专利名称：一种实现推力转向的实验装置的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及航空气动力实验技术领域，特别是涉及高速风洞气动方法实现推力转向实验装置。
背景技术：
推力转向技术是目前提高现代战斗机的机动性、敏捷性，改善飞机飞行性能的气动一动力装置一体化技术，也是下一代战斗机广泛采用的先进技术之一。实践表明，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。高速风洞气动方法实现推力转向实验设备可以实现喷流的主动流动控制，从而改变喷流偏转方向，实现推力转向，满足未来飞机高机动性、高敏捷性和高隐身性的设计目标。

实用新型内容本实用新型要解决的技术问题是，提供一种结构简洁，主要元件的参数经过气动设计或计算取得，安装、拆卸方便，同时能准确控制和测量二次流和主喷流的流量参数，适用于各种模型的采用气动方法实现推力转向的风洞实验装置。采用的技术方案是:一种实现推力转向的实验装置，包括试验模型、主测力天平、喷流气动力测量天平、总压测量段、静压测量段、喷流系统、高压供气软管、气动调压阀门、供气支臂。所述的试验模型连接供气支臂，并布置在风洞中。试验模型内依次布设有测量模型气动力的主测力天平、用于测量喷流气动力的喷流气动力测量天平、总压测量段、静压测量段，其中主测力天平分别与试验模型和供气支臂连接。作为本设备的核心部件的喷流系统，包括二次流供气管路及主喷流管路两部分，分别布设在试验模型内与供气支臂内的高压供气管道连接，供气支臂内与二次流供气管路和主喷流管路连接的相应高压供气管道分别连接两个高压供气软管经气动调压阀门连接高压气源管道，高压气源管道通过主喷流管路依次连通总压测量段、静压测量段及最后模型尾喷管；高压气源管道通过二次流供气管路连通静压测量段的喷管出口处的静压孔。上述的喷流系统与试验模型采用分离结构形式，试验模型可替换。上述的喷流气动力测量天平为六分量天平，通过处理可得到喷流偏转角度。上述的总压测量段内安装总压测量耙，总压测量耙上等间距分布四个总压测量管，总压测量管总是朝向来流方向。上述的静压测量段为喷管出口等直段，长23.5mm，在距出口 5mm处沿周向均布四个用以测量喷流出口处静压的静压孔。上述的二次流供气管路及主喷流管路，均采用减少高压气流对喷流天平干扰的波纹管。上述的高压供气软管采用直径38mm，能承受40个大气压的高压供气软管。[0012]上述的气动调压阀门均采用最大压力4MP，其后端均连接到相应的高压供气管道上，气动调节阀门的前端都安装有法兰盘，可与高压供气软管连接。本实用新型结构简洁，主要元件的参数经过气动设计或计算取得，安装、拆卸方便，同时能准确控制和测量二次流和主喷流的流量参数，适用于高速风洞各种模型气动方法实现推力转向的主动流动控制实验。

图1是本实用新型的结构示意图。
具体实施方式
一种实现推力转向的实验装置，包括试验模型1、主测力天平2、喷流气动力测量天平3、总压测量段4、静压测量段5、喷流系统6、高压供气软管7、气动调压阀门8、供气支臂10。所述的试验模型I连接供气支臂10，并布置在风洞15中。试验模型I内依次布设有测量模型气动力的主测力天平2、用于测量喷流气动力的喷流气动力测量天平3、总压测量段4、静压测量段5。所述主测力天平2分别与试验模型I和供气支臂10连接；喷流气动力测量天平3为六分量天平，通过处理可得到喷流偏转角度；总压测量段4内安装总压测量耙13，总压测量耙13上等间距分布四个总压测量管14，总压测量管14总是朝向来流方向；静压测量段5为喷管出口等直段，长23.5mm，在距出口 5mm处沿周向均布四个用以测量喷流出口处静压的静压孔9。作为本装置的核心部件的喷流系统6，包括二次流供气管路11及主喷流管路12两部分，分别布设在试验模型内，喷流系统6与实验模型I采用分离结构形式，实验模型I可替换。供气管路11及主喷流管路12相应与供气支臂10内的高压供气管道连接，供气支臂10内与二次流供气管路和主喷流管路连接的相应高压供气管道分别连接两个高压供气软管7，经气动调压阀门8连接高压气源管道，高压气源管道高压气体通过一定开度的气动调节阀门后，以相应的压力和流量，通过主喷流管路12依次流过总压测量段4、静压测量段5及最后模型尾喷管流出；同样高压气源管道通过二次流供气管路11最后以高压高能气流由静压测量段5的喷出管周向缝隙口流入静压孔9。所述二次流供气管路11及主喷流管路12，均采用减少高压气流对喷流天平干扰的波纹管；高压供气软管7采用直径38mm，能承受40个大气压的高压供气软管；气动调压阀门8均采用最大压力4MP，其后端均连接到相应的高压供气管道上，气动调节阀门的前端都安装有法兰盘，可与高压供气软管连接，安装、拆卸方便，易于维护。本实验设备采用工控计算机控制气动调节阀8的阀门开度，不同的阀门开度对应管道内不同的流量值，总压测量段4的总压测量耙13和静压测量段5的静压孔9与外部采集系统连接，获取的气流数据也传给工控计算机，这样就形成了一个闭环控制系统，工控计算机不断的循环调节控制与测量计算，直到与事先设定的流量值相同为止，再进行下一步试验操作，为实现飞机推力转向高速风洞试验而设计的一种新型喷流/射流主动流动控制实验设备，其目的是通过向喷流中射入少量的高压气流，改变喷管内部波系，实现推力转向，同时能够精确测量二次射流及喷流的流量和压力。
权利要求1.一种实现推力转向的实验装置，包括括试验模型(I)、主测力天平(2)、喷流气动力测量天平(3)、总压测量段(4)、静压测量段(5)、喷流系统(6)、高压供气软管(7)、气动调压阀门(8)、供气支臂(10)，其特征在于所述的试验模型(I)连接供气支臂(10)，并布置在风洞(15)中，试验模型(I)内依次布设有测量模型气动力的主测力天平(2)、用于测量喷流气动力的喷流气动力测量天平(3)、总压测量段(4)、静压测量段(5)，其中主测力天平(2)分别与试验模型(I)和供气支臂(10)连接，喷流系统(6)，包括二次流供气管路(11)及主喷流管路(12)两部分，分别布设在试验模型(I)内与供气支臂(10)内的高压供气管道连接，供气支臂(10)内与二次流供气管路和主喷流管路连接的相应高压供气管道分别连接两个高压供气软管(7)经气动调压阀门(8)连接高压气源管道，高压气源管道通过主喷流管路(12)依次连通总压测量段(4)、静压测量段(5)及最后模型尾喷管；高压气源管道通过二次流供气管路(11)连通静压测量段(5 )的喷管出口处的静压孔(9 )。
2.根据权利要求1所述的一种实现推力转向的实验装置，其特征在于所述的喷流系统(6)与试验模型(I)采用分离结构形式，试验模型(I)可替换。
3.根据权利要求1所述的一种实现推力转向的实验装置，其特征在于所述的喷流气动力测量天平(3)为六分量天平，通过处理可得到喷流偏转角度。
4.根据权利要求1所述的一种实现推力转向的实验装置，其特征在于所述的总压测量段(4)内安装总压测量耙(13)，总压测量耙(13)上等间距分布四个总压测量管(14)，总压测量管(14)总是朝向来流方向。
5.根据权利要求1所述的一种实现推力转向的实验装置，其特征在于所述的静压测量段(5)为喷管出口等直段，长23.5mm,在距出口 5mm处沿周向均布四个用以测量喷流出口处静压的静压孔(9) 。
6.根据权利要求1所述的一种实现推力转向的实验装置，其特征在于所述的二次流供气管路(11)及主喷流管路(12)为波纹管。
7.根据权利要求1所述的一种实现推力转向的实验装置，其特征在于所述的高压供气软管(7)采用直径38mm，能承受40个大气压的高压供气软管。
8.根据权利要求1所述的一种实现推力转向的实验装置，其特征在于所述的气动调压阀门(8)均采用最大压力4MP，其后端均连接到相应的高压供气管道上，气动调节阀门(8)的前端都安装有法兰盘，可与高压供气软管(7 )连接。
专利摘要一种实现推力转向的实验装置，包括试验模型、主测力天平、喷流气动力测量天平、总压测量段、静压测量段、喷流系统、高压供气软管、气动调压阀门、供气支臂。所述的试验模型连接供气支臂，并布置在风洞中。试验模型内依次布设有主测力天平、喷流气动力测量天平、总压测量段、静压测量段。喷流系统包括二次流供气管路及主喷流管路分别布设在试验模型内，通过两个高压供气软管经气动调压阀门连接高压气源管道，高压气源管道通过主喷流管路和二次流供气管路分别连通总压测量段、静压测量段最后尾喷管和静压测量段的静压孔。本实用新型结构简洁，安装、拆卸方便，同时能准确控制和测量二次流和主喷流的流量参数。
文档编号G01M9/06GK203083804SQ20122068952
公开日2013年7月24日 申请日期2012年12月14日 优先权日2012年12月14日
发明者王彤, 白玉平, 付亚贤, 王丽萍, 王颖 申请人:中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所