【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于风洞试验，具体涉及一种暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置及方法。
技术介绍
1、进气道是飞行器推进系统的重要组成部分，担负着为发动机提供高品质空气的职能使命；进气道性能直接关系到推进系统性能的发挥，甚至是飞行器技战术能力的提升。对于绝大多数飞行器来说，不仅需要在巡航状态保持较高的气动性能，同时也需要具备一定的机动能力；飞行器在高机动、大迎角飞行时，由于绕流复杂、流动的强烈非对称和非定常性，使得进气环境和进气质量进一步恶化，进气道与发动机的相容性降低，甚至造成发动机喘振或停车；多发布局飞行器在高机动、大迎角飞行时，进气道之间可能会相互干扰，必须同时模拟和研究多发进气道的大迎角特性。而对于战斗机而言，对巡航性能和大迎角机动特性的要求均非常高。
2、风洞试验是获取飞行器进气道特性最直接、最可靠的技术手段，能够快速、系统和科学地获得飞行器进气道的性能参数。目前，暂冲式是高速风洞的常规形式，它的原理是将储气罐内的高压气体引入风洞管道并整流之后，在试验段建立具有一定流动速度的均匀流场，通过安装在试验段内的模型及测...
【技术保护点】
1.暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，其特征在于，所述的试验装置的进气道模型（1）尾部的上背面从前至后依次连接模型连接块（2）、侧滑前轴（3）、主支架（9）和暂冲式风洞弯刀机构的弯刀；进气道模型（1）尾部的下腹部出气口从前至后依次连接中压软管转接段（4）、中压软管（6）、伸缩套筒（8）、流量计（10）和引射器（11），进气道模型（1）出口气流经中压软管转接段（4）、中压软管（6）、伸缩套筒（8）、流量计（10）和引射器（11）流入暂冲式风洞主流；
2.根据权利要求1所述的暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，其特征在于，所述的暂冲式风洞...
【技术特征摘要】
1.暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，其特征在于，所述的试验装置的进气道模型（1）尾部的上背面从前至后依次连接模型连接块（2）、侧滑前轴（3）、主支架（9）和暂冲式风洞弯刀机构的弯刀；进气道模型（1）尾部的下腹部出气口从前至后依次连接中压软管转接段（4）、中压软管（6）、伸缩套筒（8）、流量计（10）和引射器（11），进气道模型（1）出口气流经中压软管转接段（4）、中压软管（6）、伸缩套筒（8）、流量计（10）和引射器（11）流入暂冲式风洞主流；
2.根据权利要求1所述的暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，其特征在于，所述的暂冲式风洞弯刀机构的弯刀分为上弯刀（14）和下弯刀（15）；上弯刀（14）的下端连接上连接耳片（12），下弯刀（15）的上...
【专利技术属性】
技术研发人员：李方吉，曾利权，赵清，毛代勇，周游天，孟逸飞，姜釜源，畅利侠，唐世勇，王志宾，高荣钊，苏世佳，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
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