[發(fā)明專利]一種基于風(fēng)洞的空中加油仿真試驗(yàn)裝置及方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202210277512.7
• 申請(qǐng)日: 2022-03-21
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN114476122B
• 公開(kāi)（公告）日: 2023-08-29
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 史曉軍;徐揚(yáng)帆;吳軍強(qiáng);陶洋;吳繼飛;陳植;劉大偉;楊振華;賈巍;李陽(yáng);張昌榮;劉光遠(yuǎn);閆昱;曾開(kāi)春;劉祥;楊可朋;劉超
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 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
• 主分類號(hào): B64F5/60
• 分類號(hào): B64F5/60;G06F30/20
• 代理公司: 北京方安思達(dá)知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11472
• 代理人: 李彪;武玥

本發(fā)明公開(kāi)了一種基于風(fēng)洞的空中加油仿真試驗(yàn)裝置及方法，該裝置設(shè)置在風(fēng)洞槽壁試驗(yàn)段，在高速氣流環(huán)境下模擬實(shí)際的空中加油過(guò)程；所述裝置包括：加油機(jī)模型、受油機(jī)模型、加油軟管、加油錐和運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)；其中，加油軟管的一端與加油機(jī)模型連接，另一端與加油錐連接，運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)用于控制受油機(jī)模型與加油錐的距離與角度，實(shí)現(xiàn)受油機(jī)模型的受油口與加油錐的逐步接近直至對(duì)接。本發(fā)明在國(guó)內(nèi)首次實(shí)現(xiàn)了了基于高速風(fēng)洞設(shè)備的空中加油對(duì)接過(guò)程地面模擬裝置及方法，采用彈性結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)對(duì)加油軟管的氣動(dòng)特性測(cè)量，通過(guò)動(dòng)態(tài)天平以及模型視頻變形測(cè)量技術(shù)，使得在飛行狀態(tài)下的空中加油對(duì)接過(guò)程的數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度提高，對(duì)于優(yōu)化完善加/受油系統(tǒng)具有重要的支撐意義。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航空技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種基于風(fēng)洞的空中加油仿真試驗(yàn)裝置及方法。

背景技術(shù)

空中加油，是當(dāng)今航空領(lǐng)域，特別是軍用飛行器在不著陸條件下，實(shí)現(xiàn)燃油快速補(bǔ)給、提升戰(zhàn)機(jī)滯空時(shí)間、及時(shí)投入戰(zhàn)場(chǎng)作戰(zhàn)的重要技術(shù)手段；它對(duì)于增加戰(zhàn)機(jī)航程與掛載能力，擴(kuò)大作戰(zhàn)半徑具有重要意義，是飛機(jī)作戰(zhàn)效能的倍增器。

從世界范圍看，根據(jù)加油管路的不同設(shè)計(jì)，空中加油可以分為軟管加油和硬管加油兩種方式，如圖1所示。硬管加油系統(tǒng)主要由伸縮管、壓力加油機(jī)構(gòu)、控制舵和監(jiān)控裝置等組成。該系統(tǒng)優(yōu)點(diǎn)是耐壓性好，可采用增壓設(shè)備提高輸油速度；缺點(diǎn)是系統(tǒng)復(fù)雜，對(duì)飛行控制、加油系統(tǒng)制造技術(shù)要求比較高，成本也較高。

公開(kāi)資料顯示，當(dāng)前我國(guó)的空中加油技術(shù)，采用“軟管+錐套”的軟管式加油系統(tǒng)。

軟管加油系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、成本較低，一架加油機(jī)可同時(shí)安裝多套系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)同時(shí)為多架飛機(jī)加油。軟管加油系統(tǒng)因其自身具有一定柔性，故對(duì)加油機(jī)和受油機(jī)的相對(duì)位置、飛行穩(wěn)定性要求相對(duì)較低；但其缺點(diǎn)是對(duì)于氣流擾動(dòng)比較敏感，軟管柔性材料形變、燃油輸出壓力、大氣紊流/陣風(fēng)擾動(dòng)、加油機(jī)尾流(如圖1所示)、機(jī)體振動(dòng)、受油機(jī)頭波等內(nèi)外干擾因素的影響。同時(shí)，在對(duì)接過(guò)程中對(duì)于受油機(jī)的操控(如：對(duì)接沖擊速度)要求較高，操作不當(dāng)輕則導(dǎo)致加油操作的失敗，重則致使加受油機(jī)受損、危及飛行安全。這其中，容易出現(xiàn)一種極具破壞力的現(xiàn)象，加油軟管由于受油機(jī)與錐套對(duì)接沖擊力作用而過(guò)度松弛，從而誘發(fā)劇烈甩動(dòng)，即“鞭甩”現(xiàn)象。

在軟管式空中加油過(guò)程中出現(xiàn)的一系列動(dòng)態(tài)、非定常、非穩(wěn)態(tài)現(xiàn)象，是空氣動(dòng)力學(xué)、多體動(dòng)力學(xué)、機(jī)械/材料學(xué)、自動(dòng)控制等多學(xué)科耦合作用的結(jié)果。這些現(xiàn)象，制約了空中加油任務(wù)的成功率，并對(duì)飛行安全造成嚴(yán)重影響。研究并揭示這些現(xiàn)象形成的內(nèi)在機(jī)理與成因，并建立地面模擬試驗(yàn)技術(shù)，提出有效的抑制/解決措施，優(yōu)化加受油系統(tǒng)設(shè)計(jì)，對(duì)于提高空中加油的安全性、可靠性具有十分重要的意義。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)缺陷，提出了一種基于風(fēng)洞的空中加油仿真試驗(yàn)裝置及方法。

為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提出了一種基于風(fēng)洞的空中加油仿真試驗(yàn)裝置，所述裝置設(shè)置在風(fēng)洞槽壁試驗(yàn)段，在高速氣流環(huán)境下模擬實(shí)際的空中加油過(guò)程；所述裝置包括：加油機(jī)模型、受油機(jī)模型、加油軟管、加油錐和運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)；其中，加油軟管的一端與加油機(jī)模型連接，另一端與加油錐連接，運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)用于控制受油機(jī)模型與加油錐的距離與角度，實(shí)現(xiàn)受油機(jī)模型的受油口與加油錐的逐步接近直至對(duì)接。

作為上述裝置的一種改進(jìn)，所述受油機(jī)模型的受油口內(nèi)設(shè)置第一磁性部件，加油錐內(nèi)設(shè)置第二磁性部件，第一磁性部件和第二磁性部件的陰陽(yáng)極性相反。

作為上述裝置的一種改進(jìn)，所述受油機(jī)模型的前端為光學(xué)玻璃，內(nèi)置相機(jī)，所述相機(jī)透過(guò)光學(xué)玻璃拍攝加油錐，實(shí)時(shí)獲取動(dòng)態(tài)模擬加油對(duì)接時(shí)加油錐的空間位置圖像，并通過(guò)信號(hào)傳輸線實(shí)時(shí)傳輸至上位機(jī)。

作為上述裝置的一種改進(jìn)，所述受油機(jī)模型的后端連接運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，所述運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)根據(jù)上位機(jī)的控制實(shí)現(xiàn)受油機(jī)模型前后、上下和左右不同方位的運(yùn)動(dòng)，直至受油機(jī)模型的受油口與加油錐的逐步接近至對(duì)接。

作為上述裝置的一種改進(jìn)，所述加油機(jī)模型通過(guò)安裝在風(fēng)洞槽壁的整流支架固定。