圖 " "軸向進氣噴管模型試驗器沿噴管型面及殼體內部的分布。由指示儀確定實際推力及表征噴管工作效率的一些系數。
圖 " "%超聲速噴管模型的試驗工作段
&—進口擴壓器； ’—柔性鋼帶； (—被試模型； )—測力機構； 、%—殼體內腔；
*—出口連接器； —測量導管； +—封嚴圈； &,—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氣試驗器，設有兩級加溫器和四分量機械測力天平，能模擬發動機最大狀態、巡航狀態、加力狀態的燃氣成分和溫度，并能進行發動機各類排氣裝置冷、熱態模型試驗和推力矢量技術、紅外輻射的試驗研究。其主要技術指標為：
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
’—主流標準噴嘴； 5—主流氣膜閥； 0—一級加溫器； 6—穩定段； (—主流進氣室；
7—二級加溫器； +—試驗段； 2—測力臺架； 8—次流氣膜網；
’—次流標準噴嘴； ’’—次流進氣閥
四分量測力天平為外支承臺式結構，主要由力的分解機構、傳力系統、校正設備和測量
系統四部分組成，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、側力和俯
仰力矩四個分量。
為消除進口動量和熱膨脹對測力的影響，提高測量精度和準確度，試驗設備采用徑向
進氣軸向密封方案，在進氣渦殼內沿圓周設有 2個聲速噴管，以測量氣流流量
（5）風洞噴管試驗器研究內、外兩股氣流干擾的風洞試驗設備如圖 2 3( 3+所示。風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。隨著推力矢量技術的發展，需要更大尺寸的風洞。美國 ):;:蘭利研究中心的 6/ 2++.
（’7<=）跨聲速風洞試驗艙內的噴管試驗臺是目前最大的矢量噴管試驗系統該試驗臺采用徑向進氣，軸向由金屬波紋管作柔性連接，沿進氣渦殼設有 2個聲速噴嘴，以測量氣流流量，推力測量采用內式 7分量測力天平，風洞試驗馬赫數為 /6 %5/。可進行噴管靜態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鍵設備之一。我國目前進行噴管帶外流的阻力試驗一般在 ’/ 5.跨、超聲速風洞中進行，其試驗裝置與此類似。
（0）全尺寸綜合模擬試驗臺
進行噴管和加力燃燒室全尺寸部件模擬試驗的設備是一龐大的噴管綜合試驗系統。
該試驗系統由氣源、多分量測力臺架、排氣系統等組成。氣源系統由一臺輔助發動機和專
供外涵氣流的供氣系統組成。空氣流量、加力燃燒室進口燃氣溫度、外涵氣流溫度和最大
壓力、推力等參數測量由所試噴管的技術要求決定，其推力測量精度一般不低于 /01 %/
(1。
6/測試系統
噴管試驗測試系統框它由受感部、掃描閥、采集系統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噴管和矢量噴管的推力；對于風洞模型試驗多采用應變式多分量測力天平；要定期進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，并用標準模型確定動校精度和準確度。
對于發動機排氣噴流紅外輻射測量中，排氣噴口周圍應設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。
應用傳聲器系統和記錄、重放設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，在前述的進行模型試驗、風洞試驗、噴管與發動機 ,飛機機體匹配試驗、噴管冷卻試驗后，進行了全尺寸矢量噴管發動機臺架試驗以驗證性能，繼而進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發動機在 /—&&飛機上領先使用。
矢量噴管 ,推進綜合控制系統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角度，并使其矢量噴口偏轉與發動機工作狀態相匹配。
試驗驗證飛機加速爬高時油門桿和推力矢量偏轉裝置的最佳匹配。
試驗驗證巡航狀態下矢量噴管在改善經濟性方面的作用。
•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產生足夠的控制力矩。
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 " —"。
在進行軸對稱矢量噴管（ %&’(）試驗中，可以確定矢量運動的控制參數。軸對稱矢量噴管有兩套控制機構：一套用于控制喉道面積，稱為 %。作動系統；另一套用于控制 %&’(擴張段，即周向分布的 %。作動筒系統，作動筒 )作動環 )*形拉桿 )調節片構成的機構可實現噴管全方位偏轉 +, -.+,的要求。 %/作動系統由發動機控制器的指令控制，按發動機要求調節工況。擴張段膨脹比 %0 1 %/和矢量運動由 %0作動系統控制；非矢量狀態下， %0作動筒保持相同的行程和速度作同步運動；矢量狀態下， %0作動筒差動可實現噴管全方位偏轉。
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