一種用于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種航空空氣動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)設(shè)備，尤其是一種可用于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002]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(guò)施加人工氣流流過(guò)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(píng)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(guò)壓力測(cè)試設(shè)備測(cè)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。
[0003]矢量推進(jìn)技術(shù)是指飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)推力通過(guò)噴管或尾噴流的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的推力分量來(lái)替代原飛機(jī)的操縱面或增強(qiáng)飛機(jī)的操縱功能，對(duì)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(duì)降低飛機(jī)的可探測(cè)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。
[0004]然而在進(jìn)行飛機(jī)模型的全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)的過(guò)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(duì)于采用了矢量推進(jìn)技術(shù)的飛機(jī)模型來(lái)說(shuō)，尚無(wú)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(shuō)，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(guò)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(wú)法模擬帶有動(dòng)力的情況)，飛機(jī)模型本身沒(méi)有動(dòng)力，風(fēng)洞試驗(yàn)的時(shí)候是利用流動(dòng)氣流相對(duì)飛機(jī)模型的速度來(lái)模擬飛行狀態(tài)的。但是對(duì)于采用了矢量推進(jìn)技術(shù)的飛機(jī)模型來(lái)說(shuō)，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(guò)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(qián)且試驗(yàn)結(jié)果仍然是近似的，準(zhǔn)確度較差。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是提供一種用于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)，以減少或避免前面所提到的問(wèn)題。
[0006]具體來(lái)說(shuō)，本發(fā)明提供了一種用于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)，用于在風(fēng)洞中對(duì)矢量推進(jìn)飛機(jī)模型進(jìn)行吹風(fēng)試驗(yàn)，其中，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。
[0007]優(yōu)選地，所述風(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連接所述壓縮空氣源和所述第一矢量推進(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管的第一管道和第二管道。
[0008]優(yōu)選地，所述第一管道和第二管道從所述矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的兩個(gè)機(jī)翼的兩端進(jìn)入所述矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的機(jī)身內(nèi)部并分別連接所述第一矢量推進(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管。
[0009]優(yōu)選地，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。
[0010]優(yōu)選地，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。
[0011]優(yōu)選地，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。
[0012]優(yōu)選地，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(duì)稱(chēng)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(duì)稱(chēng)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。
[0013]優(yōu)選地，所述口徑縮小控制板相對(duì)所述口徑擴(kuò)大控制板設(shè)置在所述第一矢量推進(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管的氣流方向的前方。
[0014]優(yōu)選地，所述口徑縮小控制板朝向所述第一矢量推進(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管的氣流方向的前端鉸接在所述內(nèi)側(cè)壁上，所述口徑縮小控制板背離所述第一矢量推進(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管的氣流方向的后端鉸接在第一液壓桿上。
[0015]優(yōu)選地，所述口徑擴(kuò)大控制板背離所述第一矢量推進(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管的氣流方向的后端鉸接在所述內(nèi)側(cè)壁上，所述口徑擴(kuò)大控制板朝向所述第一矢量推進(jìn)噴管和第二矢量推進(jìn)噴管的氣流方向的前端鉸接在第二液壓桿上。
[0016]本發(fā)明的用于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)利用壓縮空氣源的高壓空氣通過(guò)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(wú)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(guò)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(shuō)明】
[0017]以下附圖僅旨在于對(duì)本發(fā)明做示意性說(shuō)明和解釋?zhuān)⒉幌薅ū景l(fā)明的范圍。其中，
[0018]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；
[0019]圖2顯示的是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)具體實(shí)施例的用于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)的側(cè)視圖；
[0020]圖3顯示的是根據(jù)本發(fā)明的另一個(gè)具體實(shí)施例的用于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)的俯視圖；
[0021]圖4顯示的是根據(jù)本發(fā)明的又一個(gè)具體實(shí)施例的用于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)中的流速控制裝置的放大示意圖；
[0022]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】
[0023]為了對(duì)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(duì)照【附圖說(shuō)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(hào)。
[0024]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(shuō)，為了克服現(xiàn)有技術(shù)無(wú)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(guò)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(lèi)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(guò)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--贅述。
[0025]圖2顯示的是根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)具體實(shí)施例的用于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)的側(cè)視圖；如圖所示，本發(fā)明的用于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)可用于在風(fēng)洞中對(duì)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)。
[0026]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)施例的用于矢量推進(jìn)飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)的俯視圖；其中，所述風(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以及用于連接所述壓縮空氣源4和所述第一矢量推進(jìn)噴管11和第二矢量推進(jìn)噴管15的第一管道51和第二管道52。S卩，為了通過(guò)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(guò)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(huà)出了兩個(gè)壓縮空氣源4，在實(shí)際工作過(guò)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(zhǎng)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。
[0027]為了避免管道51、52的布置對(duì)風(fēng)洞流場(chǎng)造成過(guò)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