【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于风洞试验，具体涉及一种暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置及方法。
技术介绍
1、进气道是飞行器推进系统的重要组成部分，担负着为发动机提供高品质空气的职能使命；进气道性能直接关系到推进系统性能的发挥，甚至是飞行器技战术能力的提升。对于绝大多数飞行器来说，不仅需要在巡航状态保持较高的气动性能，同时也需要具备一定的机动能力；飞行器在高机动、大迎角飞行时，由于绕流复杂、流动的强烈非对称和非定常性，使得进气环境和进气质量进一步恶化，进气道与发动机的相容性降低，甚至造成发动机喘振或停车；多发布局飞行器在高机动、大迎角飞行时，进气道之间可能会相互干扰，必须同时模拟和研究多发进气道的大迎角特性。而对于战斗机而言，对巡航性能和大迎角机动特性的要求均非常高。
2、风洞试验是获取飞行器进气道特性最直接、最可靠的技术手段，能够快速、系统和科学地获得飞行器进气道的性能参数。目前，暂冲式是高速风洞的常规形式，它的原理是将储气罐内的高压气体引入风洞管道并整流之后，在试验段建立具有一定流动速度的均匀流场，通过安装在试验段内的模型及测试系统，模拟飞行器在天空中的飞行环境，并获取相关设计参数。暂冲式风洞在启动和关车时会带来巨大的冲击，因此，对暂冲式风洞模型支撑系统的设计要求较高；为了提高结构强度，除大迎角气动特性试验和cts试验（导弹模型尺寸相对较小）外，由于受电机驱动功率等方面的影响，暂冲式风洞绝大多数试验模型大迎角、常规侧滑角和大侧滑角一般采用预偏的设计形式。
3、目前，大多数大迎角、大侧滑角进气道试验一般在2米
4、因此，如何优化进气道试验装置的迎角、侧滑角预偏和管路设计是暂冲式风洞进气道试验装置所面临的关键问题。主要包括三方面：一是如何简化迎角预偏过程，减少更换时间，提高进气道试验效率；二是确保侧滑角预偏之后，进气道模型始终处于风洞试验段的核心流场区域，提高试验数据的可靠性；三是气流管路长度可调，适应不同类型试验以及不同迎角侧滑角范围的需求。
5、当前，亟需发展一种暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置及方法。
技术实现思路
1、本专利技术所要解决的一个技术问题是提供一种暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，本专利技术所要解决的另一个技术问题是提供一种暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验方法，用于进气道试验装置的迎角、侧滑角预偏和管路设计，克服现有技术的缺陷。
2、本专利技术的暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置的进气道模型尾部的上背面从前至后依次连接模型连接块、侧滑前轴、主支架和暂冲式风洞弯刀机构的弯刀；进气道模型尾部的下腹部出气口从前至后依次连接中压软管转接段、中压软管、伸缩套筒、流量计和引射器，进气道模型出口气流经中压软管转接段、中压软管、伸缩套筒、流量计和引射器流入暂冲式风洞主流；
3、模型连接块、侧滑前轴之间通过左右方向的俯仰转轴连接，模型连接块和侧滑前轴之间按照右手定则沿俯仰转轴的中心轴线方向通过弧面ⅰ配合，弧面ⅰ的接触面上通过按照圆周等距分布的销子定位、螺钉连接；模型连接块和侧滑前轴绕俯仰转轴相对转动，改变进气道模型的迎角预偏角度；
4、侧滑前轴、主支架的前段之间通过上下方向的侧滑前转轴连接，侧滑前轴和主支架的前段之间按照右手定则沿侧滑前转轴的中心轴线方向通过弧面ⅱ配合；侧滑前轴和主支架绕侧滑前转轴相对转动，在弧面ⅱ的接触面上通过前侧滑变角块固定相对侧滑角ⅰ，前侧滑变角块采用销钉定位、螺钉连接固定；
5、主支架的后段、暂冲式风洞弯刀机构的弯刀通过上下方向的侧滑后转轴连接，主支架的后段和暂冲式风洞弯刀机构的弯刀之间按照右手定则沿侧滑后转轴的中心轴线方向通过弧面ⅲ配合，侧滑前轴和主支架绕侧滑后转轴相对转动，弧面ⅲ的接触面上通过后侧滑变角块固定相对侧滑角ⅱ，后侧滑变角块采用销钉定位、螺钉连接固定；相对侧滑角ⅰ和相对侧滑角ⅱ叠加，获得进气道模型的侧滑角。
6、进一步地，其特征在于，所述的暂冲式风洞弯刀机构的弯刀分为上弯刀和下弯刀；上弯刀的下端连接上连接耳片，下弯刀的上端连接下连接耳片，侧滑后转轴位于上连接耳片和下连接耳片的内部，上下串联连接上连接耳片和下连接耳片。
7、进一步地，所述的伸缩套筒为内外嵌套的双层套筒，在内侧套筒外表面和外侧套筒内表面分别设置密封圈。
8、进一步地，所述的前侧滑变角块和后侧滑变角块均采用局部花键齿轮。
9、本专利技术的暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验方法，包括以下步骤：
10、s10.风洞试验准备；
11、在暂冲式风洞中安装暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，调整进气道模型的姿态为初始迎角和初始侧滑角；
12、s20.开展常规进气道试验；
13、启动风洞，建立稳定流场；通过流量计对进气道模型的气流流量进行调节和测量，通过引射器增大进气道模型的气流流量模拟范围；试验结束后，关闭风洞；
14、s30.开展大迎角大侧滑角进气道试验；
15、通过侧滑前轴绕俯仰转轴旋转，改变进气道模型的迎角预偏角度；
16、通过主支架绕侧滑后转轴旋转、侧滑前轴绕侧滑前转轴旋转，改变进气道模型的侧滑角，调整进气道模型在风洞试验段中的位置；
17、通过流量计对进气道模型的出口气流流量进行调节和测量，通过引射器增大进气道模型的出口气流流量模拟范围；按照试验计划，调整风洞流场速度以及进气道模型的迎角和侧滑角，完成所有试验状态下的进气道性能数据测量；
18、试验结束后，关闭风洞；
19、s40.试验数据处理；
20、根据试验数据格式要求，处理试验数据，获得进气道模型的进气道性能数据。
21、本专利技术的暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置及方法具有以下特点：
22、1.通过模型连接块和侧滑前轴实现进气道模型迎角的“近距”预偏；通过相对侧滑角ⅰ和相对侧滑角ⅱ实现进气道模型侧滑角的“二次”偏转；采用迎角“近距”预本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，其特征在于，所述的试验装置的进气道模型（1）尾部的上背面从前至后依次连接模型连接块（2）、侧滑前轴（3）、主支架（9）和暂冲式风洞弯刀机构的弯刀；进气道模型（1）尾部的下腹部出气口从前至后依次连接中压软管转接段（4）、中压软管（6）、伸缩套筒（8）、流量计（10）和引射器（11），进气道模型（1）出口气流经中压软管转接段（4）、中压软管（6）、伸缩套筒（8）、流量计（10）和引射器（11）流入暂冲式风洞主流；
2.根据权利要求1所述的暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，其特征在于，所述的暂冲式风洞弯刀机构的弯刀分为上弯刀（14）和下弯刀（15）；上弯刀（14）的下端连接上连接耳片（12），下弯刀（15）的上端连接下连接耳片（13），侧滑后转轴位于上连接耳片（12）和下连接耳片（13）的内部，上下串联连接上连接耳片（12）和下连接耳片（13）。
3.根据权利要求1所述的暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，其特征在于，所述的伸缩套筒（8）为内外嵌套的双层套筒，在内侧套筒（17）外表面和外侧套
4.根据权利要求1所述的暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，其特征在于，所述的前侧滑变角块（7）和后侧滑变角块（16）均采用局部花键齿轮。
5.暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验方法，其用于权利要求1~权利要求4中的任意一种所述的暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，其特征在于，包括以下步骤：
...【技术特征摘要】
1.暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，其特征在于，所述的试验装置的进气道模型（1）尾部的上背面从前至后依次连接模型连接块（2）、侧滑前轴（3）、主支架（9）和暂冲式风洞弯刀机构的弯刀；进气道模型（1）尾部的下腹部出气口从前至后依次连接中压软管转接段（4）、中压软管（6）、伸缩套筒（8）、流量计（10）和引射器（11），进气道模型（1）出口气流经中压软管转接段（4）、中压软管（6）、伸缩套筒（8）、流量计（10）和引射器（11）流入暂冲式风洞主流；
2.根据权利要求1所述的暂冲式风洞常规及大迎角大侧滑角进气道试验装置，其特征在于，所述的暂冲式风洞弯刀机构的弯刀分为上弯刀（14）和下弯刀（15）；上弯刀（14）的下端连接上连接耳片（12），下弯刀（15）的上...
【专利技术属性】
技术研发人员：李方吉，曾利权，赵清，毛代勇，周游天，孟逸飞，姜釜源，畅利侠，唐世勇，王志宾，高荣钊，苏世佳，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。