CN116046324A - 一种应用于喷管推力测量的供气支臂装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种应用于喷管推力测量的供气支臂装置，属于亚跨超风洞实验技术领域、试验空气动力学领域。包括模型安装部件和供气支臂主体，模型安装部件包括安装直管段和安装拉紧段，风洞试验模型定位安装于安装直管段的外侧，安装拉紧段设于安装直管段的一端，安装直管段内设有安装空腔，模型供气内流道安装于安装空腔内，并与安装拉紧段配合拉紧密封，供气支臂主体包括中间段和连接段，中间段与模型安装部件一体连接，且中间段内设有与安装空腔相连通的腔体，连接段呈弯折布置，其一端与中间段密封固定连接，另一端与风洞供气支杆配合定位连接。该装置能够在推力矢量喷管气动性能风洞试验时，实现对试验件的供气和支撑安装作用。

Description

一种应用于喷管推力测量的供气支臂装置

技术领域

本发明涉及亚跨超风洞实验技术领域，尤其是涉及一种应用于喷管推力测量的供气支臂装置，用于实现外部高压气源与推力矢量喷管模型入口供气管路之间的转接。

背景技术

推力矢量技术是指推进系统除为飞机提供前进推力外，还能同时或单独地在飞机俯仰、偏航、滚转、反推力和前进推力轴线上提供发动机内部推力作用，以取代常规飞机舵面或其他装置产生的外部气动力来进行飞机控制。推力矢量技术的运用，提高了飞机的控制效率使飞机的气动控制面例如垂尾和平尾可以大大缩小，从而飞机的重量可以减轻。另外，垂尾和平尾形成的反射面也因此缩小，飞机的隐身性能也得到了改善。

矢量喷流干扰问题是超声速飞行器绕流中一种典型的复杂流动现象。超音速航空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。

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采用多管式并列供气，供气管道较多，相互之间具有干扰大的缺点，无法对模型实现有效支撑的同时实现稳定供气，而推力矢量喷管气动性能试验需要对模型的支撑强度更高、流场影响更小、配合精度更高和供气更稳定等特点，这是与常规的喷流实验所不同的地方，现有的供气系统难以满足航空四代机的矢量喷管气动性能风洞试验供气转接要求。

鉴于上述原因，本发明提供一种应用于喷管推力测量的供气支臂装置，旨在解决航空发动机推力矢量喷管气动性能测试的供气管路问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种应用于喷管推力测量的供气支臂装置，该装置能够在推力矢量喷管气动性能风洞试验时，实现对试验件的供气和支撑安装作用，具有流场干扰小、密封性好、支撑强度高和拆卸方便等优点。

本发明提供一种应用于喷管推力测量的供气支臂装置，包括：模型安装部件和供气支臂主体，所述模型安装部件包括安装直管段和安装拉紧段，风洞试验模型定位安装于所述安装直管段的外侧，所述安装拉紧段设置于所述安装直管段的一端，所述安装直管段内设有安装空腔，模型供气内流道安装于所述安装空腔内，并与所述安装拉紧段配合拉紧密封，所述供气支臂主体包括中间段和连接段，所述中间段与所述模型安装部件一体连接，且所述中间段内设有与所述安装空腔相连通的腔体，所述连接段呈弯折布置，其一端与所述中间段密封固定连接，另一端与风洞供气支杆配合定位连接。

优选地，所述安装直管段的外侧通过多个定位孔和紧固螺钉与所述风洞试验模型固定连接。

优选地，所述安装拉紧段为环形板，其中部开设有中心孔，其外沿与所述安装空腔一端一体连接，所述环形板上开设有多个安装孔，所述模型供气内流道安装到所述安装空腔内后，通过与所述安装孔适配的紧固件与所述安装拉紧段密封拉紧安装。

优选地，所述模型供气内流道安装到所述安装空腔内并与所述安装直管段的内壁接触配合。

优选地，所述中间段相对所述安装直管段倾斜布置，并与其一体连接，所述中间段的外侧设置有走线槽件。

优选地，所述中间段的外侧设置有加工槽，所述走线槽件设置于所述加工槽内，所述走线槽件通过螺钉与所述中间段固定连接。

优选地，所述走线槽件的截面为三角形，所述走线槽件用于所述风洞试验模型内部传感器线路的布置，实现传感器与外部仪器的连接。

优选地，所述中间段的外侧面呈矩形，所述加工槽开设于所述中间段的侧壁上，用于在机械加工时在所述中间段的内部加工腔体，并在加工完毕后进行焊接密封处理。

优选地，所述连接段内开设有与所述中间段内腔体相连通的通气流道，所述通气流道的内壁为与所述风洞供气支杆适配的配合面，所述配合面上设置有定位销。

优选地，所述连接段的弯折角度大于90°，所述连接段的远离所述中间段一端的轴线与所述安装直管段的轴线相平行。

相比现有技术，本发明具有以下有益效果：

(1)本发明通过模型安装部件与风洞试验模型的供气内流道连接安装，实现对喷管模型的供气和支撑，并通过安装直管段的外部配合面实现对风洞试验模型的支撑作用；通过供气支臂主体的连接段实现装置与风洞供气支杆的连接，最终实现风洞试验模型和风洞供气支杆的支撑连接，并具备供气功能，能够满足航空发动机推力矢量喷管气动性能测试的供气与连接支撑实验要求，且具有流场干扰小、密封性好、支撑强度高和拆卸方便等优点；

(2)本发明模型安装部件与供气支臂主体采用一体化加工方式实现连接，具有支撑强度高和定位精度高等优点；

(3)本发明中连接段和风洞供气支杆采用局部配合面定位连接固定，具有定位精度高、结构强度高和拆装方便等优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明供气支臂装置的侧视和主视示意图；

图2是本发明风洞试验供气支臂装置的安装示意图；

图3是本发明中供气支臂装置的立体示意图；

图4是本发明供气支臂装置中模型安装部件的剖视图；

图5是本发明中供气支臂装置的局部剖视图；

图6是本发明中供气支臂装置的装配剖视图。

附图标记说明：

1：模型安装部件；2：供气支臂主体；3：中间段；4：走线槽件；5：连接段；6：配合面；7：定位销；8：定位孔；9：加工槽；10：安装拉紧段；11：安装直管段；12：安装内腔；13：风洞试验模型；14：模型供气直杆；15：模型供气内流道；16：密封拉紧螺母；17：通气流道。

具体实施方式

下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"长度"、"宽度"、"厚度"、"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"、"顺时针"、"逆时针"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1～6所示，本发明提供一种应用于喷管推力测量的供气支臂装置，包括：模型安装部件1和供气支臂主体2，模型安装部件1包括安装直管段11和安装拉紧段10，安装直管段11的轴线沿水平方向布置，风洞试验模型13定位安装于安装直管段11的外侧，安装拉紧段10设置于安装直管段11的左端，安装直管段11内设有安装空腔12，模型供气内流道15安装于安装空腔12内，并与安装拉紧段10配合拉紧密封；供气支臂主体2包括中间段3和连接段5，中间段3与模型安装部件1一体连接，且中间段3内设有与安装空腔12相连通的腔体，连接段5呈弯折布置，其一端与中间段3密封固定连接，并与其内腔体相连通，另一端与风洞供气支杆14配合定位连接，通过风洞供气支杆14与攻角机构连接。

具体地，安装直管段11的外侧通过多个定位孔8和紧固螺钉与风洞试验模型13固定连接，风洞试验模型13为推力矢量喷管模型，用于模拟航空发动机的推力矢量喷管，通过风洞喷流模拟试验可对其气动性能测试，用于研究矢量喷流对飞行器气动特性的影响。

具体地，安装拉紧段10为环形板，其中部开设有中心孔，其外沿与安装空腔12的一端一体连接，环形板上均匀开设有多个呈环形分布的安装孔，模型供气内流道15安装到安装空腔12内，并与安装直管段11的内壁接触配合，然后通过与安装孔适配的螺钉等紧固件，配合设于安装直管段11右端的密封拉紧螺母16可使模型供气内流道15与安装拉紧段10密封拉紧安装。

具体地，中间段3相对安装直管段11倾斜布置，中间段的外侧面呈矩形，中间段3的顶端与安装直管段11外壁一体连接，且中间段3的顶端设有开口，通过开口使中间段3内部腔体与安装空腔12内部相连通，腔体的外侧设置有走线槽件4。中间段3的外侧壁上开设有至少一加工槽9，加工槽9开设于中间段3的侧壁上，用于在机械加工时在中间段3的内部加工腔体，并在加工完毕后进行焊接密封处理。

在本实施例中，走线槽件4设置于加工槽9内，走线槽件4通过螺钉与中间段3固定连接。走线槽件4的截面为三角形，走线槽件4用于风洞试验模型13内部传感器线路的布置，可以实现传感器与外部仪器的连接，走线槽件4可起到整流的作用，降低中间段3对流场的影响。

具体地，连接段5内开设有与中间段3内腔体相连通的通气流道17，通气流道17的内壁为与风洞供气支杆14适配的配合面6，配合面6上设置有定位销7，通过定位销7可在安装时对风洞供气支杆14提供定位，通过通气流道17可为与风洞供气直杆14连接的攻角机构供气，方便进行风洞试验。

具体地，连接段5的弯折角度大于90°(即弯折角为钝角)，连接段5的远离中间段3一端(即右端)的轴线与安装直管段11的轴线相平行。

本发明工作原理如下：

1、首先该供气支臂装置的模型安装部件1与风洞试验模型13通过定位孔和螺钉连接的方式连接，然后连接段5通过配合面6和定位销7与风洞供气支杆14连接，最后实现风洞试验模型13与风洞供气支杆14的连接，并实现通气流道17与风洞供气支杆14内供气管路的联通，最终实现对模型的内部供气和对攻角机构供气，走线槽件4位于供气支臂装置的中间段3的两侧，设计为三角形，对风洞流场影响小，走线槽件4主要采用螺钉连接的方式与供气支臂装置的中间段3固定连接，用于模型内部传感器线路布置，实现模型内部的传感器与外部仪器的连接，便于拆卸。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种应用于喷管推力测量的供气支臂装置，其特征在于，包括：模型安装部件和供气支臂主体，所述模型安装部件包括安装直管段和安装拉紧段，风洞试验模型定位安装于所述安装直管段的外侧，所述安装拉紧段设置于所述安装直管段的一端，所述安装直管段内设有安装空腔，模型供气内流道安装于所述安装空腔内，并与所述安装拉紧段配合拉紧密封，所述供气支臂主体包括中间段和连接段，所述中间段与所述模型安装部件一体连接，且所述中间段内设有与所述安装空腔相连通的腔体，所述连接段呈弯折布置，其一端与所述中间段密封固定连接，另一端与风洞供气支杆配合定位连接。

2.根据权利要求1所述的应用于喷管推力测量的供气支臂装置，其特征在于，所述安装直管段的外侧通过多个定位孔和紧固螺钉与所述风洞试验模型固定连接。

3.根据权利要求1所述的应用于喷管推力测量的供气支臂装置，其特征在于，所述安装拉紧段为环形板，其中部开设有中心孔，其外沿与所述安装空腔一端一体连接，所述环形板上开设有多个安装孔，所述模型供气内流道安装到所述安装空腔内后，通过与所述安装孔适配的紧固件与所述安装拉紧段密封拉紧安装。

4.根据权利要求3所述的应用于喷管推力测量的供气支臂装置，其特征在于，所述模型供气内流道安装到所述安装空腔内并与所述安装直管段的内壁接触配合。

5.根据权利要求1所述的应用于喷管推力测量的供气支臂装置，其特征在于，所述中间段相对所述安装直管段倾斜布置，并与其一体连接，所述中间段的外侧设置有走线槽件。

6.根据权利要求5所述的应用于喷管推力测量的供气支臂装置，其特征在于，所述中间段的外侧设置有加工槽，所述走线槽件设置于所述加工槽内，所述走线槽件通过螺钉与所述中间段固定连接。

7.根据权利要求6所述的应用于喷管推力测量的供气支臂装置，其特征在于，所述走线槽件的截面为三角形，所述走线槽件用于所述风洞试验模型内部传感器线路的布置，实现传感器与外部仪器的连接。

8.根据权利要求6所述的应用于喷管推力测量的供气支臂装置，其特征在于，所述中间段的外侧面呈矩形，所述加工槽开设于所述中间段的侧壁上，用于在机械加工时在所述中间段的内部加工腔体，并在加工完毕后进行焊接密封处理。

9.根据权利要求1所述的应用于喷管推力测量的供气支臂装置，其特征在于，所述连接段内开设有与所述中间段内腔体相连通的通气流道，所述通气流道的内壁为与所述风洞供气支杆适配的配合面，所述配合面上设置有定位销。

10.根据权利要求1所述的应用于喷管推力测量的供气支臂装置，其特征在于，所述连接段的弯折角度大于90°，所述连接段的远离所述中间段一端的轴线与所述安装直管段的轴线相平行。

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