[发明专利]一种风洞试验系统有效
申请号: | 201710508256.7 | 申请日: | 2015-10-28 |
公开(公告)号: | CN107271136B | 公开(公告)日: | 2019-10-11 |
发明(设计)人: | 赵霞;宗宁;黎军 | 申请(专利权)人: | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所;中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 |
主分类号: | G01M9/02 | 分类号: | G01M9/02 |
代理公司: | 北京尚德技研知识产权代理事务所(普通合伙) 11378 | 代理人: | 严勇刚 |
地址: | 110035 辽*** | 国省代码: | 辽宁;21 |
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摘要: | |||
搜索关键词: | 一种 风洞试验 系统 | ||
本发明公开了一种风洞试验系统,用于在风洞中对矢量推进飞机模型进行吹风试验,所述矢量推进飞机模型的机身内部设置有一个第一矢量推进喷管和一个第二矢量推进喷管,所述第一矢量推进喷管和第二矢量推进喷管内设置有流速控制装置,所述风洞试验系统包括一个与所述风洞的地板和顶板固定连接且垂直设置的支撑柱以及一个用于支撑所述矢量推进飞机模型的支杆。本发明的风洞试验系统利用压缩空气源的高压空气通过管道向矢量推进喷管释放形成喷气效果以获得喷气动力,模拟出了矢量推进发动机的喷气状态,克服了现有技术无法在风洞中模拟矢量推进飞机模型的空气动力学状况的缺陷。
技术领域
本发明涉及一种航空空气动力学试验设备,尤其涉及可用于矢量推进飞机模型的一种风洞试验系统。
背景技术
风洞试验是依据空气动力学原理,将飞机模型或其部件,例如机身、机翼等固定在风洞中,通过施加人工气流流过飞机模型或其部件,以此模拟空中各种复杂的飞行状态,获取试验数据。风洞是进行空气动力学研究与飞机研制最基本的试验设备,每一种新型飞机的研制都需要在风洞中进行大量的试验。风洞试验的主要目的是要获取飞机模型的各种空气动力参数的变化规律。评价每一种飞机的飞行性能,除了如速度、高度、飞机重量及发动机推力等要素外,最重要的标准之一是飞机的空气动力性能。飞机全机风洞试验需要将整个飞机模型支撑在风洞中,在人工气流环境下通过压力测试设备测量整个飞机模型各部件在特定飞行条件下的压力分布数据,以此获得飞机的动力特征。
矢量推进技术是指飞机发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能,对飞机的飞行进行实时控制的技术。矢量推进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。由于直接产生操纵力,并且量值和方向易变,也就增加了飞机的敏捷性,因而可适当地减小或去掉垂尾,也能替代其他一些操纵面。这对降低飞机的可探测性是有利的,也能使飞机的阻力减小,结构重减轻。因此,使用矢量推进技术是解决设计矛盾的最佳选择。
然而在进行飞机模型的全机风洞试验的过程中,由于风洞尺寸以及飞机模型大小的限制,不可能在飞机模型内部安装一台真正的发动机,因而对于采用了矢量推进技术的飞机模型来说,尚无法在风洞试验中模拟矢量推进飞机模型的空气动力学状况。也就是说,现有的风洞试验技术中,飞机模型在风洞吹风试验过程中是静态支撑的(有时候也可以调整飞机的姿态,但是无法模拟带有动力的情况),飞机模型本身没有动力,风洞试验的时候是利用流动气流相对飞机模型的速度来模拟飞行状态的。但是对于采用了矢量推进技术的飞机模型来说,当飞机发动机的推进力大小和方向发生改变时,静态情况下的风洞试验只能模拟一种状态下的空气动力学状况。现有的风洞试验系统只能利用大量的静态试验获取离散的状态数据,然后通过插值的方式得到连续调整推进力大小和方向的近似的动态数据,试验量十分巨大,费时费力费钱且试验结果仍然是近似的,准确度较差。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种风洞试验系统,以减少或避免前面所提到的问题。
具体来说,本发明提供了一种风洞试验系统,用于在风洞中对矢量推进飞机模型进行吹风试验,所述矢量推进飞机模型的机身内部设置有一个第一矢量推进喷管和一个第二矢量推进喷管,所述第一矢量推进喷管和第二矢量推进喷管的末端设置有伸出所述矢量推进飞机模型的机身尾部的可调喷气方向的第一尾喷管和第二尾喷管,所述第一矢量推进喷管和第二矢量推进喷管内设置有流速控制装置;所述流速控制装置包括:围绕所述第一矢量推进喷管和第二矢量推进喷管的内侧壁对称设置的多个口径缩小控制板;围绕所述第一矢量推进喷管和第二矢量推进喷管的内侧壁对称设置的多个口径扩大控制板;以及覆盖所述口径缩小控制板和所述口径扩大控制板的弹性蒙皮;所述风洞试验系统包括一个与所述风洞的地板和顶板固定连接且垂直设置的支撑柱以及一个用于支撑所述矢量推进飞机模型的支杆;所述支杆的一端与所述支撑柱连接,另一端固定在所述矢量推进飞机模型的所述第一矢量推进喷管和第二矢量推进喷管之间的机身上。
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