本發(fā)明涉及一種航空空氣動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)設(shè)備，尤其是一種矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

風(fēng)洞試驗(yàn)是依據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)原理，將飛機(jī)模型或其部件，例如機(jī)身、機(jī)翼等固定在風(fēng)洞中，通過施加人工氣流流過飛機(jī)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(yàn)數(shù)據(jù)。風(fēng)洞是進(jìn)行空氣動(dòng)力學(xué)研究與飛機(jī)研制最基本的試驗(yàn)設(shè)備，每一種新型飛機(jī)的研制都需要在風(fēng)洞中進(jìn)行大量的試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)的主要目的是要獲取飛機(jī)模型的各種空氣動(dòng)力參數(shù)的變化規(guī)律。評價(jià)每一種飛機(jī)的飛行性能，除了如速度、高度、飛機(jī)重量及發(fā)動(dòng)機(jī)推力等要素外，最重要的標(biāo)準(zhǔn)之一是飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能。飛機(jī)全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)需要將整個(gè)飛機(jī)模型支撐在風(fēng)洞中，在人工氣流環(huán)境下通過壓力測試設(shè)備測量整個(gè)飛機(jī)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(jī)的動(dòng)力特征。

矢量推進(jìn)技術(shù)是指飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)的操縱面或增強(qiáng)飛機(jī)的操縱功能，對飛機(jī)的飛行進(jìn)行實(shí)時(shí)控制的技術(shù)。矢量推進(jìn)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。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(jī)的敏捷性，因而可適當(dāng)?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(jī)的可探測性是有利的，也能使飛機(jī)的阻力減小，結(jié)構(gòu)重減輕。因此，使用矢量推進(jìn)技術(shù)是解決設(shè)計(jì)矛盾的最佳選擇。

然而在進(jìn)行飛機(jī)模型的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)的過程中，由于風(fēng)洞尺寸以及飛機(jī)模型大小的限制，不可能在飛機(jī)模型內(nèi)部安裝一臺(tái)真正的發(fā)動(dòng)機(jī)，因而對于采用了矢量推進(jìn)技術(shù)的飛機(jī)模型來說，尚無法在風(fēng)洞試驗(yàn)中模擬矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的空氣動(dòng)力學(xué)狀況。也就是說，現(xiàn)有的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)中，飛機(jī)模型在風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)過程中是靜態(tài)支撐的(有時(shí)候也可以調(diào)整飛機(jī)的姿態(tài)，但是無法模擬帶有動(dòng)力的情況)，飛機(jī)模型本身沒有動(dòng)力，風(fēng)洞試驗(yàn)的時(shí)候是利用流動(dòng)氣流相對飛機(jī)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(jìn)技術(shù)的飛機(jī)模型來說，當(dāng)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)力大小和方向發(fā)生改變時(shí)，靜態(tài)情況下的風(fēng)洞試驗(yàn)只能模擬一種狀態(tài)下的空氣動(dòng)力學(xué)狀況?，F(xiàn)有的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)只能利用大量的靜態(tài)試驗(yàn)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(jìn)力大小和方向的近似的動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)，試驗(yàn)量十分巨大，費(fèi)時(shí)費(fèi)力費(fèi)錢且試驗(yàn)結(jié)果仍然是近似的，準(zhǔn)確度較差。

技術(shù)實(shí)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(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)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(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)，用于在風(fēng)洞中對矢量推進(jìn)飛機(jī)模型進(jìn)行吹風(fēng)試驗(yàn)，所述矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的機(jī)身內(nèi)部設(shè)置有一個(gè)第一矢量推進(jìn)噴管和一個(gè)第二矢量推進(jìn)噴管，所述第一矢量推進(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管的末端設(shè)置有伸出所述矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的機(jī)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(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)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(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管的內(nèi)側(cè)壁對稱設(shè)置的多個(gè)口徑縮小控制板；圍繞所述第一矢量推進(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管的內(nèi)側(cè)壁對稱設(shè)置的多個(gè)口徑擴(kuò)大控制板；以及覆蓋所述口徑縮小控制板和所述口徑擴(kuò)大控制板的彈性蒙皮；所述矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)包括一個(gè)與所述風(fēng)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(gè)用于支撐所述矢量推進(jìn)飛機(jī)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(jìn)飛機(jī)模型的所述第一矢量推進(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管之間的機(jī)身上；所述矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)一步包括設(shè)置于所述風(fēng)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(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管連接的第一管道和第二管道；所述第一矢量推進(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)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(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管外側(cè)設(shè)置有電加熱絲。

本發(fā)明的矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)利用壓縮空氣源的高壓空氣通過管道向矢量推進(jìn)噴管釋放形成噴氣效果以獲得噴氣動(dòng)力，模擬出了矢量推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的噴氣狀態(tài)，克服了現(xiàn)有技術(shù)無法在風(fēng)洞中模擬矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的空氣動(dòng)力學(xué)狀況的缺陷，可以通過模擬帶有推進(jìn)力的動(dòng)態(tài)狀態(tài)下，大大減少了風(fēng)洞試驗(yàn)的數(shù)量，風(fēng)洞試驗(yàn)更接近真實(shí)狀況，結(jié)果準(zhǔn)確度更高。并且，本發(fā)明還采用了諸如管道由機(jī)翼進(jìn)入、調(diào)整管道、電加熱絲、流速控制裝置等各種措施進(jìn)一步降低了試驗(yàn)成本，提高了試驗(yàn)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(gè)具體實(shí)施例的矢量推進(jìn)飛機(jī)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(gè)具體實(shí)施例的矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)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(gè)具體實(shí)施例的矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)的俯視圖；

圖4顯示的是根據(jù)本發(fā)明的又一個(gè)具體實(shí)施例的矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)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(shí)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(shí)施方式。其中，相同的部件采用相同的標(biāo)號。

圖1顯示的是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)具體實(shí)施例的矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的結(jié)構(gòu)示意圖，該矢量推進(jìn)飛機(jī)模型10的機(jī)身內(nèi)部設(shè)置有一個(gè)第一矢量推進(jìn)噴管11和一個(gè)第二矢量推進(jìn)噴管15，所述第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)噴管15的末端設(shè)置有伸出所述矢量推進(jìn)飛機(jī)模型10的機(jī)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(fēng)洞中模擬矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的空氣動(dòng)力學(xué)狀況的缺陷，本發(fā)明提供了一種特殊結(jié)構(gòu)的飛機(jī)模型，該模型帶有可模擬矢量推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的噴氣狀態(tài)，用以在風(fēng)洞試驗(yàn)過程中產(chǎn)生噴氣動(dòng)力。即，上述矢量推進(jìn)飛機(jī)模型10中，設(shè)置有兩個(gè)矢量推進(jìn)噴管11、15，這兩個(gè)矢量推進(jìn)噴管11、15可以像噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)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(dāng)然，本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)了解，本發(fā)明的矢量推進(jìn)噴管11、15只是可以類似于噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)，因此兩個(gè)尾噴管12、16也不是真實(shí)結(jié)構(gòu)的可調(diào)噴氣方向的尾噴管，這兩個(gè)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(jìn)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(diǎn)，在此不再一一贅述。

圖2顯示的是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)具體實(shí)施例的矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)的側(cè)視圖；如圖所示，本發(fā)明的矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)可用于在風(fēng)洞中對圖1所示的本發(fā)明的矢量推進(jìn)飛機(jī)模型10進(jìn)行吹風(fēng)試驗(yàn)，所述矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)包括一個(gè)與風(fēng)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(gè)用于支撐所述矢量推進(jìn)飛機(jī)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(jìn)飛機(jī)模型10的第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)噴管15之間的機(jī)身上(圖3)。

進(jìn)一步地，如圖3所示，其顯示的是根據(jù)本發(fā)明的另一個(gè)具體實(shí)施例的矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)的俯視圖；其中，所述矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)一步包括設(shè)置于風(fēng)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(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)噴管15連接的第一管道51和第二管道52。即，為了通過兩個(gè)矢量推進(jìn)噴管11、15模擬噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)噴管11、15釋放形成高速氣流，形成噴氣效果以獲得噴氣動(dòng)力。圖3中為了清楚顯示，畫出了兩個(gè)壓縮空氣源4，在實(shí)際工作過程中，這兩個(gè)壓縮空氣源4可以共用，亦即只需一個(gè)壓縮空氣源4即可。當(dāng)然，本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，在實(shí)際風(fēng)洞試驗(yàn)的時(shí)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(jìn)噴管11、15的長度、直徑等等都需要精確計(jì)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(shí)際情況進(jìn)行進(jìn)一步的計(jì)算和控制，這種計(jì)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(diǎn)，也不再一一贅述。

為了避免管道51、52的布置對風(fēng)洞流場造成過大的干擾，在一個(gè)優(yōu)選實(shí)施例中，第一管道51和第二管道52從矢量推進(jìn)飛機(jī)模型10的兩個(gè)機(jī)翼20的兩端進(jìn)入矢量推進(jìn)飛機(jī)模型10的機(jī)身內(nèi)部并分別連接第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)噴管15。從圖2中可以看出，通過本實(shí)施例的這種布置，在風(fēng)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(jìn)飛機(jī)模型10的水平最遠(yuǎn)端連接有管道51、52(圖3)，因此對于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型10的氣動(dòng)外形產(chǎn)生的干擾最小，有利于獲得更加精確的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

在另一個(gè)具體實(shí)施例中，如圖3所示，第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)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(jìn)入第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)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(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)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(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)噴管15中的空氣壓力達(dá)到一致，很容易通過這個(gè)小設(shè)計(jì)達(dá)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(shí)間和成本。

在另一個(gè)具體實(shí)施例中，圍繞第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)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(dòng)機(jī)的高溫狀態(tài)，當(dāng)然，更重要的，通過電加熱絲50可以對第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)噴管15進(jìn)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(shí)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(jìn)一步提高第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)噴管15中的噴氣速度，在又一個(gè)具體實(shí)施例中，本發(fā)明還在第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)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(gè)具體實(shí)施例的矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)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(kuò)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(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)噴管15的內(nèi)側(cè)壁61對稱設(shè)置的多個(gè)口徑縮小控制板62；圍繞第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)噴管15的內(nèi)側(cè)壁61對稱設(shè)置的多個(gè)口徑擴(kuò)大控制板63；以及覆蓋口徑縮小控制板62和口徑擴(kuò)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(kuò)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(gè)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(jìn)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(hù)的需要，本發(fā)明參照附圖對于其具體結(jié)構(gòu)進(jìn)行了進(jìn)一步的詳細(xì)描述，即，口徑縮小控制板62相對口徑擴(kuò)大控制板63設(shè)置在第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)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(jìn)行表示。

又進(jìn)一步地，口徑縮小控制板62朝向第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)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(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)噴管15的氣流方向的后端鉸接在第一液壓桿65上。

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

風(fēng)洞試驗(yàn)過程中，為了控制第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)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(kuò)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(dá)氣流速度靈活控制的目的。

總之，本發(fā)明的矢量推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)利用壓縮空氣源的高壓空氣通過管道向矢量推進(jìn)噴管釋放形成噴氣效果以獲得噴氣動(dòng)力，模擬出了矢量推進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的噴氣狀態(tài)，克服了現(xiàn)有技術(shù)無法在風(fēng)洞中模擬矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的空氣動(dòng)力學(xué)狀況的缺陷，可以通過模擬帶有推進(jìn)力的動(dòng)態(tài)狀態(tài)下，大大減少了風(fēng)洞試驗(yàn)的數(shù)量，風(fēng)洞試驗(yàn)更接近真實(shí)狀況，結(jié)果準(zhǔn)確度更高。并且，本發(fā)明還采用了諸如管道由機(jī)翼進(jìn)入、調(diào)整管道、電加熱絲、流速控制裝置等各種措施進(jìn)一步降低了試驗(yàn)成本，提高了試驗(yàn)精度。

本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，雖然本發(fā)明是按照多個(gè)實(shí)施例的方式進(jìn)行描述的，但是并非每個(gè)實(shí)施例僅包含一個(gè)獨(dú)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(dāng)將說明書作為一個(gè)整體加以理解，并將各實(shí)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(shí)施例的方式來理解本發(fā)明的保護(hù)范圍。

以上所述僅為本發(fā)明示意性的具體實(shí)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(hù)的范圍。