[发明专利]一种低速风洞推力矢量试验总压测量装置

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天气动力试验技术领域，特别涉及一种低速风洞推力矢量试验总压测量装置。

背景技术

目前世界上各航空发达国家都在积极研制第四代战斗机，作为新一代战斗机的特点集中体现在几个方面：高机动性和敏捷性；实现发动机不开加力进行长时间超音速巡航；低可探测性；先进航电武器系统；短距/垂直起降。即所谓的“5S”(Super Maneuverability，Super Sonic Cruise，Stealth，Super Avionics for Battle Awareness and Effectiveness，STOL/VTOL)标准，其中高机动性和机敏性对近距格斗的战斗机具有十分重大的意义，尤其在具有过失速机动能力的基础上，同时兼顾超视距作战能力。

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－动力装置一体化技术，也是第四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、增强敏捷性和机动性，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。

飞机推力转向时，一方面提供了直接的推力方向的改变，另一方面喷流方向的变换，也使绕飞机气流的流动发生了变化，因此也对飞机的气动力产生重要影响。研究推力转向技术不可回避的问题是研究飞机推力转向对飞机气动特性的影响，这种影响在飞机设计过程中确定其气动布局时必须予以考虑，就国内外目前的情况来看，获取较为准确可靠的数据还应以风洞试验为主，大力发展推力转向风洞试验技术和试验装备是非常必要的。

国外航空发达国家在推力转向技术研究过程中，对风洞试验技术给予了高度的重视，以NASA兰利研究中心为例，在上个世纪七八十年代，发展了完善的全机测力、测压，飞机后体测力测压试验设备及推力转向喷管地面试验台，进行了大量的研究试验，在推力转向技术的发展中起到了重要作用。俄罗斯在多座低速风洞均具有推力矢量试验技术，模拟落压比NPR最大可达10。推力矢量技术应用于歼击机能够显著地提高飞机的性能，特别是对歼击机的敏捷性、减阻、安全性、生存能力、特殊战术动作和提高空战效能等方面有显著的效果。推力矢量试验中最重要的一个相似参数就是落压比NPR，获得落压比的方法是测量尾喷口处的总压。传统测量方法将压力传感器放置在尾喷管外面测量总压，该测量结果为激波后的压力，测量结果不够准确。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供了一种低速风洞推力矢量试验总压测量装置，该装置能够准确、高效、快捷地测量喷管喉道前的总压，该测量数据可以用于计算推力矢量试验关键参数落压比NPR。

本发明的上述目的通过以下方案实现：

一种低速风洞推力矢量试验总压测量装置，用于在风洞试验中测量飞行器模型喷管处的气体总压；所述飞行器模型通气管路包括通气支杆、中心通气直杆、环形浮动管路和喷管；所述环形浮动管路的尾段内部设置有整流锥，且喷管内设置有蜂窝器整流装置；外部高压气流通过通气支杆引入中心通气直杆，并进入环形浮动管路，然后经过蜂窝器整流装置后从喷管尾部流出；所述低速风洞推力矢量试验总压测量装置包括压力传感器、压力腔、压力管路和总压测量探头，其中：在整流锥的内部腔体前端预留一部分空腔作为压力腔；总压测量探头设置在喷管喉道之前，且位于蜂窝器整流装置之后；总压测量探头感应到的气体压力通过压力管路传递，所述压力管路从整流锥的前端插入压力腔前侧；压力传感器位于压力腔后侧，测试得到气体压力信号，并将所述气体压力信号通过压力传感器的信号线输出到外部数据采集系统。

上述的低速风洞推力矢量试验总压测量装置，整流锥的前端开设插入孔，压力管路从所述插入孔插入压力腔前侧，并在所述插入孔内设置密封圈进行密封。

上述的低速风洞推力矢量试验总压测量装置，还包括引线管路；在中心通气直杆的前后端开设插入孔，所述引线管路依次通过两个插入口插入中心通气直杆内，然后采用密封装置对所述两个插入口进行密封；压力传感器的信号线从所述引线管路内穿过后引出。

上述的低速风洞推力矢量试验总压测量装置，采用第一密封装置对位于中心通气直杆左端的插入口进行密封；所述第一密封装置包括螺钉、密封圈和密封块；其中：密封块环绕在线路引管的外管壁上且焊接固定；密封圈位于密封块和中心通气直杆内表面之间；螺钉从中心通气直杆的外表面穿入后与密封块固定连接，并将密封圈压紧。