[发明专利]一种低速风洞推力矢量大攻角试验装置

说明书

本发明公开了一种低速风洞推力矢量大攻角试验装置，具体包括涡轮、摇臂、蜗杆、配重、尾支杆、主支杆、大攻角弯头和通气弯管。该装置利用通气弯管作为飞行器模型腹部支撑杆，并通过涡轮、摇臂、支杆、通气弯管的联动，操控飞行器模型的攻角，从而实现飞行器模型进行大攻角试验。

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大攻角试验装置。

背景技术

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。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。为了研制具有上述技术性能的第四代战斗机，必须发展和建立与此相适应的新一代技术平台，其中推力矢量技术是组成这一技术平台的最为重要的技术之一。

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。推力矢量技术能让发动机推力的一部分变成操纵力，代替或部分代替操纵面，从而大大减少了雷达反射面积；不管迎角多大和飞行速度多低，飞机都可利用这部分操纵力进行操纵，这就增加了飞机的可操纵性。

就国内外目前的情况来看，一般采取风洞试验获取较为准确可靠的推力矢量数据，因此十分有必要发展推力转向风洞试验技术和试验装备。

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大攻角试验装置，该装置利用通气弯管作为飞行器模型腹部支撑杆，并通过涡轮、摇臂、支杆、通气弯管的联动，操控飞行器模型的攻角，从而实现飞行器模型进行大攻角试验。

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大攻角试验装置，包括涡轮、摇臂、蜗杆、配重、尾支杆、主支杆、大攻角弯头和通气弯管，其中：摇臂固定在涡轮上，所述摇臂的一端连接吊臂，所述吊臂的另一端吊装配重；摇臂的另一端与尾支杆的上端相连；大攻角弯头包括第一横杆、竖杆和第二横杆，所述第一横杆的左端与竖杆的下端固定连接，竖杆的上端与第二横杆的右端固定连接，两个横杆相互平行且均与竖杆垂直；所述大攻角弯头的第一横杆的右端通过第一转轴与尾支杆的下端相连，且第二横杆与竖杆的连接端通过第二转轴与主支杆的下端相连，主支杆的上端固定在蜗杆的底板上；第二横杆的左端通过连接块与通气弯管的一端相连；通气弯管的另一端向下垂直弯曲，且与飞行器模型固定连接；主支杆与尾支杆相互平行，且第一转轴与第二转轴中心点连线平行于摇臂的中心轴线；蜗杆带动涡轮顺时针转动时，配重被向上吊起，而摇臂带动尾支杆向下运动，大攻角弯头绕两个转轴顺时针转动，并通过通气弯管带动飞行器模型向上仰起；当配重向下下坠时，将带动摇臂和涡轮逆时针转动，尾支杆在摇臂的带动下向上运动，大攻角弯头绕两个转轴逆时针转动，并通过通气弯管带动飞行器模型向下俯冲。

上述的低速风洞推力矢量大攻角试验装置，还包括通气软管，所述通气软管向通气弯管内注入压缩空气；通气弯管与飞行器模型的内部通气管路相连。

附图说明

图1为本发明的低速风洞推力矢量试验中采用的大攻角装置安装示意图；

图2为本发明中飞行器模型内部通气管路和测量装置的安装示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实例对本发明作进一步详细的描述：

本发明提供的低速风洞推力矢量大攻角试验装置，可以用于进行风洞推力矢量试验时，操控飞行器模型的攻角。

如图所示，本发明的低速风洞推力矢量大攻角试验装置包括涡轮1、摇臂2、蜗杆3、配重4、尾支杆5、主支杆6、大攻角弯头7和通气弯管9。