本發(fā)明涉及航空航天氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種低速風(fēng)洞推力矢量大攻角試驗(yàn)裝置。

背景技術(shù)：

推力矢量技術(shù)應(yīng)用于殲擊機(jī)能夠顯著地提高飛機(jī)的性能，特別是對(duì)殲擊機(jī)的敏捷性、減阻、安全性、生存能力、特殊戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作和提高空戰(zhàn)效能等方面有顯著的效果。它在現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)突破失速障、實(shí)現(xiàn)大迎角過(guò)失速機(jī)動(dòng)、增強(qiáng)敏感性和機(jī)動(dòng)性，提高作戰(zhàn)能力，減小起飛著陸距離，改善飛機(jī)起落特性以及改善飛機(jī)隱身特性等方面具有十分重要的作用。為了研制具有上述技術(shù)性能的第四代戰(zhàn)斗機(jī)，必須發(fā)展和建立與此相適應(yīng)的新一代技術(shù)平臺(tái)，其中推力矢量技術(shù)是組成這一技術(shù)平臺(tái)的最為重要的技術(shù)之一。

飛機(jī)推力轉(zhuǎn)向時(shí)，一方面提供了直接的推力方向的改變，另一方面，噴流方向的變換，也使繞飛機(jī)氣流的流動(dòng)發(fā)生了變化，因此也對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)力產(chǎn)生重要影響。推力矢量技術(shù)能讓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dá)反射面積；不管迎角多大和飛行速度多低，飛機(jī)都可利用這部分操縱力進(jìn)行操縱，這就增加了飛機(jī)的可操縱性。

就國(guó)內(nèi)外目前的情況來(lái)看，一般采取風(fēng)洞試驗(yàn)獲取較為準(zhǔn)確可靠的推力矢量數(shù)據(jù)，因此十分有必要發(fā)展推力轉(zhuǎn)向風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)和試驗(yàn)裝備。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種低速風(fēng)洞推力矢量大攻角試驗(yàn)裝置，該裝置利用通氣彎管作為飛行器模型腹部支撐桿，并通過(guò)渦輪、搖臂、支桿、通氣彎管的聯(lián)動(dòng)，操控飛行器模型的攻角，從而實(shí)現(xiàn)飛行器模型進(jìn)行大攻角試驗(yàn)。

本發(fā)明的上述目的通過(guò)以下方案實(shí)現(xiàn)：

一種低速風(fēng)洞推力矢量大攻角試驗(yàn)裝置，包括渦輪、搖臂、蝸桿、配重、尾支桿、主支桿、大攻角彎頭和通氣彎管，其中：搖臂固定在渦輪上，所述搖臂的一端連接吊臂，所述吊臂的另一端吊裝配重；搖臂的另一端與尾支桿的上端相連；大攻角彎頭包括第一橫桿、豎桿和第二橫桿，所述第一橫桿的左端與豎桿的下端固定連接，豎桿的上端與第二橫桿的右端固定連接，兩個(gè)橫桿相互平行且均與豎桿垂直；所述大攻角彎頭的第一橫桿的右端通過(guò)第一轉(zhuǎn)軸與尾支桿的下端相連，且第二橫桿與豎桿的連接端通過(guò)第二轉(zhuǎn)軸與主支桿的下端相連，主支桿的上端固定在蝸桿的底板上；第二橫桿的左端通過(guò)連接塊與通氣彎管的一端相連；通氣彎管的另一端向下垂直彎曲，且與飛行器模型固定連接；主支桿與尾支桿相互平行，且第一轉(zhuǎn)軸與第二轉(zhuǎn)軸中心點(diǎn)連線平行于搖臂的中心軸線；蝸桿帶動(dòng)渦輪順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，配重被向上吊起，而搖臂帶動(dòng)尾支桿向下運(yùn)動(dòng)，大攻角彎頭繞兩個(gè)轉(zhuǎn)軸順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，并通過(guò)通氣彎管帶動(dòng)飛行器模型向上仰起；當(dāng)配重向下下墜時(shí)，將帶動(dòng)搖臂和渦輪逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，尾支桿在搖臂的帶動(dòng)下向上運(yùn)動(dòng)，大攻角彎頭繞兩個(gè)轉(zhuǎn)軸逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，并通過(guò)通氣彎管帶動(dòng)飛行器模型向下俯沖。

上述的低速風(fēng)洞推力矢量大攻角試驗(yàn)裝置，還包括通氣軟管，所述通氣軟管向通氣彎管內(nèi)注入壓縮空氣；通氣彎管與飛行器模型的內(nèi)部通氣管路相連。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明的低速風(fēng)洞推力矢量試驗(yàn)中采用的大攻角裝置安裝示意圖；

圖2為本發(fā)明中飛行器模型內(nèi)部通氣管路和測(cè)量裝置的安裝示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述：

本發(fā)明提供的低速風(fēng)洞推力矢量大攻角試驗(yàn)裝置，可以用于進(jìn)行風(fēng)洞推力矢量試驗(yàn)時(shí)，操控飛行器模型的攻角。

如圖所示，本發(fā)明的低速風(fēng)洞推力矢量大攻角試驗(yàn)裝置包括渦輪1、搖臂2、蝸桿3、配重4、尾支桿5、主支桿6、大攻角彎頭7和通氣彎管9。

其中：搖臂2固定在渦輪1上；搖臂2的一端連接吊臂，該吊臂的另一端吊裝配重4；搖臂2的另一端與尾支桿5的上端相連。大攻角彎頭7作為核心的聯(lián)動(dòng)配件，包括第一橫桿、豎桿和第二橫桿，這三個(gè)桿依次固定連接，構(gòu)成“z”字型結(jié)構(gòu)，具體連接實(shí)現(xiàn)方法如下：第一橫桿的左端與豎桿的下端固定連接，豎桿的上端與第二橫桿的右端固定連接，兩個(gè)橫桿相互平行且均與豎桿垂直。上述“z”字型的大攻角彎頭7中的第一橫桿右端通過(guò)第一轉(zhuǎn)軸與尾支桿5的下端相連，且第二橫桿與豎桿的連接端通過(guò)第二轉(zhuǎn)軸與主支桿6的下端相連。主支桿6的上端固定在蝸桿3的底板上。第二橫桿的左端通過(guò)連接塊與通氣彎管9的一端相連；通氣彎管9的另一端向下垂直彎曲，且與飛行器模型10固定連接。

在本發(fā)明的試驗(yàn)裝置中，主支桿6與尾支桿5相互平行，且第一轉(zhuǎn)軸與第二轉(zhuǎn)軸之間的連線平行于搖臂2的中心軸線，這兩組平行線可以構(gòu)成一個(gè)平行四邊形。本發(fā)明利用渦輪帶到尾支桿5上下運(yùn)動(dòng)，從而改變了上述平行四邊形的兩種對(duì)角的角度，而通氣彎管9在大攻角彎頭7的帶動(dòng)下，以第二轉(zhuǎn)軸為軸順時(shí)針或逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)。由于該通氣彎管9與飛行器模型10固聯(lián)，因此通氣彎管9以第二轉(zhuǎn)軸為軸順時(shí)針或逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，會(huì)帶動(dòng)飛行器模型10調(diào)整攻角，具體聯(lián)動(dòng)和攻角調(diào)整過(guò)程如下：

當(dāng)蝸桿3帶動(dòng)渦輪1順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，配重4被向上吊起，而搖臂2帶動(dòng)尾支桿5向下運(yùn)動(dòng)，大攻角彎頭7繞兩個(gè)轉(zhuǎn)軸順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，并通過(guò)通氣彎管9帶動(dòng)飛行器模型10向上仰起；當(dāng)配重4向下下墜時(shí)，將帶動(dòng)搖臂2和渦輪1逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，而尾支桿5在搖臂2的帶動(dòng)下向上運(yùn)動(dòng)，大攻角彎頭7繞兩個(gè)轉(zhuǎn)軸逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，并通過(guò)通氣彎管9帶動(dòng)飛行器模型10向下俯沖。

另外，本發(fā)明的試驗(yàn)裝置還可以為飛行器模型提供風(fēng)洞試驗(yàn)所述的氣流。其中，通氣彎管不僅是飛行器模型的主要支撐結(jié)構(gòu)，而且可以作為風(fēng)洞試驗(yàn)的通氣管道。具體工程實(shí)現(xiàn)時(shí)，采用通氣軟管8向通氣彎管9內(nèi)注入壓縮空氣，而該通氣彎管9與飛行器模型10的內(nèi)部通氣管路相連，因此可以通過(guò)通氣彎管9向飛行器模型內(nèi)部通氣管路注入壓縮氣體。

飛行器模型內(nèi)部腔體如圖2所示。在推力矢量試驗(yàn)中，為了實(shí)現(xiàn)全機(jī)測(cè)力，可以在該內(nèi)部腔體前端通過(guò)主天平接頭11固定放置主六分量天平12，該主六分量天平12可以測(cè)量得到飛行器模型10在不同攻角狀態(tài)下的全機(jī)氣動(dòng)力，用于分析噴流對(duì)全機(jī)的影響。

另外，從通氣彎管9引入的壓縮氣體，通過(guò)通氣管路13引入噴管，并從尾噴管17流出。其中，通氣管路13包括中心通氣管路和環(huán)形浮動(dòng)管路。壓縮氣體通過(guò)通氣彎管9注入中心通氣管路，然后再通過(guò)中心通氣直桿上布設(shè)的8個(gè)噴嘴進(jìn)入環(huán)形浮動(dòng)管路，之后再?gòu)奈矅姽?7噴出。這兩部分管路之間通過(guò)推力矢量天平14連接。在尾噴管17的喉道之前設(shè)置壓力探頭16，用于測(cè)量管道內(nèi)的總壓，并在環(huán)形浮動(dòng)管路的整流錐內(nèi)安裝測(cè)壓傳感器15。

通過(guò)上述飛行器模型內(nèi)部管道布局，噴流反作用力作用于通氣管路13的環(huán)形浮動(dòng)管路部分，然后經(jīng)管路傳給推力矢量天平14，由推力矢量天平14測(cè)量得到作用于管路上的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。同時(shí)，主六分量天平12測(cè)量得到作用于飛行器模型10的氣動(dòng)力，而測(cè)壓傳感器15可以測(cè)量尾噴管17喉道前總壓。以上三方面的測(cè)量數(shù)據(jù)綜合起來(lái)，就可以獲得低速風(fēng)洞推力試驗(yàn)中的各項(xiàng)氣動(dòng)參數(shù)。

以上所述，僅為本發(fā)明一個(gè)具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。

本發(fā)明說(shuō)明書(shū)中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。