一种实现推力转向试验装置及其技术，包括试验方法的顶层设计、试验模型设计方法、喷流天平校准方法、试验数据处理方法。通过分析飞机推力转向试验的需求、目的，先进行实验方案的顶层设计，顶层设计确定了实现高速风洞推力转向试验技术的总体方案，以及实现总体方案所需解决的关键技术，主要包括模型设计技术、喷流天平校准方法以及后期试验数据处理方法关键技术。根据顶层设计中所提出的关键设计技术，研究出解决途径，分别提出了模型设计方案、喷流天平校准方法以及试验数据处理方法。喷流系统与模型采用分离结构形式，可以分别测量出模型的气动力及喷流气动力。本发明专利技术结构简洁，安装、拆卸方便，用于各种模型推力转向风洞及地面校准试验。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空气动力实验
，特别是涉及一种高速风洞气动方法实现推力转向实验装置及其实验技术。
技术介绍
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。以目前的技术研究水平而言，风洞试验是进行飞机推力转向研究的最经济的技术手段。推力转向喷流天平校准是推力转向实验技术关键的研究内容之一。推力转向天平安装在矢量喷管测量系统内，用于测量喷流气动力。为了密封的需要在喷流管路上安装了波纹管，波纹管的存在会给喷流天平带来附加力和力矩，必须通过天平动态校准消除波纹管的影响。
技术实现思路
本专利技术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，适用于各种模型采用气动方法实现推力转向风洞实验装置及其实验技术。采用的技术方案是一种实现推力转向实验装置，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。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。一种实现推力转向实验技术，包括顶层设计、试验模型设计方法、喷流气动力测量天平校准方法、试验数据处理方法。所述的顶层设计是为减少试验过程中的中间处理环节，在顶层设计时，综合考虑模型设计形式、天平校准方法及试验数据处理方法，以最简便的方式实现推力转向试验技术。根据顶层设计，模型设计为喷流系统与模型外壳相分离的结构形式，可以通过主测力天平和喷流气动力测量天平分别测量出模型气动力和喷流气动力，同时可得到喷流对模型的气动干扰量。所述喷流气动力测量天平校准方法，喷流气动力测量天平为六分量天平，安装于矢量喷管测量系统内，为了密封的需要在喷流管路上安装了波纹管，波纹管的存在会给该天平带来附加力和力矩，必须通过喷流气动力测量天平动态校准消除波纹管的影响。根据顶层设计，实验数据处理方法相对简单，且避免了中间运算环节，提高数据精准度。本专利技术结构简洁，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。附图说明图1是本专利技术的结构示意图。图2是本专利技术的试验技术逻辑流程图。图3是本专利技术的喷流气动力测量天平校准图。具体实施例方式一种实现推力转向实验装置，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，获取的气流数据传给工控计算机。一种实现推力转向实验技术，参见附图2，根据风洞推力转向试验需求，进行风洞试验技术方案的顶层设计，明确关键设计技术问题，针对关键设计技术问题提出解决方案，最后在风洞中进行试验技术验证。实现顶层设计，包括试验模型设计方法、喷流气动力测量天平校准方法、试验数据处理方法。所述试验模型设计方法，将采用两台天平分别进行模型气动力和喷流气动力的测量，同时为了得到喷流气动干扰量，降低数据处理的难度，提高数据的准度，模型外壳与喷流测量系统设计成分离结构。所述喷流气动力测量天平校准方法，由于在喷流后体测量部分采用了波纹管进行密封，波纹管会对推力转向天平产生影响，为了提高实验精度，在实验前必须对环式喷流天平进行校准(如图3所示)，喷流天平校准系统主要由高压供气压力调节阀门16、高压供气管路17、喷流气动力测量天平3、波纹管18、喷嘴19、整流孔板20、总压测量耙21，喷管22、倾角传感器23、天平加载头24、砝码25组成。为了提高高压喷流的气流均匀性，高压气流从8个喷嘴19喷出，并在喷流系统总压测量段前，设计一个整流孔板20，降低气流紊流度，提高喷流总压测量值的精准度。在校准过程中首先进行压力校准，将尾喷管出口堵住，使气流不流动，确定波纹管随压力变化而产生的附加力和力矩；然后本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种实现推力转向实验装置，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），其特征在于所述的试验模型（1）连接供气支臂（10），并布置在风洞（15）中，试验模型（1）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（1）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（1）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）。
【技术特征摘要】
1.一种实现推力转向实验装置，包括试验模型(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...
【专利技术属性】
技术研发人员：王彤，白玉平，付亚贤，王丽萍，王颖，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
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