接法兰；其中，支臂主体为中空平行四边形的板状结构；连接法兰固定安装在支臂主体的顶端；通气支臂通过连接法兰与飞行器模型固定连接；本发明实现了双喉道推力矢量喷管的双发模型在风洞实验中的供气管路无碰撞通过和对模型的连接支撑实验。

Description

一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置
技术领域
本发明涉及一种亚跨超风洞空气动力学领域，特别是一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置。
背景技术
喷流干扰问题是高超声速绕流中一种典型的复杂流动现象。超音速飞行器尾喷管所产生的高温高速喷流与飞行器绕流相互干扰形成的复杂干扰流场，直接影响到飞行器的稳定性、操纵性以及升力、阻力等气动特性，对飞行器的气动特性和控制特性等都产生了很大的影响。而矢量喷流对超声速飞行器后体的气动特性影响更加显著，因此，研究矢量喷流对飞行器气动特性的影响具有重要意义，风洞喷流模拟试验是研究飞行器尾喷管矢量喷流干扰效应的重要手段。
模型内部通气管路与支杆之间连接的通气支臂装置设计是双发推力矢量试验模型关键技术之一。首先该通气支臂装置要满足供气管路无干涉走管的要求，又要满足模型的支撑、连接间隙小、结构强度高等要求。
现今国内生产型风洞亚跨超风洞关于推力矢量气动干扰方面的研究一般以单发设计居多，无法满足同时双发四代机的推力矢量风洞试验的供气与支撑转接要求。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，实现了双喉道推力矢量喷管的双发模型在风洞实验中的供气管路无碰撞通过和对模型的连接支撑实验。
本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：
一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，包括飞行器模型、通气支臂、供气管路和支杆；其中，支杆为细长立方体结构；通气支臂的底端与支杆的轴向一端固定连接；飞行器模型水平固定安装在通气支臂的顶端；供气管路固定安装在通气支臂的内壁。
在上述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，所述通气支臂包括支臂主体和连接法兰；其中，支臂主体为中空平行四边形的板状结构；连接法兰固定安装在支臂主体的顶端。
在上述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，所述支臂主体的底端设置有矩形凹槽；支杆沿轴向嵌入矩形凹槽内，实现支臂主体与支杆的对接。
在上述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，所述通气支臂还包括柱销、螺钉和整流罩；其中，柱销和螺钉设置在支臂主体矩形凹槽对应的侧壁处；实现支臂主体对支杆的定位和紧固；整流罩设置在支臂主体的前后两侧。
在上述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，所述的飞行器模型内部水平设置有转接段；供气管路与转接段连通。
在上述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，所述飞行器模型内部设置有供气管路；供气管路与转接段连通，实现供气管路向飞行器模型供气管路供气。
在上述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，所述供气管路包括第一主流管路、第二主流管路和次流管路；第一主流管路、第二主流管路和次流管路依次相邻排列；第一主流管路和第二主流管路的当量直径为供气管路当量直径的1.5倍；次流管路的当量直径为供气管路当量直径的2倍。
在上述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，第一主流管路与第二主流管路、第二主流管路与次流管路之间间隔均为5mm；第一主流管路、第二主流管路和次流管路的弯折角相同；次流管路的弯折角a不小于60°。
在上述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，所述第一主流管路、第二主流管路和次流管路均采用45#钢材料，壁厚均为3mm；第一主流管路、第二主流管路和次流管路内部供气速度小于Ma0.8。
在上述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，所述通气支臂顶端与飞行器模型底部之间留有间隙，间隙为1.8-2.2mm。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)本发明实现了满足双喉道推力矢量喷管的双发模型在风洞实验中的供气管路无碰撞通过和对模型的连接支撑实验要求；
(2)本发明中支臂连接端，与支杆的连接具有连接间隙小、安装方便、支撑强度高等优点；
(3)本发明的连接法兰，与模型转接段的连接具有安装方便、支撑强度高等优点；
(4)本发明的通气支臂具有通气和模型支撑作用，具有结构紧凑、结构简单等优点。
附图说明
图1为本发明通气支臂装置示意图；
图2为本发明通气支臂俯视图；
图3为本发明通气支臂剖视图；
图4为本发明供气管路连接示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
本发明提供了一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，实现了双喉道推力矢量喷管的双发模型在风洞实验中的供气管路无碰撞通过和对模型的连接支撑实验。
如图1所示为通气支臂装置示意图，由图可知，一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，包括飞行器模型7、通气支臂8、供气管路9和支杆10；其中，支杆10为细长立方体结构；通气支臂8的底端与支杆10的轴向一端固定连接；飞行器模型7水平固定安装在通气支臂8的顶端；供气管路9固定安装在通气支臂8的内壁。
如图2所示为通气支臂俯视图，由图可知，通气支臂8包括支臂主体2和连接法兰3；其中，支臂主体2为中空平行四边形的板状结构；连接法兰3固定安装在支臂主体2的顶端；通气支臂8顶端与飞行器模型7底部之间留有间隙，间隙为1.8-2.2mm。
支臂主体2的底端设置有矩形凹槽1；支杆10沿轴向嵌入矩形凹槽1内，实现支臂主体2与支杆10的对接。
如图3所示为通气支臂剖视图，由图可知，通气支臂8还包括柱销5、螺钉4和整流罩6；其中，柱销5和螺钉4设置在支臂主体2矩形凹槽对应的侧壁处；实现支臂主体2对支杆10的定位和紧固；整流罩6设置在支臂主体2的前后两侧。
如图4所示为供气管路连接示意图，由图可知，飞行器模型7内部水平设置有转接段11；供气管路9与转接段11连通；供气管路9与连接段11的采用焊接形式连接，起到密封作用，但是供气管路9与外部供气管路采用螺纹的方式进行连接和密封，并便于拆装。飞行器模型7内部还设置有供气管路12；供气管路12与转接段11连通，实现供气管路9向飞行器模型7供气管路12供气。
供气管路9包括第一主流管路91、第二主流管路92和次流管路93；第一主流管路91、第二主流管路92和次流管路93依次相邻排列；第一主流管路91和第二主流管路92的当量直径为供气管路12当量直径的1.5倍；次流管路93的当量直径为供气管路12当量直径的2倍。其中，第一主流管路91与第二主流管路92、第二主流管路92与次流管路93之间间隔均为5mm；第一主流管路91、第二主流管路92和次流管路93的弯折角相同；次流管路93的弯折角a不小于60°。第一主流管路91、第二主流管路92和次流管路93均采用45#钢材料，壁厚均为3mm；第一主流管路91、第二主流管路92和次流管路93内部供气速度小于Ma0.8。
安装时先将连接段11与飞行器模型7采用螺钉连接进行安装，然后再将通气支臂8与连接段11法兰连接进行安装，最后将整流罩6安装在支臂主体2的前后两侧。
工作原理如下：
1、一种应用于双喉道推力矢量喷管的供通气支臂装置具有密封性好、结构强度大、连接间隙小、拆卸方便等特点，能实现对供气管路的无干涉走管与模型支撑作用；该装置先将支杆10沿轴向嵌入支臂主体2的底端的矩形凹槽1安装在一起，实现通气支臂8与枝杆10的连接；再将通气支臂8与飞行器模型7的连接。
2、该装置支臂主体内的空腔，可以满足外部供气管路9在里面无干涉走管的要求，由于供气管路9与支臂主体2是相互独立的，满足了供气的密封要求。
3、该装置通过利用柱销5定位和螺钉4固定的方式连接通气支臂8与飞行器模型7，该连接方式实现在受力的情况下保证通气支臂8与飞行器模型7的无间隙连接，并起到对飞行器模型7的支撑作用。
4、该装置通过法兰与模型转接段11实现紧密配合连接，具有结构强度高和拆卸方便的特点；通过该法兰3可以实现通气支臂8与模型7的连接，并保证了供气管路9与连接法兰3不存在干涉。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，其特征在于：包括飞行器模型(7)、通气支臂(8)、第一供气管路(9)和支杆(10)；其中，支杆(10)为细长立方体结构；通气支臂(8)的底端与支杆(10)的轴向一端固定连接；飞行器模型(7)水平固定安装在通气支臂(8)的顶端；第一供气管路(9)固定安装在通气支臂(8)的内壁；
所述通气支臂(8)包括支臂主体(2)和连接法兰(3)；其中，支臂主体(2)为中空平行四边形的板状结构；连接法兰(3)固定安装在支臂主体(2)的顶端；
所述支臂主体(2)的底端设置有矩形凹槽(1)；支杆(10)沿轴向嵌入矩形凹槽(1)内，实现支臂主体(2)与支杆(10)的对接；
所述通气支臂(8)还包括柱销(5)、螺钉(4)和整流罩(6)；其中，柱销(5)和螺钉(4)设置在支臂主体(2)矩形凹槽对应的侧壁处；实现支臂主体(2)对支杆(10)的定位和紧固；整流罩(6)设置在支臂主体(2)的前后两侧；
所述的飞行器模型(7)内部水平设置有转接段(11)；第一供气管路(9)与转接段(11)连通；
所述飞行器模型(7)内部设置有第二供气管路(12)；第二供气管路(12)与转接段(11)连通，实现第一供气管路(9)向飞行器模型(7)第二供气管路(12)供气；
所述第一供气管路(9)包括第一主流管路(91)、第二主流管路(92)和次流管路(93)；第一主流管路(91)、第二主流管路(92)和次流管路(93)依次相邻排列；第一主流管路(91)和第二主流管路(92)的当量直径为第二供气管路(12)当量直径的1.5倍；次流管路(93)的当量直径为第二供气管路(12)当量直径的2倍。
2.根据权利要求1所述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，其特征在于：第一主流管路(91)与第二主流管路(92)、第二主流管路(92)与次流管路(93)之间间隔均为5mm；第一主流管路(91)、第二主流管路(92)和次流管路(93)的弯折角相同；次流管路(93)的弯折角a不小于60°。
3.根据权利要求2所述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，其特征在于：所述第一主流管路(91)、第二主流管路(92)和次流管路(93)均采用45#钢材料，壁厚均为3mm；第一主流管路(91)、第二主流管路(92)和次流管路(93)内部供气速度小于Ma0.8。
4.根据权利要求3所述的一种应用于双喉道推力矢量喷管通气支臂装置，其特征在于：所述通气支臂(8)顶端与飞行器模型(7)底部之间留有间隙，间隙为1.8-2.2mm。
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