圖 " "軸向進(jìn)氣噴管模型試驗器沿噴管型面及殼體內(nèi)部的分布。由指示儀確定實際推力及表征噴管工作效率的一些系數(shù)。
圖 " "%超聲速噴管模型的試驗工作段
&—進(jìn)口擴壓器； ’—柔性鋼帶； (—被試模型； )—測力機構(gòu)； 、%—殼體內(nèi)腔；
*—出口連接器； —測量導(dǎo)管； +—封嚴(yán)圈； &,—外殼
圖 " "*示出我國的噴管綜合試驗器，為不帶低壓室的徑向進(jìn)氣試驗器，設(shè)有兩級加溫器和四分量機械測力天平，能模擬發(fā)動機最大狀態(tài)、巡航狀態(tài)、加力狀態(tài)的燃?xì)獬煞趾蜏囟龋⒛苓M(jìn)行發(fā)動機各類排氣裝置冷、熱態(tài)模型試驗和推力矢量技術(shù)、紅外輻射的試驗研究。其主要技術(shù)指標(biāo)為：
主噴管喉部最大直徑 - *&,,..。
6
3.4
"噴管試驗膨脹比 /0&1)2&1。引射噴管換流量比 3.5 6540,7 2’,7。
%主流溫度 65 范圍： ,, 2 ’,,,8；次流溫度 64 為常溫。
•&&)•
力和力矩測量范圍： " % &’()；* % &+)；, % &()；-* % & ()•.；壓力測量精度為 (**/ 01；推力測量精度為 (*/01 %/(1。
圖 2 3( 3+4噴管綜合試驗器
’—主流標(biāo)準(zhǔn)噴嘴； 5—主流氣膜閥； 0—一級加溫器； 6—穩(wěn)定段； (—主流進(jìn)氣室；
7—二級加溫器； +—試驗段； 2—測力臺架； 8—次流氣膜網(wǎng)；
’—次流標(biāo)準(zhǔn)噴嘴； ’’—次流進(jìn)氣閥
四分量測力天平為外支承臺式結(jié)構(gòu)，主要由力的分解機構(gòu)、傳力系統(tǒng)、校正設(shè)備和測量
系統(tǒng)四部分組成，力和力矩的分解中心在天平的主支桿與管道的中心線（ 9軸）的交點，試
驗時通過力平臺的三個平移自由度的移動和二個副支桿可同時測取推力、升力、側(cè)力和俯
仰力矩四個分量。
為消除進(jìn)口動量和熱膨脹對測力的影響，提高測量精度和準(zhǔn)確度，試驗設(shè)備采用徑向
進(jìn)氣軸向密封方案，在進(jìn)氣渦殼內(nèi)沿圓周設(shè)有 2個聲速噴管，以測量氣流流量
（5）風(fēng)洞噴管試驗器研究內(nèi)、外兩股氣流干擾的風(fēng)洞試驗設(shè)備如圖 2 3( 3+所示。風(fēng)洞試驗中大多采用模型試驗，機體模型采用幾何相似、流動相似的縮尺模型。隨著推力矢量技術(shù)的發(fā)展，需要更大尺寸的風(fēng)洞。美國 ):;:蘭利研究中心的 6/ 2++.
（’7<=）跨聲速風(fēng)洞試驗艙內(nèi)的噴管試驗臺是目前最大的矢量噴管試驗系統(tǒng)該試驗臺采用徑向進(jìn)氣，軸向由金屬波紋管作柔性連接，沿進(jìn)氣渦殼設(shè)有 2個聲速噴嘴，以測量氣流流量，推力測量采用內(nèi)式 7分量測力天平，風(fēng)洞試驗馬赫數(shù)為 /6 %5/。可進(jìn)行噴管靜態(tài)模型試驗和帶外流的噴管阻力試驗，它是美國研究噴管的關(guān)鍵設(shè)備之一。我國目前進(jìn)行噴管帶外流的阻力試驗一般在 ’/ 5.跨、超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行，其試驗裝置與此類似。
（0）全尺寸綜合模擬試驗臺
進(jìn)行噴管和加力燃燒室全尺寸部件模擬試驗的設(shè)備是一龐大的噴管綜合試驗系統(tǒng)。
該試驗系統(tǒng)由氣源、多分量測力臺架、排氣系統(tǒng)等組成。氣源系統(tǒng)由一臺輔助發(fā)動機和專
供外涵氣流的供氣系統(tǒng)組成。空氣流量、加力燃燒室進(jìn)口燃?xì)鉁囟取⑼夂瓪饬鳒囟群妥畲?br />
壓力、推力等參數(shù)測量由所試噴管的技術(shù)要求決定，其推力測量精度一般不低于 /01 %/
(1。
6/測試系統(tǒng)
噴管試驗測試系統(tǒng)框它由受感部、掃描閥、采集系統(tǒng)和計算機等單元組成。
采用機械式壓力掃描閥和電子式掃描閥測量壓力，壓力傳感器精度不低于 / 01；采用
•’’68•
圖 " "%風(fēng)洞噴管試驗器熱電阻溫度計和熱電偶測量溫度。對 &’’’ (以上的高溫采用紅外輻射高溫計和紅外熱像儀測量。
對于靜態(tài)模型試驗、整機全尺寸臺架試驗、高空模擬試驗，采用機械式多分量測力天平測量常規(guī)噴管和矢量噴管的推力；對于風(fēng)洞模型試驗多采用應(yīng)變式多分量測力天平；要定期進(jìn)行天平的靜校和動校，如單元加載、綜合加載、超載試驗和靈敏度試驗，并用標(biāo)準(zhǔn)模型確定動校精度和準(zhǔn)確度。
對于發(fā)動機排氣噴流紅外輻射測量中，排氣噴口周圍應(yīng)設(shè)置屏蔽以消除背景對紅外輻射的影響，測量儀器距離噴口至少 )’*。采用紅外輻射儀確定紅外輻射強度；用紅外光譜儀測定紅外光譜強度分布，分辨率不低于 ’+ ’*；用紅外熱像儀測定紅外輻射的空間分布，確定主要紅外輻射源的位置。
應(yīng)用傳聲器系統(tǒng)和記錄、重放設(shè)備測定噴管排氣噪聲。
三、典型矢量噴管試驗
國外在矢量噴管研究中，試驗確定矢量噴管的功能具有極其重要的作用，在前述的進(jìn)行模型試驗、風(fēng)洞試驗、噴管與發(fā)動機 ,飛機機體匹配試驗、噴管冷卻試驗后，進(jìn)行了全尺寸矢量噴管發(fā)動機臺架試驗以驗證性能，繼而進(jìn)行高空臺試驗和飛行試驗， -+ .公司的二元矢量噴管即是沿著這樣試驗途徑投入 /001發(fā)動機在 /—&&飛機上領(lǐng)先使用。
矢量噴管 ,推進(jìn)綜合控制系統(tǒng)的功能考驗亦是矢量噴管研制中的重要試驗。例如：
"試驗驗證起飛著陸時矢量噴管產(chǎn)生的附加升力是否能保證飛機的平衡，按照飛機運動速度和操縱桿的位置來控制矢量噴管的偏轉(zhuǎn)角度，并使其矢量噴口偏轉(zhuǎn)與發(fā)動機工作狀態(tài)相匹配。
試驗驗證飛機加速爬高時油門桿和推力矢量偏轉(zhuǎn)裝置的最佳匹配。
試驗驗證巡航狀態(tài)下矢量噴管在改善經(jīng)濟性方面的作用。
•00’•
試驗考核機動飛行中矢量噴管在快速動作時是否能在寬廣的速度范圍內(nèi)產(chǎn)生足夠的控制力矩。
矢量噴管縮型試驗曾證明了全尺寸的矢量噴管推力變換能力為 " —"。
在進(jìn)行軸對稱矢量噴管（ %&’(）試驗中，可以確定矢量運動的控制參數(shù)。軸對稱矢量噴管有兩套控制機構(gòu)：一套用于控制喉道面積，稱為 %。作動系統(tǒng)；另一套用于控制 %&’(擴張段，即周向分布的 %。作動筒系統(tǒng)，作動筒 )作動環(huán) )*形拉桿 )調(diào)節(jié)片構(gòu)成的機構(gòu)可實現(xiàn)噴管全方位偏轉(zhuǎn) +, -.+,的要求。 %/作動系統(tǒng)由發(fā)動機控制器的指令控制，按發(fā)動機要求調(diào)節(jié)工況。擴張段膨脹比 %0 1 %/和矢量運動由 %0作動系統(tǒng)控制；非矢量狀態(tài)下， %0作動筒保持相同的行程和速度作同步運動；矢量狀態(tài)下， %0作動筒差動可實現(xiàn)噴管全方位偏轉(zhuǎn)。
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