CN206841734U - 一种模拟飞机进气道热流吸入的试验装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种模拟飞机进气道热流吸入的试验装置，属于航空航天测试领域。本实用新型一种模拟飞机进气道热流吸入的试验装置，由耐热平板，飞机连接杆，导轨滑块，导轨，空气加热器，真空泵组成。飞机连接杆固定测试飞机模型并通过攻角调节杆连接导轨滑块，导轨滑块可沿导轨上下运动以模拟飞机的垂直起飞和降落。真空泵通过管路与飞机模型进气道连接，抽吸空气模拟飞机发动机工作时进气道对气流的吸入。空气加热器通过管路与飞机模型尾喷管连接，输入热空气模拟飞机发动机高温尾气排出。本试验装置用于模拟垂直起降飞机在起飞和降落过程中高温尾气排出对飞机性能的影响。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种模拟飞机进气道热流吸入的试验装置，属于航空航天测试领域。
背景技术
垂直起降飞机在起飞和降落过程中需要调节矢量喷管使其垂直向地面喷射发动机排出的高温尾气，利用喷管排出的气流产生升力实现垂直起飞和降落。从尾喷管排出的高温燃气冲击地面除了能够为飞机提供升力以外还会产生一定的负面效应，例如排出的高温燃气冲击地面以后部分气体再次垂直反弹，被位于机身前部的进气道吸入。进气道吸入尾喷管排出的高温燃气后将进入发动机，产生严重的进气温度畸变，对发动机的稳定工作造成严重的影响。在垂直起降战斗机的研制过程中，需要尽量采取措施，降低或者避免此类尾喷管高温燃气被进气道再吸入，因此，需要能够模拟此类垂直起降飞机起降过程，同时又能够模拟高温燃气排出和进气道对气流的吸入的试验装置。
实用新型内容
本实用新型所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种模拟飞机进气道热流吸入的试验装置。
本实用新型的工作原理为：将被测试垂直起降飞机模型固定于飞机连接杆上，攻角调节杆将飞机连接杆与导轨滑块相连，滑块置于导轨上并可沿导轨上下运动。步进电机带动螺杆旋转实现滑块的上下运动，最终模拟飞机的垂直起飞和降落。耐热平板位于飞机模型的正下方，模拟地面并可耐受高温气体的冲击。飞机模型的侧滑角姿态可以通过飞机连接杆与攻角调节杆连接处的圆弧槽手动调节并锁紧，飞机模型的攻角姿态可以通过攻角调节杆与导轨滑块连接处的圆弧槽手动调节并锁紧。真空泵通过管路与飞机模型进气道连接，整个管路可升缩，埋藏于导轨以及攻角调节杆和飞机连接杆内部以避免高温气体的冲击，在飞机垂直起飞和降落过程中始终与飞机模型进气道连接。空气加热器通过管路与飞机模型进气道连接，整个管路可升缩，埋藏于导轨以及攻角调节杆和飞机连接杆内部避免以高温气体的冲击，在飞机垂直起飞和降落过程中始终与飞机模型尾喷管连接。在测试过程中，实验员首先确定飞机的侧滑角和攻角姿态，手动调节圆弧槽螺母位置并锁紧，控制步进电机可以控制飞机模型上下运动，模拟飞机的垂直起飞和降落，控制真空泵的抽吸速率调节模型飞机进气道内气流的流动速度，控制空气加热器调节飞机模型尾喷管热空气温度和热空气排出速率。
为了解决上述技术问题，本实用新型提供了一种模拟飞机进气道热流吸入的试验装置，由耐热平板，飞机连接杆，导轨滑块，导轨，空气加热器，真空泵组成。飞机连接杆固定测试飞机模型并连接导轨滑块，导轨滑块可沿导轨上下运动模拟飞机的垂直起飞和降落。真空泵通过管路与飞机模型进气道连接，抽吸空气模拟发动机工作时进气道对气流的吸入。空气加热器通过管路与飞机模型尾喷管连接，输入热空气模拟发动机高温尾气排出。本试验装置用于模拟垂直起降飞机在起飞和降落过程中高温尾气排出对飞机性能的影响。
附图说明
图1为一种模拟飞机进气道热流吸入的试验装置示意图。
图2为飞机连接杆，攻角调节杆和导轨滑块连接示意图。
图3为飞机连接杆，攻角调节杆和导轨滑块以及真空管和热空气导管示意图。
图4为飞机模型安装于试验装置示意图。
图5为飞机模型与飞机连接杆，攻角调节杆和导轨滑块连接示意图。
图6为真空管和热空气导管结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
如图1所示，本实用新型一种模拟飞机进气道热流吸入的试验装置，由耐热平板（1），飞机连接杆（3），攻角调节杆（4），导轨滑块（5），空气加热器（9），真空泵（10）组成，其中，耐热平板（1）由四个液压柱（2）支撑并放置于地面，飞机连接杆（3）固定测试飞机模型并与攻角调节杆（4）和导轨滑块（5）连接，可调节测试飞机模型攻角与侧滑角，导轨滑块（5）由步进电机（8）通过螺杆（6）带动可沿导轨（7）上下运动。真空泵（10）通过管路与飞机模型进气道连接，空气加热器（9）通过管路与飞机模型尾喷管连接。
如图2所示，飞机连接杆（3）与攻角调节杆（4）和导轨滑块（5）连接，其中，飞机连接杆（3）与攻角调节杆之间相对位置由两对螺栓螺母确定，弧形槽内的螺栓螺母可以在槽内移动调节飞机模型侧滑角，攻角调节杆（4）和导轨滑块（5）之间相对位置由两对螺栓螺母确定，弧形槽内的螺栓螺母可以在槽内移动调节飞机模型攻角。
如图3所示，真空管（12）和热空气导管（13）埋藏于飞机连接杆（3），攻角调节杆（4）和导轨滑块（5）内部，仅在飞机连接杆（3）端伸出分别连接飞机模型进气道和尾喷管。
如图4所示，飞机模型（14）固定于飞机连接杆（3），测试过程中，实验员首先确定飞机的侧滑角和攻角姿态，手动调节攻角调节杆（4）和导轨滑块（5）上圆弧槽螺母位置并锁紧，控制步进电机（8）带动螺杆（6）旋转可以控制飞机模型上下运动，模拟飞机的垂直起飞和降落，控制真空泵（10）的抽吸速率调节模型飞机进气道内气流的流动速度，控制空气加热器（9）调节飞机模型尾喷管热空气温度和热空气排出速率。
如图5所示，飞机模型（14）固定于飞机连接杆（3），尾喷管（15）喷口垂直向下。
如图6所示，真空管（12）和热空气导管（13）可伸缩，在测试过程中，随着飞机模型的上下运动，真空管（12）始终保持与飞机模型进气道连接，热空气导管（13）始终保持与飞机模型尾喷管连接。
以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型工作原理的前提下还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。
Claims (1)
1.一种模拟飞机进气道热流吸入的试验装置，由耐热平板（1），飞机连接杆（3），攻角调节杆（4），导轨滑块（5），空气加热器（9），真空泵（10）组成，其中，耐热平板（1）由四个液压柱（2）支撑并放置于地面，飞机连接杆（3）固定测试飞机模型并与攻角调节杆（4）连接，攻角调节杆（4）与导轨滑块（5）连接，飞机连接杆（3），攻角调节杆（4）与导轨滑块（5）的组合可调节测试飞机模型攻角与侧滑角，导轨滑块（5）由步进电机（8）通过螺杆（6）带动可沿导轨（7）上下运动，真空泵（10）通过管路与飞机模型进气道连接，空气加热器（9）通过管路与飞机模型尾喷管连接。
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