本發(fā)明涉及一種航空空氣動力學試驗設(shè)備，尤其是一種矢量推進風洞試驗系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

風洞試驗是依據(jù)空氣動力學原理，將飛機模型或其部件，例如機身、機翼等固定在風洞中，通過施加人工氣流流過飛機模型或其部件，以此模擬空中各種復(fù)雜的飛行狀態(tài)，獲取試驗數(shù)據(jù)。風洞是進行空氣動力學研究與飛機研制最基本的試驗設(shè)備，每一種新型飛機的研制都需要在風洞中進行大量的試驗。風洞試驗的主要目的是要獲取飛機模型的各種空氣動力參數(shù)的變化規(guī)律。評價每一種飛機的飛行性能，除了如速度、高度、飛機重量及發(fā)動機推力等要素外，最重要的標準之一是飛機的空氣動力性能。飛機全機風洞試驗需要將整個飛機模型支撐在風洞中，在人工氣流環(huán)境下通過壓力測試設(shè)備測量整個飛機模型各部件在特定飛行條件下的壓力分布數(shù)據(jù)，以此獲得飛機的動力特征。

矢量推進技術(shù)是指飛機發(fā)動機推力通過噴管或尾噴流的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的推力分量來替代原飛機的操縱面或增強飛機的操縱功能，對飛機的飛行進行實時控制的技術(shù)。矢量推進技術(shù)能讓發(fā)動機推力的一部分變成操縱力，代替或部分代替操縱面，從而大大減少了雷達反射面積；不管迎角多大和飛行速度多低，飛機都可利用這部分操縱力進行操縱，這就增加了飛機的可操縱性。由于直接產(chǎn)生操縱力，并且量值和方向易變，也就增加了飛機的敏捷性，因而可適當?shù)販p小或去掉垂尾，也能替代其他一些操縱面。這對降低飛機的可探測性是有利的，也能使飛機的阻力減小，結(jié)構(gòu)重減輕。因此，使用矢量推進技術(shù)是解決設(shè)計矛盾的最佳選擇。

然而在進行飛機模型的全機風洞試驗的過程中，由于風洞尺寸以及飛機模型大小的限制，不可能在飛機模型內(nèi)部安裝一臺真正的發(fā)動機，因而對于采用了矢量推進技術(shù)的飛機模型來說，尚無法在風洞試驗中模擬矢量推進飛機模型的空氣動力學狀況。也就是說，現(xiàn)有的風洞試驗技術(shù)中，飛機模型在風洞吹風試驗過程中是靜態(tài)支撐的(有時候也可以調(diào)整飛機的姿態(tài)，但是無法模擬帶有動力的情況)，飛機模型本身沒有動力，風洞試驗的時候是利用流動氣流相對飛機模型的速度來模擬飛行狀態(tài)的。但是對于采用了矢量推進技術(shù)的飛機模型來說，當飛機發(fā)動機的推進力大小和方向發(fā)生改變時，靜態(tài)情況下的風洞試驗只能模擬一種狀態(tài)下的空氣動力學狀況?，F(xiàn)有的風洞試驗系統(tǒng)只能利用大量的靜態(tài)試驗獲取離散的狀態(tài)數(shù)據(jù)，然后通過插值的方式得到連續(xù)調(diào)整推進力大小和方向的近似的動態(tài)數(shù)據(jù)，試驗量十分巨大，費時費力費錢且試驗結(jié)果仍然是近似的，準確度較差。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種矢量推進風洞試驗系統(tǒng)，以減少或避免前面所提到的問題。

具體來說，本發(fā)明提供了一種矢量推進風洞試驗系統(tǒng)，用于在風洞中對矢量推進飛機模型進行吹風試驗，所述矢量推進飛機模型的機身內(nèi)部設(shè)置有一個第一矢量推進噴管和一個第二矢量推進噴管，所述第一矢量推進噴管和第二矢量推進噴管的末端設(shè)置有伸出所述矢量推進飛機模型的機身尾部的可調(diào)噴氣方向的第一尾噴管和第二尾噴管，所述第一矢量推進噴管和第二矢量推進噴管內(nèi)設(shè)置有流速控制裝置；所述流速控制裝置包括：圍繞所述第一矢量推進噴管和第二矢量推進噴管的內(nèi)側(cè)壁對稱設(shè)置的多個口徑縮小控制板；圍繞所述第一矢量推進噴管和第二矢量推進噴管的內(nèi)側(cè)壁對稱設(shè)置的多個口徑擴大控制板；以及覆蓋所述口徑縮小控制板和所述口徑擴大控制板的彈性蒙皮；所述矢量推進風洞試驗系統(tǒng)包括一個與所述風洞的地板和頂板固定連接且垂直設(shè)置的支撐柱以及一個用于支撐所述矢量推進飛機模型的支桿；所述支桿的一端與所述支撐柱連接，另一端固定在所述矢量推進飛機模型的所述第一矢量推進噴管和第二矢量推進噴管之間的機身上；所述矢量推進風洞試驗系統(tǒng)進一步包括設(shè)置于所述風洞的外部的壓縮空氣源以及用于將所述壓縮空氣源分別與所述第一矢量推進噴管和第二矢量推進噴管連接的第一管道和第二管道；所述第一矢量推進噴管和第二矢量推進噴管之間連接有調(diào)整管道，所述調(diào)整管道中設(shè)置有調(diào)整流量的電磁閥；圍繞所述第一矢量推進噴管和第二矢量推進噴管外側(cè)設(shè)置有電加熱絲。

本發(fā)明的矢量推進風洞試驗系統(tǒng)利用壓縮空氣源的高壓空氣通過管道向矢量推進噴管釋放形成噴氣效果以獲得噴氣動力，模擬出了矢量推進發(fā)動機的噴氣狀態(tài)，克服了現(xiàn)有技術(shù)無法在風洞中模擬矢量推進飛機模型的空氣動力學狀況的缺陷，可以通過模擬帶有推進力的動態(tài)狀態(tài)下，大大減少了風洞試驗的數(shù)量，風洞試驗更接近真實狀況，結(jié)果準確度更高。并且，本發(fā)明還采用了諸如管道由機翼進入、調(diào)整管道、電加熱絲、流速控制裝置等各種措施進一步降低了試驗成本，提高了試驗精度。

附圖說明

以下附圖僅旨在于對本發(fā)明做示意性說明和解釋，并不限定本發(fā)明的范圍。其中，

圖1顯示的是根據(jù)本發(fā)明的一個具體實施例的矢量推進飛機模型的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2顯示的是根據(jù)本發(fā)明的一個具體實施例的矢量推進風洞試驗系統(tǒng)的側(cè)視圖；

圖3顯示的是根據(jù)本發(fā)明的另一個具體實施例的矢量推進風洞試驗系統(tǒng)的俯視圖；

圖4顯示的是根據(jù)本發(fā)明的又一個具體實施例的矢量推進風洞試驗系統(tǒng)中的流速控制裝置的放大示意圖；

圖5顯示的是圖4所示流速控制裝置的a-a剖視圖。

具體實施方式

為了對本發(fā)明的技術(shù)特征、目的和效果有更加清楚的理解，現(xiàn)對照附圖說明本發(fā)明的具體實施方式。其中，相同的部件采用相同的標號。

圖1顯示的是根據(jù)本發(fā)明的一個具體實施例的矢量推進飛機模型的結(jié)構(gòu)示意圖，該矢量推進飛機模型10的機身內(nèi)部設(shè)置有一個第一矢量推進噴管11和一個第二矢量推進噴管15，所述第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15的末端設(shè)置有伸出所述矢量推進飛機模型10的機身尾部的可調(diào)噴氣方向的第一尾噴管12和第二尾噴管16。也就是說，為了克服現(xiàn)有技術(shù)無法在風洞中模擬矢量推進飛機模型的空氣動力學狀況的缺陷，本發(fā)明提供了一種特殊結(jié)構(gòu)的飛機模型，該模型帶有可模擬矢量推進發(fā)動機的噴氣狀態(tài)，用以在風洞試驗過程中產(chǎn)生噴氣動力。即，上述矢量推進飛機模型10中，設(shè)置有兩個矢量推進噴管11、15，這兩個矢量推進噴管11、15可以像噴氣發(fā)動機一樣產(chǎn)生噴射氣流，并且其尾噴管12、16的噴氣方向是可以調(diào)整的。當然，本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當了解，本發(fā)明的矢量推進噴管11、15只是可以類似于噴氣發(fā)動機那樣噴射氣流，其本身不帶有旋轉(zhuǎn)部件，并不是真正的噴氣發(fā)動機，因此兩個尾噴管12、16也不是真實結(jié)構(gòu)的可調(diào)噴氣方向的尾噴管，這兩個尾噴管12、16僅僅是固定形狀的錐形管道，該錐形管道安裝在矢量推進噴管11、15的尾端，可以通過常規(guī)的液壓或電磁操縱部件(圖中未示出)控制其偏轉(zhuǎn)角度，從而控制噴氣的方向。關(guān)于尾噴管12、16的噴氣方向的控制可以采用常規(guī)技術(shù)，不是本發(fā)明關(guān)注的重點，在此不再一一贅述。

圖2顯示的是根據(jù)本發(fā)明的一個具體實施例的矢量推進風洞試驗系統(tǒng)的側(cè)視圖；如圖所示，本發(fā)明的矢量推進風洞試驗系統(tǒng)可用于在風洞中對圖1所示的本發(fā)明的矢量推進飛機模型10進行吹風試驗，所述矢量推進風洞試驗系統(tǒng)包括一個與風洞的地板200和頂板300固定連接且垂直設(shè)置的支撐柱400以及一個用于支撐所述矢量推進飛機模型10的支桿500；支桿500的一端與支撐柱400連接，另一端固定在矢量推進飛機模型10的第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15之間的機身上(圖3)。

進一步地，如圖3所示，其顯示的是根據(jù)本發(fā)明的另一個具體實施例的矢量推進風洞試驗系統(tǒng)的俯視圖；其中，所述矢量推進風洞試驗系統(tǒng)進一步包括設(shè)置于風洞的外部的壓縮空氣源4以及用于將所述壓縮空氣源4分別與所述第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15連接的第一管道51和第二管道52。即，為了通過兩個矢量推進噴管11、15模擬噴氣發(fā)動機產(chǎn)生噴射氣流，本發(fā)明設(shè)置了壓縮空氣源4，利用壓縮空氣源4的高壓空氣通過管道51、52向矢量推進噴管11、15釋放形成高速氣流，形成噴氣效果以獲得噴氣動力。圖3中為了清楚顯示，畫出了兩個壓縮空氣源4，在實際工作過程中，這兩個壓縮空氣源4可以共用，亦即只需一個壓縮空氣源4即可。當然，本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當理解，在實際風洞試驗的時候，關(guān)于壓縮空氣源4的壓力大小、管道51、52以及矢量推進噴管11、15的長度、直徑等等都需要精確計算和控制，用以形成獲得所需流速、流量的噴氣氣流。本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在本發(fā)明提出的構(gòu)思的基礎(chǔ)上根據(jù)實際情況進行進一步的計算和控制，這種計算和控制可以采用現(xiàn)有的常規(guī)技術(shù)手段，也不是本發(fā)明關(guān)注的重點，也不再一一贅述。

為了避免管道51、52的布置對風洞流場造成過大的干擾，在一個優(yōu)選實施例中，第一管道51和第二管道52從矢量推進飛機模型10的兩個機翼20的兩端進入矢量推進飛機模型10的機身內(nèi)部并分別連接第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15。從圖2中可以看出，通過本實施例的這種布置，在風洞的垂直方向上沒有增加任何額外的部件，僅僅在矢量推進飛機模型10的水平最遠端連接有管道51、52(圖3)，因此對于矢量推進飛機模型10的氣動外形產(chǎn)生的干擾最小，有利于獲得更加精確的試驗數(shù)據(jù)。

在另一個具體實施例中，如圖3所示，第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15之間連接有調(diào)整管道30，所述調(diào)整管道30中設(shè)置有調(diào)整流量的電磁閥40。這種設(shè)置的目的是，通過第一管道51和第二管道52進入第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15的空氣流量、壓力由于管道尺寸、連接緊密性等因素可能存在一定的差異，如果需要模擬兩個發(fā)動機同等推力的狀態(tài)，則需要非常精確的控制第一管道51和第二管道52的空氣流量和流速，這是非常麻煩的一件事，對設(shè)備和人員的要求非常高。而采用本實施例的設(shè)置，僅僅需要通過電磁閥40打開調(diào)整管道30就可以使得第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15中的空氣壓力達到一致，很容易通過這個小設(shè)計達到完全相同的推力控制，降低了控制要求，大大節(jié)約了調(diào)控時間和成本。

在另一個具體實施例中，圍繞第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15外側(cè)設(shè)置有電加熱絲50。通過電加熱絲50可以簡單模擬噴氣發(fā)動機的高溫狀態(tài)，當然，更重要的，通過電加熱絲50可以對第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15進行加熱，使得其中的高壓氣流受熱膨脹提高噴射速度。也就是說，僅僅通過壓縮空氣源4來提供持續(xù)的超音速噴氣速度是非常困難的，對于產(chǎn)生壓縮空氣的設(shè)備要求很高，本實施例通過電加熱絲50的設(shè)置可以部分降低壓縮空氣源4的設(shè)備要求，節(jié)約了成本。

同樣的，為了進一步提高第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15中的噴氣速度，在又一個具體實施例中，本發(fā)明還在第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15內(nèi)設(shè)置了流速控制裝置60，具體結(jié)構(gòu)如圖4、5所示。

即，圖4顯示的是根據(jù)本發(fā)明的又一個具體實施例的矢量推進風洞試驗系統(tǒng)中的流速控制裝置的放大示意圖；圖5顯示的是圖4所示流速控制裝置的a-a剖視圖，從圖4和5可以清楚看出本發(fā)明的流速控制裝置60模擬了拉瓦爾噴管的結(jié)構(gòu)形式，形成了中間收縮兩端擴張的加速氣流的結(jié)構(gòu)形式，拉瓦爾噴管加速氣流速度的原理為本領(lǐng)域所公知，不再描述。

具體的，本發(fā)明的所述流速控制裝置60包括：圍繞第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15的內(nèi)側(cè)壁61對稱設(shè)置的多個口徑縮小控制板62；圍繞第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15的內(nèi)側(cè)壁61對稱設(shè)置的多個口徑擴大控制板63；以及覆蓋口徑縮小控制板62和口徑擴大控制板63的彈性蒙皮64。圖5中的剖視圖示意性地顯示了圍繞內(nèi)側(cè)壁61對稱設(shè)置的四塊口徑擴大控制板63，本領(lǐng)域技術(shù)人員據(jù)此可以推測，圍繞內(nèi)側(cè)壁61也可以對稱設(shè)置四塊口徑縮小控制板62，為了表示清楚，圖5中的剖視圖中沒有顯示彈性蒙皮。彈性蒙皮64可以采用彈性較大的金屬鋁蒙皮，也可以采用回彈更好的橡膠蒙皮，用以覆蓋各個控制板62、63之間的空隙，形成更加光滑的噴管內(nèi)壁，對于避免流速損失，提高氣流速度更為有利。

進一步地，雖然附圖可以很容易看出本發(fā)明的流速控制裝置60的結(jié)構(gòu)，但是為了文字描述和權(quán)利保護的需要，本發(fā)明參照附圖對于其具體結(jié)構(gòu)進行了進一步的詳細描述，即，口徑縮小控制板62相對口徑擴大控制板63設(shè)置在第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15的氣流方向的前方，其中氣流方向在圖2-4中用箭頭f進行表示。

又進一步地，口徑縮小控制板62朝向第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15的氣流方向的前端鉸接在內(nèi)側(cè)壁61上，口徑縮小控制板62背離第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15的氣流方向的后端鉸接在第一液壓桿65上。

更進一步地，口徑擴大控制板63背離第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15的氣流方向的后端鉸接在內(nèi)側(cè)壁61上，口徑擴大控制板63朝向第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15的氣流方向的前端鉸接在第二液壓桿66上。

風洞試驗過程中，為了控制第一矢量推進噴管11和第二矢量推進噴管15的氣流速度，可以操控第一液壓桿65和第二液壓桿66調(diào)整口徑縮小控制板62和口徑擴大控制板63的角度，從而控制噴管的拉瓦爾結(jié)構(gòu)的形狀，以到達氣流速度靈活控制的目的。

總之，本發(fā)明的矢量推進風洞試驗系統(tǒng)利用壓縮空氣源的高壓空氣通過管道向矢量推進噴管釋放形成噴氣效果以獲得噴氣動力，模擬出了矢量推進發(fā)動機的噴氣狀態(tài)，克服了現(xiàn)有技術(shù)無法在風洞中模擬矢量推進飛機模型的空氣動力學狀況的缺陷，可以通過模擬帶有推進力的動態(tài)狀態(tài)下，大大減少了風洞試驗的數(shù)量，風洞試驗更接近真實狀況，結(jié)果準確度更高。并且，本發(fā)明還采用了諸如管道由機翼進入、調(diào)整管道、電加熱絲、流速控制裝置等各種措施進一步降低了試驗成本，提高了試驗精度。

本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當理解，雖然本發(fā)明是按照多個實施例的方式進行描述的，但是并非每個實施例僅包含一個獨立的技術(shù)方案。說明書中如此敘述僅僅是為了清楚起見，本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當將說明書作為一個整體加以理解，并將各實施例中所涉及的技術(shù)方案看作是可以相互組合成不同實施例的方式來理解本發(fā)明的保護范圍。

以上所述僅為本發(fā)明示意性的具體實施方式，并非用以限定本發(fā)明的范圍。任何本領(lǐng)域的技術(shù)人員，在不脫離本發(fā)明的構(gòu)思和原則的前提下所作的等同變化、修改與結(jié)合，均應(yīng)屬于本發(fā)明保護的范圍。