專利名稱：一種垂直或短距起降飛機地面效應試驗系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明的一種垂直或短距起降飛機地面效應試驗系統(tǒng)，屬于空氣動力學試驗技術領域。
背景技術：
垂直/短距起降飛機在垂直起降和懸停階段重力主要依靠升力風扇和推力矢量噴管平衡。升力風扇和推力矢量噴管產生的噴射氣流受地面干擾后形成復雜的流場，會對飛機的受力產生很大影響。地面對噴射氣流的干擾作用受飛機離地高度、飛機外形、噴口之間相對位置等多種因素的影響，會使得升力發(fā)生明顯下降，影響飛機的穩(wěn)定性。設計既符合垂直/短距起降動力系統(tǒng)配置，又滿足超音速飛行要求的氣動布局是垂直/短距起降飛機設計的關鍵。由于懸停和過渡過程階段噴射氣流和地面、飛機之間的相互作用關系復雜，通過理論計算難以得到準確的模型，必須通過試驗方法對地面效應現(xiàn)象進行研究，前蘇聯(lián)的雅克-141就因為地面試驗不充分，沒有對地面效應的現(xiàn)象和原理進行深入研究而墜毀。因而通過試驗方法對垂直/短距起降飛機的地面效應進行研究對垂直 /短距起降飛機的動力布局、氣動布局設計等方面的工作都有重要意義。為此提出了一種垂直/短距起降飛機用地面效應試驗系統(tǒng)。
發(fā)明內容
本發(fā)明的目的在于提供一種對垂直/短距起降飛機地面效應進行研究的試驗系統(tǒng)。本發(fā)明的特征在于，含有實驗系統(tǒng)支架10、測力天平20、模擬機身30、升力風扇模擬裝置40，推進/升力動力模擬裝置50、被測飛機模型60和地板70，其中所述升力風扇模擬裝置40用于模擬垂直/短距起降飛機的升力風扇，其推力方向在縱向的轉動范圍為-10 10° ;所述推進/升力動力模擬裝置50用于模擬垂直/短距起降飛機推進/升力發(fā)動機，其推力縱向轉動范圍為0 95°、橫向轉動范圍為-20 20° ;所述被測飛機模型60為平板結構，形狀和被模擬飛機平面布局一致，根據(jù)被測飛機的布局確定；所述地板70可以沿試驗系統(tǒng)支架10升降，用于模擬飛機起飛和著陸過程中的地面；所述測力天平20安裝在實驗系統(tǒng)支架10的頂部，所述模擬機身30安裝在測力天平20的底部，所述升力風扇模擬裝置40安裝在模擬機身30的前部，所述推進/升力動力模擬裝置50安裝在模擬機身30的后部，所述被測飛機模型60安裝在模擬機身30的下部， 所述地板70安裝在實驗系統(tǒng)支架10的下部；所述試驗系統(tǒng)通過使用升力風扇模擬裝置40和推進/升力動力模擬裝置50模擬垂直/短距起降飛機動力系統(tǒng)，實現(xiàn)垂直/短距起降飛機在起飛著陸過程中地面效應的模擬，通過測量模擬機身30的受力，對垂直/短距起降飛機在起飛著陸過程中的噴射氣流地面效應進行研究。進行試驗時，升力風扇模擬裝置30和推進/升力動力模擬裝置50可實現(xiàn)推力的矢量轉動，改變被測飛機模型60形狀可以模擬不同型號飛機機身布局，調節(jié)地板 70的高度可以模擬飛機離地高度變化，使用天平20記錄模擬機身30所受的力和力矩，對數(shù)據(jù)進行處理和分析即可得到噴射氣流地面效應對垂直/短距起降飛機受力的影響。本發(fā)明具有結構簡單、成本低、操作簡便等優(yōu)點，可對垂直/短距起降飛機起降過程中的地面效應進行研究，對未來垂直/短距起降飛機的動力布局和氣動布局的設計具有重要意義。
圖I :系統(tǒng)簡圖10、實驗系統(tǒng)支架，20、測力天平，30、模擬機身，40、升力風扇模擬裝置，50、推進/ 升力動力模擬裝置，60、被測飛機模型，70、地板圖2:升力風扇裝置簡圖41、涵道風扇，42、舵機，43、連桿，44、旋轉電位器
具體實施例方式實驗系統(tǒng)支架10由鋁型材搭建成框架結構，測力天平20安裝在實驗系統(tǒng)支架10 的頂部。模擬機身30由鋁合金型材搭建框架，安裝在測力天平20底部。升力風扇模擬裝置40使用涵道風扇41提供動力，使用舵機42通過連桿驅動涵道風扇41轉動，實現(xiàn)推力的矢量旋轉，安裝在模擬機身30的前部，其中涵道風扇41選用Turbo-Fan8000，舵機42選用 Futaba S3010。推力/升力動力裝置50使用涵道風扇41提供動力，三段式矢量噴管實現(xiàn)推力的矢量轉動，安裝在模擬機身30的后部。被測飛機模型60使用木板切割成飛機形狀模擬飛機平面布局，安裝在模擬機身30的下部。地板70安裝在試驗系統(tǒng)支架10上，可以進行上下調整。進行試驗時，使用升力風扇模擬裝置40和推進/升力動力模擬裝置50提供推力， 測力天平20測量模擬機身30的受力。為研究飛機離地高度、飛機外形、噴口之間相對位置等因素對噴射氣流地面效應的影響，可以改變地板70和模擬機身30之間的距離，模擬飛機離地高度變化對飛機受力的影響；改變被測飛機模型60的形狀，模擬不同飛機外形對飛機受力的影響；改變升力風扇模擬裝置40和推進/升力動力模擬裝置50之間的距離，模擬飛機噴口之間相對位置對飛機受力的影響；舵機42通過連桿43驅動涵道風扇41轉動，可實現(xiàn)升力風扇裝置40的推力-10° 10°矢量轉動，旋轉電位器44記錄涵道風扇旋轉角度，模擬飛機升力風扇推力角度變化對飛機受力的影響；改變推進/升力動力模擬裝置50的推力方向，模擬飛機矢量噴管對飛機受力的影響。對試驗數(shù)據(jù)進行處理分析，即可對噴射氣流地面效應進行研究，分析離地高度、飛機形狀、推力矢量等對垂直/短距飛機起降過程中的受力影響。
權利要求
1.一種垂直或短距起降飛機地面效應試驗系統(tǒng)，其特征在于，含有實驗系統(tǒng)支架(10)、測力天平(20)、模擬機身(30)、升力風扇模擬裝置(40)，推進/升力動力模擬裝置 (50)、被測飛機模型(60)和地板(70)，其中所述升力風扇模擬裝置(40)用于模擬垂直/短距起降飛機的升力風扇，其推力方向在縱向的轉動范圍為-10 10° ;所述推進/升力動力模擬裝置(50)用于模擬垂直/短距起降飛機推進/升力發(fā)動機，其推力縱向轉動范圍為O 95°、橫向轉動范圍為-20 20° ; 所述被測飛機模型￠0)為平板結構，形狀和被模擬飛機平面布局一致，根據(jù)被測飛機的布局確定；所述地板(70)可以沿試驗系統(tǒng)支架(10)升降，用于模擬飛機起飛和著陸過程中的地面；所述測力天平(20)安裝在實驗系統(tǒng)支架(10)的頂部，所述模擬機身(30)安裝在測力天平(20)的底部，所述升力風扇模擬裝置(40)安裝在模擬機身(30)的前部，所述推進/ 升力動力模擬裝置(50)安裝在模擬機身(30)的后部，所述被測飛機模型￠0)安裝在模擬機身(30)的下部，所述地板(70)安裝在實驗系統(tǒng)支架(10)的下部；所述試驗系統(tǒng)通過使用升力風扇模擬裝置(40)和推進/升力動力模擬裝置(50)模擬垂直/短距起降飛機動力系統(tǒng)，實現(xiàn)垂直/短距起降飛機在起飛著陸過程中地面效應的模擬，通過測量模擬機身(30)的受力，對垂直/短距起降飛機在起飛著陸過程中的噴射氣流地面效應進行研究；進行試驗時，升力風扇模擬裝置(30)和推進/升力動力模擬裝置(50) 可實現(xiàn)推力的矢量轉動，改變被測飛機模型出0)形狀可以模擬不同型號飛機機身布局，調節(jié)地板(70)的高度可以模擬飛機離地高度變化，使用天平(20)記錄模擬機身(30)所受的力和力矩，對數(shù)據(jù)進行處理和分析即可得到噴射氣流地面效應對垂直/短距起降飛機受力的影響。
全文摘要
一種垂直或短距起降飛機地面效應試驗系統(tǒng)，屬于空氣動力學試驗及其它測力實驗領域，其特征在于含有實驗系統(tǒng)支架、測力天平、模擬機身、升力風扇模擬裝置，推進/升力動力模擬裝置、被測飛機模型和地板，其中所述測力天平安裝在實驗系統(tǒng)支架的頂部，所述模擬機身安裝在測力天平的底部，所述升力風扇模擬裝置安裝在模擬機身的前部，所述推進/升力動力模擬裝置安裝在模擬機身的后部，所述被測飛機模型安裝在模擬機身的下部，所述地板安裝在實驗系統(tǒng)支架的下部；系統(tǒng)可以對垂直/短距起降飛機在起飛著陸過程進行模擬，測量垂直/短距起降飛機的受力情況，研究垂直/短距起降飛機噴射氣流地面效應，具有結構簡單、成本低、操作簡便等優(yōu)點。
文檔編號G01M9/06GK102589840SQ201210008970
公開日2012年7月18日 申請日期2012年1月12日 優(yōu)先權日2012年1月12日
發(fā)明者侯曉松, 朱紀洪 申請人:清華大學