一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，包括喷管转向系统、主控计算机和航空发动机模拟器，所述喷管转向系统包括控制器、电机、传动机构、转向机构和收扩喷口；所述控制器与所述主控计算机相互通信，所述控制器的输出端连接所述电机的控制端口；所述电机通过传动机构带动转向机构运动，由转向机构带动收扩喷口偏转，实现飞机模型发动机尾喷管的全向可控偏转。本发明所提出的系统能够满足有关推力矢量技术相关的风洞试验需要，自动调节矢量喷管的偏转，且试验效率高。
【专利说明】
一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统
技术领域
[0001]本发明属于风洞实验装置技术领域，特别是涉及一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统。
【背景技术】
[0002]以F22、T50等四代机为代表的新型战斗机具有良好的过失速机动能力和短距起降能力，而要具备这些能力，目前最有效的方法就是采用推力矢量技术。推力矢量技术是指通过实时控制飞机发动机尾喷管的偏转来改变发动机排气方向，从而使得飞机获得额外的操纵力矩，其突出的特点是操纵力矩与尾喷管的偏转方向有关，不受飞机本身姿态的影响。利用该特点，可在飞机作低速、大攻角机动飞行而操纵面几近失效时利用推力矢量提供的额外操纵力矩来控制飞机的机动飞行。使用推力矢量技术不仅可以使飞机机动性大大提高，而且还有利于减小飞机的离地和接地速度，缩短飞机的滑跑距离，使飞机具有了前所未有的短距起落能力。另外，利用推力矢量，可大大缩小飞机操纵面，从而使得飞机的隐身性能得到改善。可以说，飞机推力矢量技术的应用能赋予战斗机超机动性、短距起降和低的可探测性，极大地提高战斗机的作战有效性和生存能力。
[0003]为了获得航发推力矢量对飞行器操控性能的影响，满足飞机的飞行控制律设计要求，国内外各大研究机构开展了大量的地面试验和风洞试验。从目前来看，风洞试验仍然是提供全面研发和验证飞行器系统所需大量数据的唯一可行的资源，而要开展推力矢量相关的地面飞行试验和风洞试验技术研究，一种有效的方法就是研制风洞试验用飞行器发动机的矢量喷管，并以此为基础开展风洞试验和地面飞行试验，从而获得相关数据。
[0004]目前有关风洞航发推力矢量技术的研究，都是以固定偏转角度的喷管为基础开展的，尚不能自动控制矢量喷管的偏转，试验效率低，且无法开展航发推力矢量相关的风洞模型自由飞试验。
【发明内容】
[0005]为了解决上述问题，本发明提出了一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，能够满足有关推力矢量技术相关的风洞试验需要，自动调节矢量喷管的偏转，有效提高了试验效率。
[0006]为达到上述目的，本发明采用的技术方案是:一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，包括喷管转向系统、主控计算机和航空发动机模拟器，所述喷管转向系统包括控制器、电机、传动机构、转向机构和收扩喷口 ；
所述控制器与所述主控计算机相互通信，所述控制器的输出端连接所述电机的控制端口 ；所述电机通过传动机构带动转向机构运动，由转向机构带动收扩喷口偏转，实现飞机模型发动机尾喷管的全向可控偏转；
所述转向机构包括固定端、侧滑角机构和俯仰角机构，所述固定端、侧滑角机构和俯仰角机构依次串联，所述侧滑角机构和俯仰角机构的旋转轴相互垂直，侧滑角和俯仰角运动不会相互干扰；
所述转向机构的固定端与所述航空发动机模拟器的出口固联，所述转向机构的出口端与收扩喷口固联，使航空发动机模拟器发出的高压空气通过转向机构从收扩喷口喷出。
[0007]进一步的是，所述喷管转向系统安装在飞机模型内部，通过控制电缆与外部的主控计算机连接。采用这种设计使系统的结构紧凑、外形尺寸小，满足了飞机模型内廓尺寸的安装限制条件;试验过程中该系统不与飞机模型壳体接触且没有突出模型表面，避免了试验时其对模型气动载荷测量的影响，满足了低速风洞试验和飞机模型对机构外形尺寸的要求。
[0008]进一步的是，所述转向机构采用可控弯曲的管状中空结构，由航空发动机模拟器发出的高压空气经过转向机构的内部通道后按照给定的偏转角由收扩喷口喷出。通过控制器对转向机构转角的可控调节，使得流经转向机构内部高压空气的收扩喷口方向可控，从而实现了航空发动机模拟器排气气流方向的全向偏转模拟。
[0009 ]进一步的是，所述转向机构的侧滑角机构和俯仰角机构均采用RHRPR机构。其中R为转动副、H为螺旋副、P为移动副的代号。
[0010]进一步的是，所述电机包括侧滑角电机和俯仰角电机。
[0011]进一步的是，所述侧滑角机构包括侧滑角行星减速机、侧滑角滚珠丝杠、侧滑角螺母、侧滑角柱销、侧滑角机构拨叉和侧滑角机构本体；
所述侧滑角电机连接所述侧滑角行星减速机，由侧滑角行星减速机带动侧滑角滚珠丝杠旋转，所述侧滑角滚珠丝杠旋转推动侧滑角螺母沿侧滑角滚珠丝杠轴向移动，所述侧滑角螺母与所述侧滑角柱销固联并带动侧滑角柱销沿侧滑角滚珠丝杠轴向移动，所述侧滑角柱销推动所述侧滑角机构拨叉，侧滑角机构本体与固定端采用球销副结构连接，所述球销副柱销设置在球销副结构上，侧滑角机构拨叉使侧滑角机构本体绕球销副柱销侧滑角转动，该侧滑角转动即可带动俯仰角机构和收扩喷口做侧滑角运动。
[0012]进一步的是，所述侧滑角机构为中空结构，所述侧滑角转动处的配合面为球面，并在转动处使用挤压型密封方式。球面结构保证中空结构的转动副运动功能要求和接触面的密封;这种密封方式结构紧凑、动摩擦阻力小，既能保证运动部件间的密封，又能确保运动灵巧。
[0013 ]进一步的是，所述俯仰角机构包括俯仰角行星减速机、俯仰角滚珠丝杠、俯仰角螺母、俯仰角柱销、俯仰角机构拨叉和俯仰角机构本体；
所述俯仰角电机连接所述俯仰角行星减速机，所述俯仰角行星减速机带动所述俯仰角滚珠丝杠旋转，所述俯仰角滚珠丝杠旋转推动俯仰角螺母沿俯仰角滚珠丝杠轴向移动，俯仰角螺母再带动与其固联的俯仰角柱销沿俯仰角滚珠丝杠轴向移动，俯仰角柱销推动俯仰角机构拨叉;俯仰角机构本体与侧滑角机构采用球销副结构连接，球销副结构的球销副柱销设置在连接处，俯仰角机构拨叉使俯仰角机构本体绕球销副柱销俯仰角转动，该俯仰角转动即可带动与俯仰角机构本体固联的收扩喷口做俯仰角运动。
[0014]进一步的是，所述俯仰角机构为中空结构，所述俯仰角转动处的配合面为球面，并在转动处使用挤压型密封方式。球面结构保证中空结构的转动副运动功能要求和接触面的密封;这种密封方式结构紧凑、动摩擦阻力小，既能保证运动部件间的密封，又能确保运动灵巧。
[0015]本发明所提出一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，采用本技术方案的有益效果:
通过转向机构的可控调节，使得流经转向机构内部高压空气的方向可控，从而实现了航发排气气流方向的全向偏转模拟。
[0016]转向机构既能保证其内部通过高压空气且通道壁面不会泄露，又能通过通道壁面的弯曲带动收扩喷口转动实现航空发动机模拟器矢量喷管的全向偏转。
[0017]转向机构由侧滑角机构和俯仰角机构串联组成，侧滑角机构和俯仰角机构的旋转轴相互垂直，使侧滑角和俯仰角运动不会相互干扰。
[0018]本系统仅通过控制电缆与外部连接，能满足低速风洞试验和飞机模型对机构外形尺寸的要求;所述喷管转向系统安装在飞机模型内部，风洞试验时其不与模型壳体碰触且没有突出模型表面，系统结构紧凑、外形尺寸小，避免了试验时其对模型气动载荷测量的影响。
【附图说明】
[0019]图1为本发明的一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统的结构简图；
图2为本发明实施例中侧滑角或俯仰角机构的原理示意图；
图3为本发明实施例中侧滑角机构的结构示意图；
图4为本发明实施例中俯仰角机构的结构示意图；
其中，I是主控计算机，2是控制器，3是电机，4是传动机构，5是转向机构，6是收扩喷口，7是固定端，8是侧滑角机构，9是俯仰角机构；
81是侧滑角电机，82是侧滑角行星减速机，83是侧滑角滚珠丝杠，84是侧滑角螺母，85是侧滑角柱销，86是侧滑角机构拨叉，87是侧滑角机构本体，88是球销副柱销，89是O型密封圈；
91是俯仰角电机，92是俯仰角行星减速机，93是俯仰角滚珠丝杠，94是俯仰角螺母，95是俯仰角柱销，96是俯仰角机构拨叉，97是俯仰角机构本体，98是球销副柱销，99是O型密封圈。
【具体实施方式】
[0020]为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面结合附图对本发明作进一步阐述。
[0021]在实施例一中，参见图1所示，本发明提出了一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，包括喷管转向系统、主控计算机I和航空发动机模拟器，所述喷管转向系统包括控制器2、电机3、传动机构4、转向机构5和收扩喷口 6 ；
所述控制器2与所述主控计算机I相互通信，所述控制器2的输出端连接所述电机3的控制端口 ；所述电机3通过传动机构4带动转向机构5运动，由转向机构5带动收扩喷口 6偏转，实现飞机模型发动机尾喷管的全向可控偏转；
所述转向机构5包括固定端7、侧滑角机构8和俯仰角机构9，所述固定端7、侧滑角机构8和俯仰角机构9依次串联，所述侧滑角机构8和俯仰角机构9的旋转轴相互垂直，使侧滑角和俯仰角运动不会相互干扰； 所述转向机构5的固定端7与所述航空发动机模拟器的出口固联，所述转向机构5的出口端与收扩喷口 6固联，使高压空气通过转向机构5从收扩喷口 6喷出。
[0022]其中，所述喷管转向系统安装在飞机模型内部，通过控制电缆与置于飞机模型外部的主控计算机I连接。采用这种设计使系统的结构紧凑、外形尺寸小，满足了飞机模型内廓尺寸的安装限制条件;试验过程中该系统不与飞机模型壳体接触且没有突出模型表面，避免了试验时其对模型气动载荷测量的影响，满足了低速风洞试验和飞机模型对机构外形尺寸的要求。
[0023]其中，所述转向机构5采用可控弯曲的管状中空结构，由航空发动机模拟器发出的高压空气经过转向机构5的内部通道后按照给定的偏转角由收扩喷口6喷出。通过控制器2对转向机构5转角的可控调节，使得流经转向机构5内部高压空气的收扩喷口方向可控，从而实现了航空发动机模拟器排气气流方向的全向偏转模拟。
[0024]实施例二中，在实施例一的基础上，所述转向机构5的侧滑角机构8和俯仰角机构9均采用RHRPR机构。其中R、H、P分别为转动副、螺旋副、移动副的代号。
[0025]所述电机3包括侧滑角电机81和俯仰角电机91。
[0026]如图3所示，所述侧滑角机构8包括侧滑角行星减速机82、侧滑角滚珠丝杠83、侧滑角螺母84、侧滑角柱销85、侧滑角机构拨叉86和侧滑角机构本体87;
如图2所示，所述侧滑角电机81连接所述侧滑角行星减速机82，由侧滑角行星减速机82带动侧滑角滚珠丝杠83旋转，所述侧滑角滚珠丝杠83旋转推动侧滑角螺母84沿侧滑角滚珠丝杠83轴向移动，所述侧滑角螺母84与所述侧滑角柱销85固联并带动侧滑角柱销85沿侧滑角滚珠丝杠83轴向移动，所述侧滑角柱销85推动所述侧滑角机构拨叉86，侧滑角机构本体87与固定端7采用球销副结构连接，所述球销副柱销88设置在球销副结构上，侧滑角机构拨叉86使侧滑角机构本体87绕球销副柱销88侧滑角转动，该侧滑角转动即可带动俯仰角机构9和收扩喷口 6做侧滑角运动。
[0027]其中，所述侧滑角机构8为中空结构，所述侧滑角转动处的配合面为球面，并在转动处使用挤压型密封方式，可采用O型密封圈89。球面结构保证中空结构的转动副运动功能要求和接触面的密封;这种密封方式结构紧凑、动摩擦阻力小，既能保证运动部件间的密封，又能确保运动灵巧。
[0028]实施例三中，在实施例一的基础上，所述转向机构5的侧滑角机构8和俯仰角机构9均采用RHRPR机构。其中R、H、P分别为转动副、螺旋副、移动副的代号。
[0029]所述电机3包括侧滑角电机81和俯仰角电机91。
[°03°]如图4所示，所述俯仰角机构9包括俯仰角行星减速机92、俯仰角滚珠丝杠93、俯仰角螺母94、俯仰角柱销95、俯仰角机构拨叉96和俯仰角机构本体97;
如图2所示，所述俯仰角电机91连接所述俯仰角行星减速机92，所述俯仰角行星减速机92带动所述俯仰角滚珠丝杠93旋转，所述俯仰角滚珠丝杠93旋转推动俯仰角螺母94沿俯仰角滚珠丝杠93轴向移动，俯仰角螺母94再带动与其固联的俯仰角柱销95沿俯仰角滚珠丝杠93轴向移动，俯仰角柱销95推动俯仰角机构拨叉96;俯仰角机构本体97与侧滑角机构8采用球销副结构连接，球销副结构的球销副柱销98设置在连接处，俯仰角机构拨叉96使俯仰角机构本体97绕球销副柱销98俯仰角转动，该俯仰角转动即可带动与俯仰角机构本体97固联的收扩喷口 6做俯仰角运动。
[0031]其中，所述俯仰角机构9为中空结构，所述俯仰角转动处的配合面为球面，并在转动处使用挤压型密封方式，可采用O型密封圈99。球面结构保证中空结构的转动副运动功能要求和接触面的密封;这种密封方式结构紧凑、动摩擦阻力小，既能保证运动部件间的密封，又能确保运动灵巧。
[0032]为了更好的理解本发明，下面对本发明的工作原理作一次完整的描述:
风洞试验前，将所述喷管转向系统固定安装在飞机模型内部，系统的固定端7与航空发动机模拟器的出口固联可靠，要求试验过程中其不会与飞机模型壳体碰触且没有突出模型表面；
风洞试验时，从航空发动机模拟器喷出的高压空气进入转向机构5内部通道，通过转向机构5对飞机模型尾部矢量收扩喷管6的侧滑角和俯仰角进行调节，使得流经转向机构5内部高压空气的方向根据需要发生变化，最后由收扩喷口 6排出，从而实现了航空发动机带动飞机模型排气气流方向的全向偏转模拟;排气气流方向在俯仰角-10°?+10°、侧滑角-10°?+10°的范围内可实现任意角度组合。
[0033]以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本实发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。
【主权项】
1.一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，包括喷管转向系统、主控计算机(I)和航空发动机模拟器，其特征在于，所述喷管转向系统包括控制器(2)、电机(3)、传动机构(4)、转向机构(5)和收扩喷口(6); 所述控制器(2)与所述主控计算机(I)相互通信，所述控制器(2)的输出端连接所述电机(3 )的控制端口；所述电机(3 )通过传动机构(4 )带动转向机构(5 )运动，由转向机构(5 )带动收扩喷口(6)偏转； 所述转向机构(5)包括固定端(7)、侧滑角机构(8)和俯仰角机构(9)，所述固定端(7)、侧滑角机构(8)和俯仰角机构(9)依次串联，所述侧滑角机构(8)和俯仰角机构(9)的旋转轴相互垂直； 所述转向机构(5)的固定端(7)与所述航空发动机模拟器的出口固联，所述转向机构(5)的出口端与收扩喷口(6)固联，使航空发动机模拟器发出的高压空气通过转向机构(5)从收扩喷口(6)喷出。2.根据权利要求1所述的一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，其特征在于，所述喷管转向系统安装在飞机模型内部，通过控制电缆与置于飞机模型外部的主控计算机(I)连接。3.根据权利要求1所述的一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，其特征在于，所述转向机构(5)采用可控弯曲的管状中空结构，由航空发动机模拟器发出的高压空气经过转向机构(5)的内部通道后按照给定的偏转角由收扩喷口( 6)喷出。4.根据权利要求1所述的一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，其特征在于，所述转向机构(5 )的侧滑角机构(8 )和俯仰角机构(9 )均采用RHRPR机构。5.根据权利要求4所述的一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，其特征在于，所述电机(3)包括侧滑角电机(81)和俯仰角电机(91)。6.根据权利要求5所述的一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，其特征在于，所述侧滑角机构(8)包括侧滑角行星减速机(82)、侧滑角滚珠丝杠(83)、侧滑角螺母(84)、侧滑角柱销(85)、侧滑角机构拨叉(86)和侧滑角机构本体(87); 所述侧滑角电机(81)连接所述侧滑角行星减速机(82)，由侧滑角行星减速机(82)带动侧滑角滚珠丝杠(83)旋转，所述侧滑角滚珠丝杠(83)旋转推动侧滑角螺母(84)沿侧滑角滚珠丝杠(83)轴向移动，所述侧滑角螺母(84)与所述侧滑角柱销(85)固联并带动侧滑角柱销(85)沿侧滑角滚珠丝杠(83)轴向移动，所述侧滑角柱销(85)推动所述侧滑角机构拨叉(86);侧滑角机构本体(87)与固定端(7)采用球销副结构连接，所述球销副柱销(88)设置在球销副结构上，所述侧滑角机构拨叉(86)使侧滑角机构本体(87)绕球销副柱销(88)侧滑角转动，该侧滑角转动即可带动俯仰角机构(9)和收扩喷口(6)做侧滑角运动。7.根据权利要求6所述的一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，其特征在于，所述侧滑角机构(8)为中空结构，所述侧滑角转动处的配合面为球面，并在转动处使用挤压型密封方式。8.根据权利要求5所述的一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，其特征在于，所述俯仰角机构(9)包括俯仰角行星减速机(92)、俯仰角滚珠丝杠(93)、俯仰角螺母(94)、俯仰角柱销(95)、俯仰角机构拨叉(96)和俯仰角机构本体(97); 所述俯仰角电机(91)连接所述俯仰角行星减速机(92)，所述俯仰角行星减速机(92)带动所述俯仰角滚珠丝杠(93)旋转，所述俯仰角滚珠丝杠(93)旋转推动俯仰角螺母(94)沿俯仰角滚珠丝杠(93)轴向移动，俯仰角螺母(94)再带动与其固联的俯仰角柱销(95)沿俯仰角滚珠丝杠(93)轴向移动，俯仰角柱销(95)推动俯仰角机构拨叉(96);俯仰角机构本体(97)与侧滑角机构(8)采用球销副结构连接，球销副结构的球销副柱销(98)设置在连接处，俯仰角机构拨叉(96)使俯仰角机构本体(97)绕球销副柱销(98)俯仰角转动，该俯仰角转动即可带动与俯仰角机构本体(97)固联的收扩喷口(6)做俯仰角运动。9.根据权利要求8所述的一种风洞试验航发推力矢量喷管转向系统，其特征在于，所述俯仰角机构(9)为中空结构，所述俯仰角转动处的配合面为球面，并在转动处使用挤压型密封方式。
【文档编号】G01M9/02GK105865742SQ201610210207
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年4月7日
【发明人】刘志涛, 张钧, 孙海生, 梁建亮, 梁勇, 张海酉, 倪章松, 孙海振, 李睿, 刘晓林, 刘江涛, 靳清岭, 姜鲲鹏
【申请人】中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所