CN115266000B - 一种组合动力进气道风洞试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于风洞试验技术领域，公开了一种组合动力进气道风洞试验装置。该试验装置包括固定支撑系统、旋转支撑系统和侧滑角定位系统；旋转支撑系统相对于固定支撑系统转动，改变组合动力进气道试验模型的侧滑角；侧滑角定位系统锁定组合动力进气道试验模型的侧滑角。风洞试验装置，将两台流量计竖直并排安装在旋转支撑系统上，为组合动力飞行器进气道风洞试验提供了可靠的试验支撑方案，通过旋转支撑系统的旋转，解决了风洞试验中双转轴变侧滑方式存在的迎角和侧滑角运行范围耦合问题，拓展了迎角试验包线，满足了不同组合动力进气道试验模型对支撑位置调整的需求，增强了变侧滑角的便捷性，提高了组合动力进气道风洞试验效率。

Description

一种组合动力进气道风洞试验装置

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，具体涉及一种组合动力进气道风洞试验装置。

背景技术

在风洞试验中，常常需要实现试验模型迎角和侧滑角的变化，以获取不同姿态角组合条件下试验模型的气动特性参数。通俗来讲，试验模型的迎角变化是在铅垂平面内的抬头或低头运动，试验模型的侧滑角变化是在与铅垂平面（如水平面）垂直的平面内的摆头运动。

目前，试验模型的迎角变化是通过与试验模型相连接的迎角机构在铅垂平面的运动来实现的，迎角机构由驱动系统、弯刀及辅助系统组成，弯刀一般采用分段式设计，主要由上弯刀、中部支架和下弯刀组成，中部支架主要用来支撑试验模型，可根据具体试验类型进行设计和替换。试验模型与迎角机构的连接有两种方式：一种方式是将试验模型直接通过平直支杆与迎角机构进行连接；另一种方式是将试验模型通过平直支杆先与双转轴机构进行连接，再将双转轴机构安装在迎角机构上。双转轴机构由前轴系统和后轴系统组成，前轴和后轴之间具有一定的夹角，两个轴可以绕各自轴线进行旋转和固定，后轴需要和中部支架相关部位进行组合设计，这种双转轴机构既能实现一定的迎角预偏，也能实现一定的侧滑角变化。试验模型侧滑角变化有三种常见方式：一种方式是直接更换带有一定侧滑角预偏的中部支架；另一种方式是采用双转轴来实现，双转轴后轴转动之后，会使安装在前轴上的试验模型与铅垂面产生一个夹角，即侧滑角，试验模型再通过双转轴前轴来调平；第三种方式是通过多自由度运动机构来实现侧滑角的变化。以上三种变侧滑角方式的主要缺点分别为：第一种方式较为复杂，需要拆装试验模型，主要适合0.5米量级口径的风洞，作为主战场的1米量级及以上风洞中部支架较重，更换十分困难，所以这种方式逐渐被淘汰；第二种方式存在迎角和侧滑角运行范围耦合的问题，会改变试验运行包线，如迎角机构自身的运行范围为-18°～18°，若安装前后轴夹角为10°的双转轴机构后，当侧滑角为0°时，试验迎角范围为-8°～28°，当侧滑角为10°时，试验迎角范围为-18°～18°，且横向气动载荷较大时，容易导致双转轴机构前轴失效（发生转动）的情况发生；第三种方式由于迎角机构只有一个方向上有支撑，承载能力有所受限，特别是其横向（侧滑角方向）承载能力相对较低，应用范围相对较窄。

随着飞行器研制的发展，水平双发动机布局、组合动力布局甚至多发动机布局已经成为重要布局研究方向。进气道是飞行器动力系统的重要组成部分，担负着为发动机提供高品质空气的功能任务；组合动力飞行器进气道采用纵向对称面布置“1个进气口+2个管路通道”的形式，根据不同飞行阶段，在2个管路通道之间进行切换，为其涡轮发动机和冲压发动机提供所需空气。风洞试验是获取进气道性能参数的重要手段，在风洞试验中，必须采取纵向布置两台流量计及有关辅助设备才能较好地对组合动力飞行器进气道的性能进行测试；同时，新型飞行器的飞行迎角/侧滑角包线相对较宽，也对原有进气道风洞试验技术设备提出了更高的要求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种组合动力进气道风洞试验装置。

本发明的组合动力进气道风洞试验装置，其特点是，所述的组合动力进气道风洞试验装置包括固定支撑系统、旋转支撑系统和侧滑角定位系统；旋转支撑系统相对于固定支撑系统转动，改变组合动力进气道试验模型的侧滑角；侧滑角定位系统锁定组合动力进气道试验模型的侧滑角；连接组合动力进气道试验模型的两个流量计中心轴线平行，上下分布。

进一步地，所述的固定支撑系统包括侧滑角旋转上基座、侧滑角旋转下基座、迎角机构上连接耳片和迎角机构下连接耳片；分为上、下两组，一组为侧滑角旋转上基座和迎角机构上连接耳片，另一组为侧滑角旋转下基座和迎角机构下连接耳片；

在风洞水平对称面的上方，迎角机构上连接耳片的顶部与风洞迎角机构的上弯刀接口固定连接，迎角机构上连接耳片的底部与侧滑角旋转上基座的顶部固定连接；在风洞水平对称面的下方，迎角机构下连接耳片的底部与风洞迎角机构的下弯刀接口固定连接，迎角机构下连接耳片的顶部与侧滑角旋转下基座的底部固定连接；

侧滑角旋转上基座的底部前端设置有圆形凸台，底部后端设置有旋转槽，旋转槽上方设置有定位卡槽；侧滑角旋转下基座顶部前端设置有圆形凹槽，底部后端为扇形平板，扇形平板上设置有侧滑角卡口；圆形凸台、旋转槽和圆形凹槽的轴线重合。

进一步地，所述的旋转支撑系统包括侧滑角旋转上支架、流量计前支架、流量计后支架、侧滑角旋转下支架；

旋转支撑系统由下至上依次套装侧滑角旋转下支架、流量计前支架和侧滑角旋转上支架，流量计前支架与流量计后支架前后连接；两台流量计上下平行，固定连接在流量计前支架和流量计后支架中部的两个通孔中；流量计的前端与组合动力进气道试验模型对应的进气道出口及相关测试零部件连接；

侧滑角旋转上支架的顶部前端设置有与侧滑角旋转上基座的底部前端圆形凸台相匹配的圆形凹槽，侧滑角旋转上支架的顶部后端设置有与侧滑角旋转上基座的底部后端旋转槽相匹配的扇形平板，扇形平板上设置有侧滑角卡口；侧滑角旋转下支架的底部前端设置有与侧滑角旋转下基座顶部前端圆形凹槽相匹配的圆形凸台，侧滑角旋转下支架的底部后端设置有与侧滑角旋转下支架的底部后端扇形平板相匹配的旋转槽，旋转槽上方设置有定位卡槽；

侧滑角旋转上基座与侧滑角旋转下支架的主体结构相似，侧滑角旋转上支架和侧滑角旋转下基座的主体结构相似；侧滑角旋转上支架和侧滑角旋转下支架的圆形凸台、圆形凹槽及扇形平板与侧滑角旋转上基座和侧滑角旋转下基座的圆形凸台、旋转槽和圆形凹槽的轴线重合；旋转支撑系统通过侧滑角旋转上支架与侧滑角旋转上基座连接，通过侧滑角旋转下支架与侧滑角旋转下基座连接，旋转支撑系统绕轴线旋转。

进一步地，所述的侧滑角定位系统包括侧滑角上变角块和侧滑角下变角块；侧滑角上变角块和侧滑角下变角块的外形主要轮廓与定位卡槽一致。

当旋转支撑系统旋转到指定侧滑角位置时：将侧滑角上变角块从侧滑角旋转上基座的旋转槽上方定位卡槽插入，侧滑角上变角块的上下两端分别定位于侧滑角旋转上基座旋转槽上方的定位卡槽和侧滑角旋转上支架扇形平板上的侧滑角卡口；将侧滑角下变角块从侧滑角旋转下支架的旋转槽上方定位卡槽插入，侧滑角下变角块的上下两端分别定位于侧滑角旋转下支架旋转槽上方的定位卡槽和侧滑角旋转下基座扇形平板上的侧滑角卡口；通过侧滑角上变角块和侧滑角下变角块实现组合动力布局进气道试验模型侧滑角的定位。

进一步地，迎角机构上连接耳片和迎角机构下连接耳片根据飞行器进气道试验迎角包线需求，设置预偏角度，改变组合动力布局进气道试验模型的迎角范围。

进一步地，固定支撑系统与风洞迎角机构的上下弯刀之间、固定支撑系统和旋转支撑系统之间以及固定支撑系统和旋转支撑系统内部上、下部件之间通过平行等距排列的螺纹螺栓组件进行连接；通过改变连接位置，实现水平双发布局进气道试验模型在风洞试验段中位置的相对调整。

进一步地，侧滑角旋转上支架的顶部前端的圆形凹槽上刻有侧滑角刻度线和标线；侧滑角旋转下支架底部前端的圆形凸台刻有侧滑角刻度线和标线；通过标线相对于侧滑角刻度线的转动角度，与侧滑角上变角块和侧滑角下变角块定位的角度相互印证。

进一步地，所述的侧滑角上变角块和侧滑角下变角块正向安装时，对应于组合动力布局进气道试验模型的侧滑角正角度，侧滑角上变角块和侧滑角下变角块反向安装时，对应于组合动力布局进气道试验模型的侧滑角负角度；通过同步改变侧滑角上变角块和侧滑角下变角块的安装方向，改变组合动力布局进气道试验模型的侧滑角方向。

本发明的组合动力进气道风洞试验装置的安装过程和试验过程如下：

S1.将迎角机构下连接耳片、侧滑角旋转下基座、侧滑角旋转下支架、流量计前支架、侧滑角旋转上支架、侧滑角旋转上基座和迎角机构上连接耳片按照由下至上顺序进行连接安装；流量计后支架安装在流量计前支架之后；

S2.将两台流量计平行固定连接在流量计前支架和流量计后支架中部的两个通孔中；

S3.将迎角机构上连接耳片与迎角机构的上弯刀固定连接，迎角机构下连接耳片与迎角机构的下弯刀固定连接；

S4.试验时，首先将侧滑角旋转上支架、流量计前支架及流量计后支架、侧滑角旋转下支架同步转动到预先设置的侧滑角，其次安装相应的侧滑角上变角块和侧滑角下变角块，实现组合动力进气道试验模型的侧滑角定位，再次通过侧滑角旋转上支架和侧滑角旋转上基座之间以及侧滑角旋转下基座和侧滑角旋转下支架之间一系列的螺栓螺纹组合连接拉紧；最后确认组合动力进气道试验模型达到预先设置的试验状态后，进行吹风试验。

本发明的组合动力进气道风洞试验装置采用分体设计、积木拼接的方式，布局合理，结构简单，具体的特点如下：

a.将两台流量计竖直并排安装在旋转支撑系统上，旋转支撑系统相对于固定支撑系统旋转变侧滑角，侧滑角定位系统锁定侧滑角。

b.采用旋转支撑系统改变侧滑角、变角块锁定侧滑角的形式，解决了风洞试验双转轴变侧滑方式中存在的迎角和侧滑角运行范围存在耦合的问题，根据不同的试验需求，设计带有迎角预偏角度的迎角机构上连接耳片和迎角机构下连接耳片，拓展了组合动力进气道试验的迎角包线。

c.同步改变固定支撑系统与风洞弯刀之间（或固定支撑系统和旋转支撑系统之间，或固定支撑系统和旋转支撑系统上、下部件之间）连接位置，能够调整组合动力进气道试验模型在风洞试验段中的位置，满足了进气道试验对纹影区域的要求。

d.侧滑角旋转上基座和侧滑角旋转下支架的旋转槽，不仅为扇形平板提供了侧滑角转动时的运行空间，还起到纵向定位和结构强度增强的作用。

e.侧滑角上变角块和侧滑角下变角块的安装位置设计在侧滑角旋转上基座和侧滑角旋转下支架的旋转槽处，力臂较长，能够承受较大的横向载荷。

f.流量计前支架和流量计后支架独立设计，方便流量计安装；通过加工不同通孔轴距的流量计前支架和流量计后支架，方便满足了组合动力进气道试验对两个流量计中心轴线距离的要求，降低了研制成本。

g.侧滑角上变角块和侧滑角下变角块更换均从对应的旋转槽上表面进行操作，方便快捷，而且更换侧滑角以后，不必对组合动力进气道试验模型进行调平处理，就能够继续开展试验，节省了试验准备时间，提高了试验效率。

本发明的组合动力进气道风洞试验装置，将两台流量计竖直并排安装在旋转支撑系统上，旋转支撑系统相对于固定支撑系统旋转变侧滑角，侧滑角定位系统锁定侧滑角的方式，为组合动力飞行器进气道风洞试验提供了可靠的试验支撑方案，通过旋转支撑系统的旋转，解决了风洞试验中双转轴变侧滑方式存在的迎角和侧滑角运行范围耦合问题，拓展了进气道迎角试验包线，满足了不同组合动力进气道试验模型对支撑位置调整的需求，增强了组合动力进气道试验模型变侧滑角的便捷性，提高了组合动力进气道风洞试验效率。

附图说明

图1为本发明的组合动力进气道风洞试验装置结构示意图。

图中，1.侧滑角旋转上基座；2.侧滑角旋转上支架；3.侧滑角上变角块；4.流量计前支架；5.流量计后支架；6.侧滑角旋转下支架；7.侧滑角旋转下基座；8.侧滑角下变角块；9.流量计；10.迎角机构上连接耳片；11.迎角机构下连接耳片；12.风洞试验段。

具体实施方式

下面结合附图和实施例详细说明本发明。

本发明的组合动力进气道风洞试验装置包括固定支撑系统、旋转支撑系统和侧滑角定位系统；旋转支撑系统相对于固定支撑系统转动，改变组合动力进气道试验模型的侧滑角；侧滑角定位系统锁定组合动力进气道试验模型的侧滑角；连接组合动力进气道试验模型的两个流量计9中心轴线平行，上下分布。

进一步地，所述的固定支撑系统包括侧滑角旋转上基座1、侧滑角旋转下基座7、迎角机构上连接耳片10和迎角机构下连接耳片；分为上、下两组，一组为侧滑角旋转上基座1和迎角机构上连接耳片10，另一组为侧滑角旋转下基座7和迎角机构下连接耳片；

在风洞水平对称面的上方，迎角机构上连接耳片10的顶部与风洞迎角机构的上弯刀接口固定连接，迎角机构上连接耳片10的底部与侧滑角旋转上基座1的顶部固定连接；在风洞水平对称面的下方，迎角机构下连接耳片的底部与风洞迎角机构的下弯刀接口固定连接，迎角机构下连接耳片的顶部与侧滑角旋转下基座7的底部固定连接；

侧滑角旋转上基座1的底部前端设置有圆形凸台，底部后端设置有旋转槽，旋转槽上方设置有定位卡槽；侧滑角旋转下基座7顶部前端设置有圆形凹槽，底部后端为扇形平板，扇形平板上设置有侧滑角卡口；圆形凸台、旋转槽和圆形凹槽的轴线重合。

进一步地，所述的旋转支撑系统包括侧滑角旋转上支架2、流量计前支架4、流量计后支架5、侧滑角旋转下支架6；

旋转支撑系统由下至上依次套装侧滑角旋转下支架6、流量计前支架4和侧滑角旋转上支架2，流量计前支架4与流量计后支架5前后连接；两台流量计9上下平行，固定连接在流量计前支架4和流量计后支架5中部的两个通孔中；流量计9的前端与组合动力进气道试验模型对应的进气道出口及相关测试零部件连接；

侧滑角旋转上支架2的顶部前端设置有与侧滑角旋转上基座1的底部前端圆形凸台相匹配的圆形凹槽，侧滑角旋转上支架2的顶部后端设置有与侧滑角旋转上基座1的底部后端旋转槽相匹配的扇形平板，扇形平板上设置有侧滑角卡口；侧滑角旋转下支架6的底部前端设置有与侧滑角旋转下基座7顶部前端圆形凹槽相匹配的圆形凸台，侧滑角旋转下支架6的底部后端设置有与侧滑角旋转下支架6的底部后端扇形平板相匹配的旋转槽，旋转槽上方设置有定位卡槽；

侧滑角旋转上基座1与侧滑角旋转下支架6的主体结构相似，侧滑角旋转上支架2和侧滑角旋转下基座7的主体结构相似；侧滑角旋转上支架2和侧滑角旋转下支架6的圆形凸台、圆形凹槽及扇形平板与侧滑角旋转上基座1和侧滑角旋转下基座7的圆形凸台、旋转槽和圆形凹槽的轴线重合；旋转支撑系统通过侧滑角旋转上支架2与侧滑角旋转上基座1连接，通过侧滑角旋转下支架6与侧滑角旋转下基座7连接，旋转支撑系统绕轴线旋转。

进一步地，所述的侧滑角定位系统包括侧滑角上变角块3和侧滑角下变角块8；侧滑角上变角块3和侧滑角下变角块8的外形主要轮廓与定位卡槽一致。

当旋转支撑系统旋转到指定侧滑角位置时：将侧滑角上变角块3从侧滑角旋转上基座1的旋转槽上方定位卡槽插入，侧滑角上变角块3的上下两端分别定位于侧滑角旋转上基座1旋转槽上方的定位卡槽和侧滑角旋转上支架2扇形平板上的侧滑角卡口；将侧滑角下变角块8从侧滑角旋转下支架6的旋转槽上方定位卡槽插入，侧滑角下变角块8的上下两端分别定位于侧滑角旋转下支架6旋转槽上方的定位卡槽和侧滑角旋转下基座7扇形平板上的侧滑角卡口；通过侧滑角上变角块3和侧滑角下变角块8实现组合动力布局进气道试验模型侧滑角的定位。

进一步地，迎角机构上连接耳片10和迎角机构下连接耳片根据飞行器进气道试验迎角包线需求，设置预偏角度，改变组合动力布局进气道试验模型的迎角范围。

进一步地，固定支撑系统与风洞迎角机构的上下弯刀之间、固定支撑系统和旋转支撑系统之间以及固定支撑系统和旋转支撑系统内部上、下部件之间通过平行等距排列的螺纹螺栓组件进行连接；通过改变连接位置，实现水平双发布局进气道试验模型在风洞试验段中位置的相对调整。

进一步地，侧滑角旋转上支架2的顶部前端的圆形凹槽上刻有侧滑角刻度线和标线；侧滑角旋转下支架6的底部前端的圆形凸台刻有侧滑角刻度线和标线；通过标线相对于侧滑角刻度线的转动角度，与侧滑角上变角块3和侧滑角下变角块8定位的角度相互印证。

进一步地，所述的侧滑角上变角块3和侧滑角下变角块8正向安装时，对应于组合动力布局进气道试验模型的侧滑角正角度，侧滑角上变角块3和侧滑角下变角块8反向安装时，对应于组合动力布局进气道试验模型的侧滑角负角度；通过同步改变侧滑角上变角块3和侧滑角下变角块8的安装方向，改变组合动力布局进气道试验模型的侧滑角方向。

实施例1

如图1所示，本实施例的组合动力进气道风洞试验装置安装在风洞试验段12的迎角机构的上弯刀和下弯刀上。

本实施例中，两个流量计9的中心轴线之间的距离为135mm。

实施例中，风洞迎角机构本身的迎角运行范围为-18°～18°，侧滑角的变化范围为-12°～12°，迎角机构上连接耳片10及迎角机构下连接耳片11的迎角预偏角度为10°，能够实现的试验包线为：迎角范围为-8°～28°，侧滑角迎角包线为-12°～12°，即在整个侧滑角变化范围内，试验迎角范围均达到了-8°～28°；若需要实现其它迎角范围，只需要加工带有相应预偏角度的迎角机构上连接耳片10和迎角机构下连接耳片11。

本实施例中，侧滑角旋转上支架2和侧滑角旋转下基座7顶部前端圆形凹槽的左右两侧侧分别各设置有6个螺纹孔，相邻两个螺纹孔的夹角为12°；侧滑角旋转上基座1和侧滑角旋转下支架6底部前端圆形凸台上方左右侧分别各设置有3个腰子孔，腰子孔两端圆弧中心与旋转中心连线的夹角为12°，每个腰子孔与2个螺纹孔相对应。侧滑角旋转到位之后，通过6个螺杆将旋转支撑系统和固定支撑系统拉紧，进一步增强了连接强度。

本实施例中，迎角机构上连接耳片10与侧滑角旋转上基座1及迎角机构下连接耳片11与侧滑角旋转下基座7中之间的螺栓螺纹组合的连接间距为40mm，流量计前支架4、流量计后支架5与侧滑角旋转上支架2、侧滑角旋转下支架6之间的螺栓螺纹组合的连接间距也为40mm，通过以及单独同步调整迎角机构上连接耳片10与侧滑角旋转上基座1、迎角机构下连接耳片11与侧滑角旋转下基座7的相对位置，或同时同步调整流量计前支架4、流量计后支架5与侧滑角旋转上支架2、侧滑角旋转下支架6的相对位置，能够改变组合动力进气道试验模型在风洞中的位置。

本发明不局限于上述具体实施方式，所属技术领域的技术人员从上述构思出发，不经过创造性的劳动，所作出的种种变换，均落在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种组合动力进气道风洞试验装置，其特征在于，所述的组合动力进气道风洞试验装置包括固定支撑系统、旋转支撑系统和侧滑角定位系统；旋转支撑系统相对于固定支撑系统转动，改变组合动力进气道试验模型的侧滑角；侧滑角定位系统锁定组合动力进气道试验模型的侧滑角；连接组合动力进气道试验模型的两个流量计（9）中心轴线平行，上下分布；

所述的固定支撑系统包括侧滑角旋转上基座（1）、侧滑角旋转下基座（7）、迎角机构上连接耳片（10）和迎角机构下连接耳片（11）；分为上、下两组，一组为侧滑角旋转上基座（1）和迎角机构上连接耳片（10），另一组为侧滑角旋转下基座（7）和迎角机构下连接耳片（11）；

在风洞水平对称面的上方，迎角机构上连接耳片（10）的顶部与风洞迎角机构的上弯刀接口固定连接，迎角机构上连接耳片（10）的底部与侧滑角旋转上基座（1）的顶部固定连接；在风洞水平对称面的下方，迎角机构下连接耳片（11）的底部与风洞迎角机构的下弯刀接口固定连接，迎角机构下连接耳片（11）的顶部与侧滑角旋转下基座（7）的底部固定连接；

侧滑角旋转上基座（1）的底部前端设置有圆形凸台，底部后端设置有旋转槽，旋转槽上方设置有定位卡槽；侧滑角旋转下基座（7）顶部前端设置有圆形凹槽，底部后端为扇形平板，扇形平板上设置有侧滑角卡口；圆形凸台、旋转槽和圆形凹槽的轴线重合；

所述的旋转支撑系统包括侧滑角旋转上支架（2）、流量计前支架（4）、流量计后支架（5）、侧滑角旋转下支架（6）；

旋转支撑系统由下至上依次套装侧滑角旋转下支架（6）、流量计前支架（4）和侧滑角旋转上支架（2），流量计前支架（4）与流量计后支架（5）前后连接；两台流量计（9）上下平行，固定连接在流量计前支架（4）和流量计后支架（5）中部的两个通孔中；流量计（9）的前端与组合动力进气道试验模型对应的进气道出口及相关测试零部件连接；

侧滑角旋转上支架（2）的顶部前端设置有与侧滑角旋转上基座（1）的底部前端圆形凸台相匹配的圆形凹槽，侧滑角旋转上支架（2）的顶部后端设置有与侧滑角旋转上基座（1）的底部后端旋转槽相匹配的扇形平板，扇形平板上设置有侧滑角卡口；侧滑角旋转下支架（6）的底部前端设置有与侧滑角旋转下基座（7）顶部前端圆形凹槽相匹配的圆形凸台，侧滑角旋转下支架（6）的底部后端设置有与侧滑角旋转下支架（6）的底部后端扇形平板相匹配的旋转槽，旋转槽上方设置有定位卡槽；

侧滑角旋转上支架（2）和侧滑角旋转下支架（6）的圆形凸台、圆形凹槽及扇形平板与侧滑角旋转上基座（1）和侧滑角旋转下基座（7）的圆形凸台、旋转槽和圆形凹槽的轴线重合；旋转支撑系统通过侧滑角旋转上支架（2）与侧滑角旋转上基座（1）连接，通过侧滑角旋转下支架（6）与侧滑角旋转下基座（7）连接，旋转支撑系统绕轴线旋转；

所述的侧滑角定位系统包括侧滑角上变角块（3）和侧滑角下变角块（8）；侧滑角上变角块（3）和侧滑角下变角块（8）的外形主要轮廓与定位卡槽一致；

当旋转支撑系统旋转到指定侧滑角位置时：将侧滑角上变角块（3）从侧滑角旋转上基座（1）的旋转槽上方定位卡槽插入，侧滑角上变角块（3）的上下两端分别定位于侧滑角旋转上基座（1）旋转槽上方的定位卡槽和侧滑角旋转上支架（2）扇形平板上的侧滑角卡口；将侧滑角下变角块（8）从侧滑角旋转下支架（6）的旋转槽上方定位卡槽插入，侧滑角下变角块（8）的上下两端分别定位于侧滑角旋转下支架（6）旋转槽上方的定位卡槽和侧滑角旋转下基座（7）扇形平板上的侧滑角卡口；通过侧滑角上变角块（3）和侧滑角下变角块（8）实现组合动力布局进气道试验模型侧滑角的定位。

2.根据权利要求1所述的组合动力进气道风洞试验装置，其特征在于，迎角机构上连接耳片（10）和迎角机构下连接耳片（11）根据飞行器进气道试验迎角包线需求，设置预偏角度，改变组合动力布局进气道试验模型的迎角范围。

3.根据权利要求1所述的组合动力进气道风洞试验装置，其特征在于，固定支撑系统与风洞迎角机构的上下弯刀之间、固定支撑系统和旋转支撑系统之间以及固定支撑系统和旋转支撑系统内部上、下部件之间通过平行等距排列的螺纹螺栓组件进行连接；通过改变连接位置，实现水平双发布局进气道试验模型在风洞试验段中位置的相对调整。

4.根据权利要求1所述的组合动力进气道风洞试验装置，其特征在于，侧滑角旋转上支架（2）的顶部前端的圆形凹槽上刻有侧滑角刻度线和标线；侧滑角旋转下支架（6）的底部前端的圆形凸台刻有侧滑角刻度线和标线；通过标线相对于侧滑角刻度线的转动角度，与侧滑角上变角块（3）和侧滑角下变角块（8）定位的角度相互印证。

5.根据权利要求1所述的组合动力进气道风洞试验装置，其特征在于，所述的侧滑角上变角块（3）和侧滑角下变角块（8）正向安装时，对应于组合动力布局进气道试验模型的侧滑角正角度，侧滑角上变角块（3）和侧滑角下变角块（8）反向安装时，对应于组合动力布局进气道试验模型的侧滑角负角度；通过同步改变侧滑角上变角块（3）和侧滑角下变角块（8）的安装方向，改变组合动力布局进气道试验模型的侧滑角方向。

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