图 " "轴向进气喷管模型试验器沿喷管型面及壳体内部的分布。由指示仪确定实际推力及表征喷管工作效率的一些系数。
图 " "%超声速喷管模型的试验工作段
&—进口扩压器； ’—柔性钢带； (—被试模型； )—测力机构； 、%—壳体内腔；
*—出口连接器； —测量导管； +—封严圈； &,—外壳
图 " "*示出我国的喷管综合试验器，为不带低压室的径向进气试验器，设有两级加温器和四分量机械测力天平，能模拟发动机最大状态、巡航状态、加力状态的燃气成分和温度，并能进行发动机各类排气装置冷、热态模型试验和推力矢量技术、红外辐射的试验研究。其主要技术指标为：
主喷管喉部最大直径 - *&,,..。
6
3.4
"喷管试验膨胀比 /0&1)2&1。引射喷管换流量比 3.5 6540,7 2’,7。
%主流温度 65 范围： ,, 2 ’,,,8；次流温度 64 为常温。
•&&)•
力和力矩测量范围： " % &’()；* % &+)；, % &()；-* % & ()•.；压力测量精度为 (**/ 01；推力测量精度为 (*/01 %/(1。
图 2 3( 3+4喷管综合试验器
’—主流标准喷嘴； 5—主流气膜阀； 0—一级加温器； 6—稳定段； (—主流进气室；
7—二级加温器； +—试验段； 2—测力台架； 8—次流气膜网；
’—次流标准喷嘴； ’’—次流进气阀
四分量测力天平为外支承台式结构，主要由力的分解机构、传力系统、校正设备和测量
系统四部分组成，力和力矩的分解中心在天平的主支杆与管道的中心线（ 9轴）的交点，试
验时通过力平台的三个平移自由度的移动和二个副支杆可同时测取推力、升力、侧力和俯
仰力矩四个分量。
为消除进口动量和热膨胀对测力的影响，提高测量精度和准确度，试验设备采用径向
进气轴向密封方案，在进气涡壳内沿圆周设有 2个声速喷管，以测量气流流量
（5）风洞喷管试验器研究内、外两股气流干扰的风洞试验设备如图 2 3( 3+所示。风洞试验中大多采用模型试验，机体模型采用几何相似、流动相似的缩尺模型。随着推力矢量技术的发展，需要更大尺寸的风洞。美国 ):;:兰利研究中心的 6/ 2++.
（’7<=）跨声速风洞试验舱内的喷管试验台是目前最大的矢量喷管试验系统该试验台采用径向进气，轴向由金属波纹管作柔性连接，沿进气涡壳设有 2个声速喷嘴，以测量气流流量，推力测量采用内式 7分量测力天平，风洞试验马赫数为 /6 %5/。可进行喷管静态模型试验和带外流的喷管阻力试验，它是美国研究喷管的关键设备之一。我国目前进行喷管带外流的阻力试验一般在 ’/ 5.跨、超声速风洞中进行，其试验装置与此类似。
（0）全尺寸综合模拟试验台
进行喷管和加力燃烧室全尺寸部件模拟试验的设备是一庞大的喷管综合试验系统。
该试验系统由气源、多分量测力台架、排气系统等组成。气源系统由一台辅助发动机和专
供外涵气流的供气系统组成。空气流量、加力燃烧室进口燃气温度、外涵气流温度和最大
压力、推力等参数测量由所试喷管的技术要求决定，其推力测量精度一般不低于 /01 %/
(1。
6/测试系统
喷管试验测试系统框它由受感部、扫描阀、采集系统和计算机等单元组成。
采用机械式压力扫描阀和电子式扫描阀测量压力，压力传感器精度不低于 / 01；采用
•’’68•
图 " "%风洞喷管试验器热电阻温度计和热电偶测量温度。对 &’’’ (以上的高温采用红外辐射高温计和红外热像仪测量。
对于静态模型试验、整机全尺寸台架试验、高空模拟试验，采用机械式多分量测力天平测量常规喷管和矢量喷管的推力；对于风洞模型试验多采用应变式多分量测力天平；要定期进行天平的静校和动校，如单元加载、综合加载、超载试验和灵敏度试验，并用标准模型确定动校精度和准确度。
对于发动机排气喷流红外辐射测量中，排气喷口周围应设置屏蔽以消除背景对红外辐射的影响，测量仪器距离喷口至少 )’*。采用红外辐射仪确定红外辐射强度；用红外光谱仪测定红外光谱强度分布，分辨率不低于 ’+ ’*；用红外热像仪测定红外辐射的空间分布，确定主要红外辐射源的位置。
应用传声器系统和记录、重放设备测定喷管排气噪声。
三、典型矢量喷管试验
国外在矢量喷管研究中，试验确定矢量喷管的功能具有极其重要的作用，在前述的进行模型试验、风洞试验、喷管与发动机 ,飞机机体匹配试验、喷管冷却试验后，进行了全尺寸矢量喷管发动机台架试验以验证性能，继而进行高空台试验和飞行试验， -+ .公司的二元矢量喷管即是沿着这样试验途径投入 /001发动机在 /—&&飞机上领先使用。
矢量喷管 ,推进综合控制系统的功能考验亦是矢量喷管研制中的重要试验。例如：
"试验验证起飞着陆时矢量喷管产生的附加升力是否能保证飞机的平衡，按照飞机运动速度和操纵杆的位置来控制矢量喷管的偏转角度，并使其矢量喷口偏转与发动机工作状态相匹配。
试验验证飞机加速爬高时油门杆和推力矢量偏转装置的最佳匹配。
试验验证巡航状态下矢量喷管在改善经济性方面的作用。
•00’•
试验考核机动飞行中矢量喷管在快速动作时是否能在宽广的速度范围内产生足够的控制力矩。
矢量喷管缩型试验曾证明了全尺寸的矢量喷管推力变换能力为 " —"。
在进行轴对称矢量喷管（ %&’(）试验中，可以确定矢量运动的控制参数。轴对称矢量喷管有两套控制机构：一套用于控制喉道面积，称为 %。作动系统；另一套用于控制 %&’(扩张段，即周向分布的 %。作动筒系统，作动筒 )作动环 )*形拉杆 )调节片构成的机构可实现喷管全方位偏转 +, -.+,的要求。 %/作动系统由发动机控制器的指令控制，按发动机要求调节工况。扩张段膨胀比 %0 1 %/和矢量运动由 %0作动系统控制；非矢量状态下， %0作动筒保持相同的行程和速度作同步运动；矢量状态下， %0作动筒差动可实现喷管全方位偏转。
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