專利名稱：可在同一模型上進(jìn)行測(cè)量的進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及的是一種可在同一模型上進(jìn)行性能和阻力測(cè)量的進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)技術(shù)，屬 于亞聲速和超聲速進(jìn)氣道技術(shù)領(lǐng)域、空氣動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
飛機(jī)動(dòng)力裝置的性能與進(jìn)氣道的工作特性關(guān)系很大，進(jìn)氣道性能的好壞直接影響 到發(fā)動(dòng)機(jī)所能產(chǎn)生的推力的大小以及發(fā)動(dòng)機(jī)能否進(jìn)行正常工作。長期以來，研究人員一直 偏重于提高進(jìn)氣道的內(nèi)流氣動(dòng)性能和進(jìn)氣道出口的流場(chǎng)品質(zhì)，對(duì)進(jìn)氣道阻力特性的研究較 少，而且在進(jìn)氣道性能研究實(shí)驗(yàn)中一般不測(cè)量阻力，通常采用理論分析法計(jì)算進(jìn)氣道的附 加阻力并對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力進(jìn)行修正。近年來，出于提高飛機(jī)氣動(dòng)性能和經(jīng)濟(jì)性的考慮，減阻氣動(dòng)布局和減阻方法等方 面的研究得到了重視。作為飛機(jī)的關(guān)鍵部件之一，進(jìn)氣道不但影響全機(jī)的氣動(dòng)布局，而且對(duì) 航空發(fā)動(dòng)機(jī)的臺(tái)架推力與安裝推力的換算乃至對(duì)全機(jī)的推阻特性都有重要的影響。因此， 進(jìn)氣道的阻力不容忽視，帶進(jìn)氣道的飛機(jī)模型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中，所測(cè)量的模型氣動(dòng)力和力矩都 包括由于進(jìn)氣道內(nèi)流引起的氣動(dòng)力分量。通常，進(jìn)氣道阻力劃可分成內(nèi)部阻力和外部阻力兩部分。在飛機(jī)模型的氣動(dòng)力測(cè) 量實(shí)驗(yàn)中，對(duì)進(jìn)氣道一般采用通氣模型或堵錐模型(不通氣模型)，其中通氣模型用來測(cè)定 在進(jìn)氣道自由通流情況下飛機(jī)的內(nèi)外流氣動(dòng)力，不通氣模型則把進(jìn)氣道進(jìn)口堵死并設(shè)計(jì)成 尖劈或尖錐狀來測(cè)量飛機(jī)的外部氣動(dòng)力。由于在真實(shí)飛行條件下，航空發(fā)動(dòng)機(jī)是以一定轉(zhuǎn)速工作的，進(jìn)氣道出口具有一定 的壓力即反壓，反壓的大小要大于飛機(jī)前方自由來由的靜壓。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工況變化時(shí)，反壓也 發(fā)生變化，此時(shí)進(jìn)氣道出口氣流參數(shù)和氣動(dòng)力也相應(yīng)發(fā)生變化，所以進(jìn)氣道的阻力應(yīng)是在 出口有一定反壓情況下的阻力。而目前在飛機(jī)模型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中所采用的氣動(dòng)力測(cè)量方法，不管是通氣模型還是不 通氣模型，都無法測(cè)得進(jìn)氣道真實(shí)的內(nèi)外流阻力，所測(cè)得的阻力都不是發(fā)動(dòng)機(jī)在實(shí)際工作 狀態(tài)時(shí)進(jìn)氣道的真實(shí)阻力。因此實(shí)驗(yàn)所測(cè)得的飛機(jī)氣動(dòng)力，也與實(shí)際工作條件下飛機(jī)的氣 動(dòng)力有很大差異。
發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明目的是提供一種可在同一套模型上進(jìn)行進(jìn)氣道性能和阻力測(cè)量的實(shí)驗(yàn)技 術(shù)，該方法可應(yīng)用于亞聲速、超聲速進(jìn)氣道，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ涂梢允侨珯C(jī)模型，也可以是只包含前 機(jī)身/進(jìn)氣道在內(nèi)的模型。本發(fā)明可以解決目前飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)無法獲知進(jìn)氣道的真實(shí)阻力的 問題，可用于不同進(jìn)氣道方案的阻力特性對(duì)比分析，從而獲得飛機(jī)的真實(shí)推阻特性。本發(fā)明為實(shí)現(xiàn)上述目的，采用如下技術(shù)方案可在同一模型上進(jìn)行測(cè)量的進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)裝置，包括飛機(jī)機(jī)身、進(jìn)氣口、附面層隔 道、進(jìn)氣道內(nèi)通道、內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平、進(jìn)氣道出口總壓測(cè)耙、機(jī)身測(cè)量段、流量調(diào)節(jié)錐、步進(jìn)電機(jī)、支撐底座、風(fēng)洞支撐、若干個(gè)靜壓孔，飛機(jī)機(jī)身上設(shè)置進(jìn)氣口，飛機(jī)機(jī)身上靠 近進(jìn)氣口處設(shè)置附面層隔道，進(jìn)氣口向機(jī)身尾部延伸依次進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)通道和機(jī)身測(cè)量 段，位于進(jìn)氣道內(nèi)通道處的飛機(jī)機(jī)身上安裝內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平，位于機(jī)身測(cè)量段處 的飛機(jī)機(jī)身內(nèi)壁上分別均布進(jìn)氣道出口總壓測(cè)耙、靜壓孔，總壓測(cè)耙前端和靜壓孔均位于 進(jìn)氣道出口截面、靠近飛機(jī)機(jī)身的尾部；機(jī)身測(cè)量段的尾部出口處設(shè)置流量調(diào)節(jié)錐，流量調(diào) 節(jié)錐通過驅(qū)動(dòng)螺桿與步進(jìn)電機(jī)連接；內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平與步進(jìn)電機(jī)分別設(shè)置在支撐 底座上，支撐底座設(shè)置在風(fēng)洞支撐上。本發(fā)明的進(jìn)氣道內(nèi)通道、機(jī)身測(cè)量段、流量調(diào)節(jié)錐位于同一軸線上。本發(fā)明的靜壓孔為8個(gè)、總壓測(cè)耙探針為41個(gè)?；诳稍谕荒Ｐ蜕线M(jìn)行測(cè)量的進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)裝置的工作方法，包括如下步驟第一步控制步行電機(jī)，使流量調(diào)節(jié)錐沿軸向移動(dòng)，改變了機(jī)身測(cè)量段出口面積大 小，使進(jìn)氣道出口反壓改變，利用進(jìn)氣道出口總壓測(cè)耙測(cè)得不同錐位時(shí)進(jìn)氣道出口的總壓 分布，利用靜壓孔測(cè)得不同錐位時(shí)的靜壓值，從而計(jì)算得到進(jìn)氣道性能參數(shù)；第二步通過內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平可測(cè)量風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)時(shí)模型所受的氣動(dòng)力；第三步根據(jù)進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作匹配要求，可計(jì)算求得匹配點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道 的性能參數(shù)，并可獲得其性能參數(shù)隨流量系數(shù)的變化曲線。本發(fā)明采用上述技術(shù)方案，與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下的優(yōu)點(diǎn)1)利用本發(fā)明可以在同一套模型上進(jìn)行進(jìn)氣道出口性能和阻力測(cè)量實(shí)驗(yàn)，避免了 加工多個(gè)模型，而且目前飛機(jī)進(jìn)氣道的風(fēng)洞模型實(shí)驗(yàn)都無法測(cè)量阻力，測(cè)阻力的飛機(jī)模型 無法測(cè)量進(jìn)氣道出口性能。2)本發(fā)明可以在一次風(fēng)洞吹風(fēng)中同時(shí)完成進(jìn)氣道出口性能和阻力測(cè)量，也可以分 兩次吹風(fēng)完成，即第一次吹風(fēng)測(cè)量進(jìn)氣道出口性能，第二次吹風(fēng)測(cè)量阻力。3)本發(fā)明可以測(cè)量進(jìn)氣道在不同流量下(即不同反壓下)的阻力，獲得其阻力值 隨流量(或流量系數(shù))的變化曲線，而目前的飛機(jī)進(jìn)氣道通流實(shí)驗(yàn)只能測(cè)得一個(gè)流量下的 阻力，而且通流情況下的阻力并不是真實(shí)工作條件下的阻力。

圖1是一采用本發(fā)明的兩側(cè)進(jìn)氣的超聲速進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ推室晥D示意圖。圖2是一采用本發(fā)明的兩側(cè)進(jìn)氣的超聲速進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中的安裝示意 圖。圖3是進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜏y(cè)量段靜壓孔和總壓耙位置示意圖。圖4是實(shí)驗(yàn)測(cè)得的進(jìn)氣道出口反壓與流量系數(shù)關(guān)系曲線示意圖。圖5是實(shí)驗(yàn)測(cè)得的進(jìn)氣道阻力系數(shù)與流量系數(shù)關(guān)系曲線示意圖。圖中1、亞聲速或超聲速來流，2、飛機(jī)機(jī)身，3、進(jìn)氣口，4、附面層隔道，5、進(jìn)氣道內(nèi) 通道，6、內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平，7、進(jìn)氣道出口總壓測(cè)耙，8、模型測(cè)量段，9、流量調(diào)節(jié)錐， 10、流量調(diào)節(jié)錐的步進(jìn)電機(jī)，11、支撐底座，12、風(fēng)洞支撐，13、靜壓孔。
具體實(shí)施方式
本發(fā)明將在下面對(duì)照附圖給予更全面地說明，各圖中所給出的是本發(fā)明的一個(gè)應(yīng)用實(shí)例，而不應(yīng)當(dāng)解釋成本發(fā)明僅局限于在此所述的應(yīng)用實(shí)例。圖中所給飛機(jī)進(jìn)氣道模型 為帶前機(jī)身的、有附面層隔道的進(jìn)氣道模型，對(duì)于全機(jī)模型、無隔道進(jìn)氣道、有無機(jī)翼模型 也同樣適用，本應(yīng)用實(shí)例為兩側(cè)進(jìn)氣方式，對(duì)于腹下進(jìn)氣、背部進(jìn)氣、頭部進(jìn)氣，以及單通道 (單發(fā)動(dòng)機(jī))、雙通道(雙發(fā)動(dòng)機(jī))進(jìn)氣道，本發(fā)明也可以予以實(shí)施?！N可在同一模型上進(jìn)行測(cè)量的進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)裝置，其特征在于包括飛機(jī)機(jī)身2、進(jìn) 氣口 3、附面層隔道4、進(jìn)氣道內(nèi)通道5、內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平6、進(jìn)氣道出口總壓測(cè)耙7、 機(jī)身測(cè)量段8、流量調(diào)節(jié)錐9、步進(jìn)電機(jī)10、支撐底座11、風(fēng)洞支撐12、若干個(gè)靜壓孔13，飛 機(jī)機(jī)身2上設(shè)置進(jìn)氣口 3，飛機(jī)機(jī)身2上靠近進(jìn)氣口 3處設(shè)置附面層隔道4，進(jìn)氣口 3向機(jī) 身尾部延伸依次進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)通道5和機(jī)身測(cè)量段8，位于進(jìn)氣道內(nèi)通道5處的飛機(jī)機(jī)身2 上安裝內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平6，位于機(jī)身測(cè)量段8處的飛機(jī)機(jī)身2內(nèi)壁上分別均布進(jìn)氣 道出口總壓測(cè)耙7、靜壓孔13，總壓測(cè)耙前端和靜壓孔13均位于進(jìn)氣道出口截面、靠近飛機(jī) 機(jī)身2的尾部；機(jī)身測(cè)量段8的尾部出口處相對(duì)設(shè)置流量調(diào)節(jié)錐9，流量調(diào)節(jié)錐9通過驅(qū)動(dòng) 螺桿與步進(jìn)電機(jī)10連接；內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平6與步進(jìn)電機(jī)10分別設(shè)置在支撐底座 11上，支撐底座11設(shè)置在風(fēng)洞支撐12上。進(jìn)氣道內(nèi)通道5、機(jī)身測(cè)量段8、流量調(diào)節(jié)錐9位于同一軸線上。靜壓孔13為8個(gè)、總壓測(cè)耙探針為41個(gè)?；诒景l(fā)明的可在同一模型上進(jìn)行測(cè)量的進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)裝置的工作方法，包括如下 步驟第一步控制步行電機(jī)10，使流量調(diào)節(jié)錐9沿軸向移動(dòng)，改變了機(jī)身測(cè)量段8出口 面積大小，使進(jìn)氣道出口反壓改變，利用進(jìn)氣道出口總壓測(cè)耙7測(cè)得不同錐位時(shí)進(jìn)氣道出 口的總壓分布，利用靜壓孔13測(cè)得不同錐位時(shí)的靜壓值，從而計(jì)算得到進(jìn)氣道性能參數(shù)， 如總壓恢復(fù)系數(shù)σ和總壓畸變指數(shù)DC6tl ；其中，總壓恢復(fù)系數(shù)ο其定義為進(jìn)氣道出口截面平均總壓與自由流總壓之比值， 公式如下 式中，ρ J為自由流來流總壓，Z為進(jìn)氣道出口截面平均總壓，；^采用流量平均等
方法計(jì)算。流量平均公式計(jì)算如下 式中，冶為第j環(huán)面上的流量，ρ:為第j環(huán)面上的平均總壓。總壓畸變指數(shù)DC6tl i ej
的定義為[0037] 式中，為進(jìn)氣道出口截面60°扇形中平均總壓最低值，；^為進(jìn)氣道出口截 面平均總壓，f為進(jìn)氣道出口截面平均動(dòng)壓頭。第二步通過內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平6可測(cè)量風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)時(shí)模型所受的氣動(dòng)力 實(shí)驗(yàn)時(shí)，模型感受到的氣動(dòng)力通過應(yīng)變天平轉(zhuǎn)化為電信號(hào)，通過計(jì)算機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集和處 理，將天平輸出的電信號(hào)轉(zhuǎn)化為升力L和阻力D的大小，從而求出模型的升阻力系數(shù)。其中，升力系數(shù)定義為 阻力系數(shù)定義為 式中，L為升力，D為阻力，P 為來流密度，V00為來流速度，Aref為升阻力系數(shù)的計(jì) 算參考面積。第三步根據(jù)進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作匹配要求，可計(jì)算求得匹配點(diǎn)時(shí)進(jìn)氣道 的性能參數(shù)，并可獲得其性能參數(shù)隨流量系數(shù)的變化曲線。圖1示出一采用本發(fā)明的兩側(cè)進(jìn)氣的超聲速進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ推室晥D示意圖。超聲 速來流1經(jīng)過飛機(jī)機(jī)身頭部2，分兩股進(jìn)入進(jìn)氣道進(jìn)口 3，經(jīng)靠近機(jī)身表面的附面層隔道4 排出機(jī)身附面層，兩側(cè)氣流經(jīng)過進(jìn)氣道內(nèi)通道5后匯合，內(nèi)置式六分量應(yīng)變天平6安裝在模 型內(nèi)部，進(jìn)氣道出口總壓測(cè)耙7安裝在機(jī)身測(cè)量段8上，進(jìn)氣道出口總壓測(cè)耙7的探針前端 位于進(jìn)氣道出口截面，機(jī)身測(cè)量段出口通過流量調(diào)節(jié)錐9調(diào)節(jié)流通面積大小。圖2示出一采用本發(fā)明的兩側(cè)進(jìn)氣的超聲速進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中的安裝示 意圖。流量調(diào)節(jié)錐9通過步進(jìn)電機(jī)10驅(qū)動(dòng)螺桿轉(zhuǎn)動(dòng)可使調(diào)節(jié)錐沿進(jìn)氣道出口軸線前后移 動(dòng)，流量調(diào)節(jié)錐及步進(jìn)電機(jī)與實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ筒唤佑|，而是通過支撐底座11固定在風(fēng)洞支撐12 上，保證調(diào)節(jié)錐所受氣動(dòng)力不會(huì)傳到模型與天平上。圖3示出進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜏y(cè)量段靜壓孔和總壓耙位置示意圖?？倝喊?呈米字形 布局，耙探針共41根，其中進(jìn)氣道出口中心點(diǎn)一根，其余40根按周向均布8根X徑向5根 安裝，探針徑向位置根據(jù)等環(huán)面積法計(jì)算出相應(yīng)半徑。靜壓孔13與總壓探針的周向位置對(duì) 應(yīng)并且也按周向均布，靜壓孔垂直于測(cè)量段壁面，孔徑0. 8 1. Omm0順流方向看，總壓耙面 積堵塞比應(yīng)不大于進(jìn)氣道出口面積的5%。本發(fā)明可以在一次風(fēng)洞吹風(fēng)中同時(shí)完成進(jìn)氣道出口性能和阻力測(cè)量，也可以分兩 次吹風(fēng)完成，即第一次吹風(fēng)測(cè)量進(jìn)氣道出口性能，第二次吹風(fēng)測(cè)量阻力。分兩次實(shí)驗(yàn)時(shí)，首 先測(cè)量進(jìn)氣道出口性能，可獲得不同錐位下，即不同流量下的性能曲線，并可獲得進(jìn)氣道出口反壓Pb與流量系數(shù)Φ的關(guān)系，如圖4所示。在測(cè)力實(shí)驗(yàn)時(shí)拆除模型測(cè)量段的總壓測(cè)耙， 僅保留進(jìn)氣道出口截面的8個(gè)靜壓孔以測(cè)量出口截面平均靜壓，然后密封模型上的不用的 測(cè)量孔并進(jìn)行氣密性檢查，并對(duì)模型表面進(jìn)行清潔處理。測(cè)力實(shí)驗(yàn)時(shí)，不同錐位的進(jìn)氣道出 口反壓Pb不同，通過圖4的關(guān)系換算，可求出對(duì)應(yīng)的流量系數(shù)Φ，再根據(jù)實(shí)驗(yàn)測(cè)得的阻力系 數(shù)CD，即可獲得進(jìn)氣道阻力系數(shù)Cd隨流量系數(shù)Φ的變化曲線，如圖4所示。采用本發(fā)明時(shí)，如果需要比較不同進(jìn)氣道方案的性能差異，只需要更換相應(yīng)的進(jìn) 氣道模塊，在相同的實(shí)驗(yàn)條件下測(cè)試，測(cè)量得到的模型的阻力差即為進(jìn)氣道的阻力差。采用該進(jìn)氣道阻力測(cè)量技術(shù)，可以同時(shí)測(cè)量進(jìn)氣道的內(nèi)部流場(chǎng)特性(如總壓恢復(fù) 特性等)和進(jìn)氣道的阻力特性，由于有流量調(diào)節(jié)錐進(jìn)行反壓調(diào)節(jié)，可以真實(shí)模擬進(jìn)氣道阻 力隨流量系數(shù)的變化，再通過求進(jìn)氣道特性曲線與發(fā)動(dòng)機(jī)工作線的交點(diǎn)，即可獲得進(jìn)氣道 在發(fā)動(dòng)機(jī)匹配點(diǎn)的性能參數(shù)和阻力特性。上述實(shí)施例只是用于對(duì)本發(fā)明的解釋，而不能作為對(duì)本發(fā)明的限制。因此凡是與 本發(fā)明設(shè)計(jì)思路相同的實(shí)施方式均在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。
權(quán)利要求一種可在同一模型上進(jìn)行測(cè)量的進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)裝置，其特征在于包括飛機(jī)機(jī)身(2)、進(jìn)氣口(3)、附面層隔道(4)、進(jìn)氣道內(nèi)通道(5)、內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平(6)、進(jìn)氣道出口總壓測(cè)耙(7)、機(jī)身測(cè)量段(8)、流量調(diào)節(jié)錐(9)、步進(jìn)電機(jī)(10)、支撐底座(11)、風(fēng)洞支撐(12)、若干個(gè)靜壓孔(13)，飛機(jī)機(jī)身(2)上設(shè)置進(jìn)氣口(3)，飛機(jī)機(jī)身(2)上靠近進(jìn)氣口(3)處設(shè)置附面層隔道(4)，進(jìn)氣口(3)向機(jī)身尾部延伸依次進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)通道(5)和機(jī)身測(cè)量段(8)，位于進(jìn)氣道內(nèi)通道(5)處的飛機(jī)機(jī)身(2)上安裝內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平(6)，位于機(jī)身測(cè)量段(8)處的飛機(jī)機(jī)身(2)內(nèi)壁上分別均布進(jìn)氣道出口總壓測(cè)耙(7)、靜壓孔(13)，總壓測(cè)耙(7)前端和靜壓孔(13)均位于進(jìn)氣道出口截面、靠近飛機(jī)機(jī)身(2)的尾部；機(jī)身測(cè)量段(8)的尾部出口處設(shè)置流量調(diào)節(jié)錐(9)，流量調(diào)節(jié)錐(9)通過驅(qū)動(dòng)螺桿與步進(jìn)電機(jī)(10)連接；內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平(6)與步進(jìn)電機(jī)(10)分別設(shè)置在支撐底座(11)上，支撐底座(11)設(shè)置在風(fēng)洞支撐(12)上。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可在同一模型上進(jìn)行測(cè)量的進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)裝置，其特征在于上 述進(jìn)氣道內(nèi)通道(5)、機(jī)身測(cè)量段(8)、流量調(diào)節(jié)錐(9)位于同一軸線上。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的可在同一模型上進(jìn)行測(cè)量的進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)裝置，其特征在于上 述靜壓孔(13)為8個(gè)、總壓測(cè)耙(7)探針為41個(gè)。
專利摘要可在同一模型上進(jìn)行測(cè)量的進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)裝置，涉及亞聲速和超聲速進(jìn)氣道技術(shù)領(lǐng)域。本實(shí)用新型的飛機(jī)機(jī)身上設(shè)置進(jìn)氣口，飛機(jī)機(jī)身上靠近進(jìn)氣口處設(shè)置附面層隔道，位于進(jìn)氣道內(nèi)通道處的飛機(jī)機(jī)身上安裝內(nèi)置盒式六分量應(yīng)變天平，位于機(jī)身測(cè)量段處的飛機(jī)機(jī)身內(nèi)壁上分別均布進(jìn)氣道出口總壓測(cè)耙、靜壓孔，總壓測(cè)耙前端和靜壓孔均位于進(jìn)氣道出口截面、靠近飛機(jī)機(jī)身的尾部；機(jī)身測(cè)量段的尾部出口處設(shè)置流量調(diào)節(jié)錐，流量調(diào)節(jié)錐通過驅(qū)動(dòng)螺桿與步進(jìn)電機(jī)連接。本實(shí)用新型可在同一套模型上進(jìn)行進(jìn)氣道性能和阻力測(cè)量的實(shí)驗(yàn)技術(shù)，解決目前飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)無法獲知進(jìn)氣道的真實(shí)阻力的問題，可用于不同進(jìn)氣道方案的阻力特性對(duì)比分析，從而獲得飛機(jī)的真實(shí)推阻特性。
文檔編號(hào)G01M9/06GK201688962SQ201020144290
公開日2010年12月29日 申請(qǐng)日期2010年3月29日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月29日
發(fā)明者李博, 梁德旺, 黃國平 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)