2.4米跨聲速風(fēng)洞推力矢量試驗(yàn)技術(shù)

李建強(qiáng)，李耀華，郭旦平，苗 磊，杜 寧，黃存棟，周 洪，曾利權(quán)，張 詣

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000）

2.4米跨聲速風(fēng)洞推力矢量試驗(yàn)技術(shù)

李建強(qiáng)＊，李耀華，郭旦平，苗 磊，杜 寧，黃存棟，周 洪，曾利權(quán)，張 詣

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000）

針對(duì)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量高速試驗(yàn)需求，研制了可用于校準(zhǔn)通氣不傳力系統(tǒng)對(duì)推力天平性能影響的裝置和基于數(shù)字流量閥的噴流質(zhì)量流量閉環(huán)測(cè)控系統(tǒng)，在2.4m跨聲速風(fēng)洞建立了通氣葉片支撐、金屬波紋管通氣不傳力系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)噴流供氣轉(zhuǎn)換、三臺(tái)天平內(nèi)置的雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量試驗(yàn)平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)氣動(dòng)力和兩尾噴管轉(zhuǎn)向噴流推進(jìn)特性同時(shí)分別測(cè)量。系統(tǒng)調(diào)試和模型風(fēng)洞試驗(yàn)表明：試驗(yàn)系統(tǒng)運(yùn)行穩(wěn)定、可靠，質(zhì)量流量測(cè)控精度優(yōu)于0.5%；全機(jī)氣動(dòng)力及兩個(gè)噴管矢量噴流推進(jìn)特性規(guī)律合理，重復(fù)性精度達(dá)到國(guó)軍標(biāo)常規(guī)測(cè)力合格指標(biāo)；建立的試驗(yàn)技術(shù)系統(tǒng)可用于來(lái)流馬赫數(shù)0.3～1.2、迎角－10°～60°、噴管偏角－20°～20°、噴流總質(zhì)量流量0～3kg／s的雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量試驗(yàn)。

2.4米跨聲速風(fēng)洞；推力矢量；試驗(yàn)系統(tǒng)；雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)

0 引 言

推力矢量技術(shù)是實(shí)現(xiàn)戰(zhàn)斗機(jī)過失速機(jī)動(dòng)和直接力模式超機(jī)動(dòng)能力的一項(xiàng)氣動(dòng)－動(dòng)力裝置一體化技術(shù)，其實(shí)質(zhì)是通過噴管噴流轉(zhuǎn)向，將發(fā)動(dòng)機(jī)推力的一部分及其相應(yīng)產(chǎn)生的力矩直接用于飛機(jī)飛行操縱控制。由于該部分控制力和力矩與飛機(jī)的飛行速度、高度、姿態(tài)無(wú)關(guān)，在現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)突破失速障、增強(qiáng)機(jī)敏性，改善起降性能、巡航性能及隱形特性等方面均具有重要作用，因而，推力矢量技術(shù)業(yè)已成為先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的必備技術(shù)［1－4］和重要標(biāo)志。

飛機(jī)采用推力矢量控制飛行，飛機(jī)飛行控制律和發(fā)動(dòng)機(jī)操作控制律的匹配協(xié)調(diào)和精確設(shè)計(jì)極為關(guān)鍵，任何控制的不匹配、不協(xié)調(diào)、不精確，都可能增大飛行安全風(fēng)險(xiǎn)，甚至產(chǎn)生飛行事故，因此在飛機(jī)推力矢量控制律設(shè)計(jì)時(shí)，除了要求提供相應(yīng)飛行條件狀態(tài)下噴管轉(zhuǎn)向噴流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力和力矩影響外，還要求提供保障飛機(jī)正常飛行和發(fā)動(dòng)機(jī)正常穩(wěn)定工作的噴流推進(jìn)特性參數(shù)，即要求同時(shí)提供發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)向噴流推進(jìn)特性及其對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響。由于噴流本身及其與飛機(jī)繞流相互干擾的復(fù)雜性，風(fēng)洞模型推力矢量模擬試驗(yàn)一直是獲得噴管轉(zhuǎn)向噴流推進(jìn)特性及其對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性影響的主要手段［5］。為了滿足矢量噴管和推力矢量控制技術(shù)研究發(fā)展需求，國(guó)內(nèi)外主要?dú)鈩?dòng)力與技術(shù)試驗(yàn)研究機(jī)構(gòu)和大批研究人員，開展了大量的推力矢量試驗(yàn)?zāi)M和測(cè)量方法技術(shù)研究。文獻(xiàn)［6－12］介紹了美國(guó)和歐洲一些主要?dú)鈩?dòng)力研究機(jī)構(gòu)的高／低速風(fēng)洞推力矢量試驗(yàn)?zāi)M技術(shù)與裝置及其在型號(hào)研制中的應(yīng)用情況，文獻(xiàn)［13－17］則介紹了國(guó)內(nèi)部分高／低速風(fēng)洞推力矢量試驗(yàn)技術(shù)研究成果。綜觀這些試驗(yàn)方法和技術(shù)，大致可歸為三類：一是重點(diǎn)面向飛行器飛行控制律設(shè)計(jì)的轉(zhuǎn)向噴流對(duì)飛行器氣動(dòng)干擾試驗(yàn)技術(shù)［5，8－9，11－13］，一般只測(cè)量轉(zhuǎn)向噴流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)干擾，或是將噴管推進(jìn)特性和模型氣動(dòng)特性一體測(cè)量；二是可同時(shí)進(jìn)行噴管特性與飛行器氣動(dòng)特性模擬和分別測(cè)量的試驗(yàn)技術(shù)［5，15－17］，噴管測(cè)量段與供氣段（非測(cè)量段）之間通過空氣橋連接；三是重點(diǎn)面向矢量噴管和發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)特性研究的噴管特性試驗(yàn)臺(tái)［5，7］。就其所采用的風(fēng)洞模型支撐方式來(lái)看，有翼尖通氣支撐的，也有立尾（包括雙立尾）通氣支撐的，但以通氣葉片腹部（或背部）支撐占多；就其噴管轉(zhuǎn)向噴流推進(jìn)特性測(cè)量而言，多以單尾噴管為研究對(duì)象，即便有面向雙噴管的［5，7，10］，也是將兩個(gè)噴管矢量噴流推進(jìn)特性一體測(cè)量，不能對(duì)兩個(gè)噴管噴流推進(jìn)特性同時(shí)分別測(cè)量?，F(xiàn)代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)高速高機(jī)動(dòng)能力要求高，機(jī)動(dòng)動(dòng)作、過程復(fù)雜，兩個(gè)噴管噴流非對(duì)稱偏轉(zhuǎn)、流量不相等的飛行狀態(tài)和過程可能不可避免，因而客觀上對(duì)兩個(gè)尾噴管轉(zhuǎn)向噴流推進(jìn)特性及其對(duì)飛機(jī)高速氣動(dòng)干擾同時(shí)分別測(cè)量提出了需求。考慮到飛機(jī)高速推力矢量試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膹?fù)雜性以及高速風(fēng)洞對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ投氯认拗?，中?guó)空氣動(dòng)研究中心充分利用2.4m跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸與結(jié)構(gòu)特點(diǎn)與優(yōu)勢(shì)，開展了雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量試驗(yàn)技術(shù)研究，建立了通氣葉片支撐、金屬波紋管通氣不傳力系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)噴流供氣轉(zhuǎn)換、三臺(tái)天平內(nèi)置的雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量試驗(yàn)平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)了飛機(jī)氣動(dòng)力和兩尾噴管轉(zhuǎn)向噴流推進(jìn)特性同時(shí)分別測(cè)量。

1 總體技術(shù)方案

圖1 總體技術(shù)方案圖Fig.1 Overall planning of the technology

圍繞實(shí)現(xiàn)雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)繞流和兩個(gè)噴管常溫空氣介質(zhì)噴流同時(shí)精細(xì)模擬、兩個(gè)噴管矢量噴流推進(jìn)特性和飛機(jī)模型氣動(dòng)特性的同時(shí)分別測(cè)量，結(jié)合2.4m跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸與迎角機(jī)構(gòu)特點(diǎn)，制定了雙發(fā)推力矢量模型通氣葉片支撐于風(fēng)洞試驗(yàn)段中，以模型內(nèi)部通氣管道（非測(cè)量段）向噴管段（測(cè)量段）提供噴流介質(zhì)，以空氣橋系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)噴流介質(zhì)從非測(cè)量段到測(cè)量段的轉(zhuǎn)換，通過更換不同軸線偏角噴管實(shí)現(xiàn)噴流名義轉(zhuǎn)角，以安裝于模型內(nèi)部的三臺(tái)天平同時(shí)分別測(cè)量模型氣動(dòng)特性和兩噴管矢量噴流推進(jìn)特性的總體技術(shù)方案（見圖1）。試驗(yàn)時(shí)，飛機(jī)飛行來(lái)流模擬通過風(fēng)洞實(shí)現(xiàn)，兩噴管各自的噴流流量與落壓比采用基于數(shù)字流量閥的閉環(huán)供氣控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)，而模型試驗(yàn)迎角則通過風(fēng)洞迎角機(jī)構(gòu)和通氣葉片預(yù)偏來(lái)實(shí)現(xiàn)。本技術(shù)方案中，影響試驗(yàn)順利進(jìn)行和試驗(yàn)結(jié)果精準(zhǔn)度的因素主要有：模型系統(tǒng)（包括內(nèi)供氣管路）強(qiáng)度剛度保證，強(qiáng)度影響安全，剛度不足則會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)與內(nèi)管路系統(tǒng)相碰，影響試驗(yàn)順利進(jìn)行；空氣橋系統(tǒng)強(qiáng)度剛度及其與推力天平匹配設(shè)計(jì)，空氣橋系統(tǒng)強(qiáng)度低影響承壓與安全，剛度大則對(duì)推力天平性能及試驗(yàn)結(jié)果影響大；天平設(shè)計(jì)與校準(zhǔn)，天平布局影響力臂大小，結(jié)構(gòu)影響變形，校準(zhǔn)影響修正，都會(huì)影響測(cè)量精準(zhǔn)度；噴管噴流質(zhì)量流量與落壓比的精確測(cè)量和穩(wěn)定控制，直接影響推力大小及試驗(yàn)精準(zhǔn)度。通過針對(duì)性研究，發(fā)展了相關(guān)技術(shù)。

2 模型系統(tǒng)及支撐設(shè)計(jì)

為滿足同一時(shí)刻兩個(gè)噴管不同噴流質(zhì)量流量與落壓比模擬要求，雙發(fā)尾噴飛機(jī)模型內(nèi)部需布置兩路獨(dú)立的噴流供氣管路，而為達(dá)到飛機(jī)及兩個(gè)噴管氣動(dòng)力的同時(shí)分別測(cè)量，飛機(jī)及兩個(gè)噴管必須互不干涉且有獨(dú)立的測(cè)量天平，因此，雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪且粋€(gè)包括戰(zhàn)斗機(jī)模型和置于飛機(jī)模型內(nèi)腔且獨(dú)立于模型的內(nèi)通氣管路系統(tǒng)兩大部分的模型系統(tǒng)。其中，內(nèi)通氣管路系統(tǒng)主要由雙路通氣支桿、空氣橋、測(cè)量段（噴流總壓）和噴管等部件，結(jié)構(gòu)十分復(fù)雜，其尺寸取決于飛機(jī)兩噴管軸線間距離、噴流最大質(zhì)量流量要求和供氣最高壓力等，內(nèi)管路系統(tǒng)尺寸決定著推力矢量模型系統(tǒng)尺度。圖2為雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量研究模型結(jié)構(gòu)布局。通過采用雙路“Z”型通氣支桿（圖3）和飛機(jī)模型大部件模塊化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，既解決了三臺(tái)天平的可靠安裝和推力天平與噴管同軸問題，又有效保證了模型系統(tǒng)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與剛度，從而有效保住了試驗(yàn)的順利進(jìn)行和實(shí)驗(yàn)安全。

圖2 模型結(jié)構(gòu)布局示意圖Fig.2 The model schematic diagram

圖3 雙路“Z”型通氣支桿Fig.3 The“Z”shape air through support

3 推力天平及空氣橋設(shè)計(jì)

雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身一般為扁平狀，針對(duì)這一特點(diǎn)，雙發(fā)推力矢量研究模型三臺(tái)天平及通氣管路系統(tǒng)采用了圖4和圖5所示布局設(shè)計(jì)。由圖5可見，推力天平一端與“Z”型通氣支桿連接后固連于通氣葉片支撐上，而另一端則通過過渡接頭分別與空氣橋系統(tǒng)、噴管組合體相連接，推力天平不僅測(cè)量了噴管轉(zhuǎn)向噴流推進(jìn)特性，同時(shí)也測(cè)得了空氣橋帶來(lái)的影響。

圖4 天平及通氣管路布局（橫斷面視圖）Fig.4 The layout of the balance and supply pipe

圖5 天平及空氣橋系統(tǒng)布置圖（俯視）Fig.5 Sketch of the balance and the flexible metal bellows

圖6 天平、空氣橋耦合設(shè)計(jì)流程圖Fig.6 The coupling design flowsheet of the balance and flexible metal bellow

采用空氣橋的本意是只希望實(shí)現(xiàn)高壓空氣從通氣支桿到噴管測(cè)量段的轉(zhuǎn)換，而不要影響推力天平測(cè)量。實(shí)際中，由于空氣橋通氣、承壓后其剛度會(huì)發(fā)生變化，并會(huì)嚴(yán)重影響天平工作公式和靈敏度。為使這部分影響應(yīng)盡可能小且必須予以修正，發(fā)展了基于剛度的空氣橋系統(tǒng)與推力天平一體化設(shè)計(jì)技術(shù)，通過推力天平和空氣橋參數(shù)化建模、靜力學(xué)分析、兩者按照實(shí)際安裝狀態(tài)進(jìn)行裝配的一體化耦合分析優(yōu)化，獲得了滿足載荷及精準(zhǔn)度要求的推力天平和承壓6MPa、對(duì)天平測(cè)量影響小的空氣橋系統(tǒng)。圖6為天平和空氣橋設(shè)計(jì)基本流程，圖7為空氣橋系統(tǒng)、推力天平一體化耦合分析有限元模型，圖8和圖9分別為推力天平和空氣橋系統(tǒng)設(shè)計(jì)優(yōu)化結(jié)果，表1則給出了推力天平和推力天平帶空氣橋時(shí)各分量的應(yīng)變。

圖7 一體化耦合分析有限元模型Fig.7 The integrative coupling finite－element analytical model

圖8 推力天平仿真優(yōu)化結(jié)果Fig.8 Results of the thrust balance

圖9 天平與空氣橋一體化優(yōu)化計(jì)算結(jié)果Fig.9 Results of integrative coupling finite－element analytical

表1 推力天平應(yīng)變Table 1 The thrust vectoring balance strains

為檢驗(yàn)推力天平、空氣橋系統(tǒng)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果，在完成單獨(dú)推力天平靜態(tài)校準(zhǔn)后，對(duì)天平帶空氣橋系統(tǒng)組合體進(jìn)行了有／無(wú)通氣及充氣校準(zhǔn)。圖10給出了推力天平＋空氣橋校準(zhǔn)方式。表2為各種校準(zhǔn)狀態(tài)下推力天平的綜合誤差，可見校準(zhǔn)綜合誤差均接近常規(guī)天平的校準(zhǔn)誤差水平，可滿足試驗(yàn)需要。

圖10 天平校準(zhǔn)示意圖Fig.10 Sketch of calibrating the balance

表2 推力天平校準(zhǔn)載荷及誤差Table 2 The load and error of the thrust vectoring balance calibration

4 高精度流量測(cè)量控制系統(tǒng)

噴管噴流質(zhì)量流量與落壓比直接參與推力計(jì)算，直接影響推力大小及試驗(yàn)精準(zhǔn)度，因而必須對(duì)其進(jìn)行精確測(cè)量和穩(wěn)定控制。為此提出了基于數(shù)字流量閥的二級(jí)調(diào)壓、高精度流量計(jì)測(cè)量和上下位機(jī)、主從站式結(jié)構(gòu)閉環(huán)質(zhì)量流量測(cè)控方案，設(shè)計(jì)研制了質(zhì)量流量按二進(jìn)制遞增、最高承壓15MPa、最大質(zhì)量流量3kg／s的數(shù)字流量閥（圖11）和閉環(huán)流量測(cè)控系統(tǒng)（圖12）。圖13和圖14分別給出了流量調(diào)試曲線及控制精度。

圖11 數(shù)字流量閥Fig.11 Sketch of digital massflow valve

圖12 推力矢量控制系統(tǒng)總圖Fig.12 A sketch of thrust vectoring control system

圖13 流量控制曲線Fig.13 The curve of the flow control

圖14 流量控制精度曲線Fig.14 The curve of the flow control accuracy

5 技術(shù)驗(yàn)證及結(jié)果

為檢驗(yàn)試驗(yàn)技術(shù)與系統(tǒng)的功能與能力，在FL－26風(fēng)洞進(jìn)行了雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)研究模型推力矢量試驗(yàn)，試驗(yàn)Ma為0.3、0.6和1.2，模型名義迎角范圍－10°～60°，名義偏航角為0°，噴管偏角＝0°、20°，噴流落壓比0～9，基于模型機(jī)翼氣動(dòng)弦長(zhǎng)的試驗(yàn)雷諾數(shù)Re數(shù)為（2.4～7.3）×106。利用研制的三臺(tái)天平同時(shí)分別測(cè)得了有／無(wú)噴流下飛機(jī)模型氣動(dòng)力和兩個(gè)噴管噴流推進(jìn)特性。圖15為模型安裝照片。

圖15 試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)在FL－26風(fēng)洞安裝照片F(xiàn)ig.15 The test system in FL－26wind tunnel

圖16給出了M＝0.6、噴管偏角Ψ＝20°、主流落壓比NPR＝3.7時(shí)，全機(jī)帶轉(zhuǎn)向噴流下的重復(fù)性試驗(yàn)曲線，表3則給出了重復(fù)性試驗(yàn)均方根偏差，圖17和圖18給出了飛機(jī)模型和噴管轉(zhuǎn)向噴流推進(jìn)特性部分測(cè)量結(jié)果。由圖、表可見：飛機(jī)模型氣動(dòng)特性和兩個(gè)噴管轉(zhuǎn)向噴流推進(jìn)特性隨迎角、落壓比變化規(guī)律合理，試驗(yàn)重復(fù)性精度達(dá)到國(guó)軍標(biāo)常規(guī)測(cè)力合格指標(biāo)，表明整個(gè)試驗(yàn)系統(tǒng)工作正常、穩(wěn)定，各臺(tái)天平、噴流測(cè)控精準(zhǔn)度高，試驗(yàn)數(shù)據(jù)可信。

圖16 推力矢量模型重復(fù)性試驗(yàn)Fig.16 The repeated test results of the thrust vectoring model

圖17 Ma＝0.6，噴管偏轉(zhuǎn)20°全機(jī)縱向特性Fig.17 The aerodynamic characteristics of the model Ma＝0.6，Ψ＝20°

圖18 Ma＝0.6，噴管偏轉(zhuǎn)20°轉(zhuǎn)向噴流推進(jìn)特性Fig.18 The propulsion characteristics of nozzles Ma＝0.6，Ψ＝20°

表3 各天平重復(fù)性試驗(yàn)均方根誤差（Ma＝0.6，NPR＝3.7，Table 3 Accuracy of repeatale test of the model and nozzles

表3 各天平重復(fù)性試驗(yàn)均方根誤差（Ma＝0.6，NPR＝3.7，Table 3 Accuracy of repeatale test of the model and nozzles

主機(jī) －5° －2° 0 2° 5° σCx 0.00058 0.00064 0.00045 0.00037 0.00020 σCy 0.00194 0.00255 0.00219 0.00233 0.00218 σmz .00025 0.00028 0.00016 0.00021 0.00030 1＃噴管 －5° －2° 0 2° 5° σCxt 0.00027 0.00028 0.00031 0.00034 0.00036 σCyt 0.00009 0.00006 0.00005 0.00008 0.00010 σmz 0.00004 0.00003 0.00003 0.00005 0.00006 2＃噴管 －5° －2° 0 2° 5° σCxt 0.00027 0.00030 0.00033 0.00038 0.00040 σCyt 0.00006 0.00004 0.00004 0.00005 0.00007 σmz 0.00004 0.00004 0.00005 0.00006 0.00008

6 結(jié) 論

通過本研究，可以得到如下結(jié)論：

（1）發(fā)展了一種通氣葉片支撐、“Z”型通氣管道和波紋管空氣橋?qū)崿F(xiàn)供氣轉(zhuǎn)換、三臺(tái)內(nèi)式六分量天平同時(shí)分別測(cè)量的試驗(yàn)技術(shù)，研制了風(fēng)洞噴流測(cè)控系統(tǒng)、雙發(fā)推力矢量模型及雙路通氣不傳力系統(tǒng)、通氣葉片支撐、測(cè)力天平及校準(zhǔn)裝置，使2.4米風(fēng)洞形成了完整的雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量試驗(yàn)?zāi)M與測(cè)量能力；

（2）發(fā)展的基于剛度匹配的天平－空氣橋一體化設(shè)計(jì)技術(shù)，有效解決了天平、空氣橋匹配設(shè)計(jì)與影響減小難題；

（3）研制的基于調(diào)壓閥穩(wěn)壓、二進(jìn)制數(shù)字閥流量調(diào)節(jié)控制的噴流流量實(shí)時(shí)采集與控制系統(tǒng)，流量測(cè)控精準(zhǔn)度高（達(dá)到了0.5%），不但滿足了單、雙發(fā)飛機(jī)推力矢量試驗(yàn)噴流質(zhì)量流量精確穩(wěn)定控制需求，而且可廣泛用于其他風(fēng)洞和地面試驗(yàn)的噴流測(cè)控；

（4）系統(tǒng)調(diào)試和風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)表明，設(shè)備系統(tǒng)操作使用方便、運(yùn)行穩(wěn)定，可用于來(lái)流馬赫數(shù)0.3～1.2、迎角－10°～60°、噴管偏角－20°～20°、噴流總質(zhì)量流量0～3kg／s的雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)推力矢量試驗(yàn)。

［1］ YVETTE S W，DOUGLAS L B.Advancements in exhaust system technology for the 21stcentury［R］.AIAA－98－3100，1998.

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The thrust vectoring experiment technique in the 2.4m×2.4mtransonic wind tunnel

Li Jianqiang＊，Li Yaohua，Guo Danping，Miao Lei，Du Ning，Huang Cundong，Zhou Hong，Zeng Liquan，Zhang Yi

（High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

In order to meet the requirement for the testing of the advanced aircrafts’thrust vectoring techniques in high speed wind tunnel，a device for the flexible metal bellow system’s calibration of the performance impact on thrust vectoring balance and the corresponding high precision flow close－loop measurement and control system based on the digital flow valve are developed.A test platform for a twin－engine aircraft thrust vectoring，including the supply lamina support，the flexible metal bellow for realizing the jet air supply and three balances system，is established.Separate measurement of both aerodynamic characteristics and propulsion characteristics is achieved simultaneously.The system adjustment and the results of model tests demonstrate that，the experimental equipment and the overall system operate accurately and steadily，the precision of jet mass flow measurement is better than 0.5%.The experimental results of aerodynamic characteristics and propulsion characteristics obtained in the research are normative and reasonable，and the precision of repeatability tests is up to the standard of GJB.The experimental skills obtained in the research can satisfy the twin－engine aircraft requirement，and the test condition is within the margin of Mach number of 0.3～1.2，angle of attack of－10°～60°，nozzle thrust vector angle of－20°～20°，jet mass flow 0～3kg／s.

twin－engine aircraft；thrust vector；experimental technology

V211.7

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.0131

0258－1825（2016）01－0020－07

2015－07－23；

2015－08－16

李建強(qiáng)＊（1964－），研究員，空氣動(dòng)力學(xué)專業(yè).E－mail：ljqxqlpm1＠sina.com

李建強(qiáng)，李耀華，郭旦平，等.2.4米跨聲速風(fēng)洞推力矢量試驗(yàn)技術(shù)［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34（1）：20－26.

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