一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统技术方案

本发明专利技术公开一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，包括风洞试验段、飞机模型和动力系统，所述动力系统包括针阀、高压软管、回转接头、驻室和喷管；所述针阀设置于风洞试验段外部，所述高压软管的一端连接针阀且高压软管的另一端连接所述回转接头的转动端，所述回转接头的固定端固定在飞机模型的顶部，所述驻室置于飞机模型的内部且连通所述回转接头，所述喷管置于飞机模型的尾部，且所述喷管的入口端通过管路连通驻室。本发明专利技术能够满足风洞模型带动力飞行实验的需求，且本动力系统提供的动力功率密度大、响应快、占用空间小能够安装在飞机模型中、使用寿命长且对飞机模型运动干扰小。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于风洞实验装置
，特别是涉及一种低速风洞模型带动力飞行实 验动力系统。
技术介绍
在风洞中进行带动力的飞机缩比模型飞行试验是解决飞机设计阶段控制律、大迎 角飞行控制律设计和验证难题的有效途径，要求飞机模型的动力系统能够提供与原型飞机 相似的推力。 在现有技术中，为飞机模型提供相似动力的方法一般有以下三种：（1)电动涵道风 扇发动机，这种方法需要为飞机模型提供通畅的空气流动通道，给飞机模型的自身设计带 来困难;而且这种发动机的功率密度较小，要提供足够的推力需要体积很大的发动机，无法 安装到飞机模型中；另外这种方法还存在轴承使用寿命较短的问题。（2)小型涡喷发动机， 这种发动机也需要为飞机模型提供通畅的空气流动通道;因其自身结构限制一般体积使得 所需的安装空间也较大，无法安装到模型中；还存在轴承使用寿命较短；以及需要解决高温 燃气所产生的模型防护和人员防护问题。（3)高压涡轮动力模拟器(即TPS模拟器），TPS模拟 器能够最大程度地模拟发动机的推力及影响，但是其系统复杂，需要较多的辅助系统，造价 高昂；而且驱动压力很高，需要实用金属高压管路，限制了飞机模型在风洞中的自由运动； 轴承使用寿命仅在100小时左右。
技术实现思路
为了解决上述问题，本专利技术提出了一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统， 本专利技术所提出的动力系统能够满足风洞模型带动力飞行实验的需求，且本动力系统提供的 动力功率密度大、响应快、占用空间小能够安装在飞机模型中、使用寿命长且对飞机模型运 动干扰小。 为达到上述目的，本专利技术采用的技术方案是:一种低速风洞模型带动力飞行实验 动力系统，包括风洞试验段、飞机模型和动力系统，所述动力系统包括针阀、高压软管、回转 接头、驻室和喷管;所述针阀设置于风洞试验段外部，所述高压软管的一端连接针阀且高压 软管的另一端连接所述回转接头的转动端，所述回转接头的固定端固定在飞机模型的顶 部，所述驻室置于飞机模型的内部且连通所述回转接头，所述喷管置于飞机模型的尾部，且 所述喷管的入口端通过管路连通驻室。 进一步的是，所述针阀包括阀体、阀腔、针形阀芯、文丘里喷管、作动筒和进气口； 所述阀腔置于阀体内部，所述文丘里喷管连通阀腔，所述针形阀芯贯穿阀体，且所述针形阀 芯的针形端插入所述文丘里喷管内部，所述作动筒安装在所述针形阀芯置于阀体外部的端 头处，所述进气口贯穿阀体连通所述阀腔;通过作动筒控制针形阀芯移动从而改变文丘里 喷管的喉道面积，实现流量精确控制。 进一步的是，所述针形阀芯的截面采用抛物面结构。使针形阀芯位置与流量呈线 性关系，方便控制系统设计。 进一步的是，通过计算所述文丘里喷管的开口面积，从而获得针形阀芯的进给位 置。 进一步的是，所述高压软管采用高强度纤维加强硅胶管，实现系统对柔韧性和压 强的需求。保证高压软管具有足够的柔软性并且减小重量，使得飞机模型在重力方向、俯仰 和滚转方向受到的干扰非常小。 进一步的是，所述回转接头包括转动体、固定体、压块、弹簧和炭精环;所述转动体 和所述固定体均为中空结构，且内部设置有气体通道;所述固定体的一端置于所述旋转体 内部，在转动体的内壁上设置有压块以限制转动体的移动位置;所述弹簧设置在所述固定 体穿出转动体处的固定体外壁上;所述炭精环设置在转动体与固定体的连接处;所述转动 体和固定体采用高精度加工面。 所述回转接头通过两个高精度加工面的配合实现回转接头对高压空气的密封，相 比其它密封形式结构尺寸小、重量轻、摩擦力小、加工和安装简单，可360°任意旋转;另外在 连接处利用炭精环实现润滑，能够减小转动摩擦力。 进一步的是，所述喷管采用拉瓦尔喷管。 进一步的是，所述拉瓦尔喷管的最佳设计状态是出口界面处静压等于环境压强； 此状态能够达到最佳超音速膨胀，既不是膨胀不足，也不是膨胀过度，从而计算出最佳的推 力系数。 进一步的是，根据系统指标和最佳面积计算公式，获得拉瓦尔喷管出口段两端的 直径。 进一步的是，利用CFD进行喷管优化设计，确定拉瓦尔喷管入口段采用圆弧过渡， 拉瓦尔喷管的出口段扩张角取值为4°，拉瓦尔喷管的发散系数为0.995。 采用本技术方案的有益效果： 本专利技术提出的动力系统，不仅能够为模型飞行提供足够的动力满足风洞模型带动 力飞行实验的需求;此动力系统的动力功率密度大、占用空间小能够安装在飞机模型中、结 构简单、反应迅速、使用寿命长且对飞机模型的载荷和运动干扰小;具有良好的工程应用前 景； 本专利技术中设计的回转接头结构简单、体积小、重量轻、密封效果好、摩擦阻力小，对 模型的干扰小，可360°任意旋转； 本专利技术中设计的针阀流量控制精度高，保证了流量与抛物线形针形阀芯位置的线 性关系，方便控制系统设计，使飞机模型推力的控制更加准确方便； 本专利技术中设计的喷管内部流动稳定，效率高且推力大。【附图说明】 图1为本专利技术的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统的结构示意图； 图2为本专利技术实施例中动力系统的结构示意图； 图3为本专利技术实施例中针阀的结构示意图； 图4为本专利技术实施例中针形阀芯的截面数据图； 图5为本专利技术实施例中回转接头的结构示意图； 图6为本专利技术实施例中喷管的结构示意图； 其中，1是风洞试验段，2是飞机模型，3是动力系统;31是针阀，32是高压软管，33是 回转接头，34是驻室，35是喷管;311是阀体，312是阀腔，313是针形阀芯，314是文丘里喷管、 315是作动筒，316是进气口； 331是转动体，332是固定体，333是压块，334是弹簧，335是炭精 环;351是入口段，352是出口段。【具体实施方式】 为了使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面结合附图对本专利技术作进一 步阐述。 在实施例一中，参见图1和图2所示，本专利技术提出了一种低速风洞模型带动力飞行 实验动力系统，包括风洞试验段1、飞机模型2和动力系统3,所述动力系统3包括针阀31、高 压软管32、回转接头33、驻室34和喷管35;所述针阀31设置于风洞试验段1外部，所述高压软 管32的一端连接针阀31且高压软管32的另一端连接所述回转接头33的转动端，所述回转接 头33的固定端固定在飞机模型2的顶部，所述驻室34置于飞机模型2的内部且连通所述回转 接头33，所述喷管35置于飞机模型2的尾部，且所述喷管35的入口端通过管路连通驻室34。 在实施例二中，在实施例一的基础上，如图3所示，所述针阀31包括阀体311、阀腔 312、针形阀芯313、文丘里喷管314、作动筒315和进气口 316;所述阀腔312置于阀体311内 部，所述文丘里喷管314连通阀腔312，所述针形阀芯313贯穿阀体311，且所述针形阀芯313 的针形端插入所述文丘里喷管314内部，所述作动筒315安装在所述针形阀芯313置于阀体 311外部的端头处，所述进气口 316贯穿阀体311连通所述阀腔312;通过作动筒315控制针形 阀芯313移动从而改变文丘里喷管314的喉道面积，实现流量精确控制。作为优化实施方案，所述针形阀芯313的截面采用抛物面结构。使针形阀芯313位 置与流量呈线性关系，方便控制系统设计。 作为优化实施方案，通过计算所述文丘里喷管314的开口面积，从而获得针形阀芯 313的进给位置本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，包括风洞试验段（1）、飞机模型（2）和动力系统（3），其特征在于，所述动力系统（3）包括针阀（31）、高压软管（32）、回转接头（33）、驻室（34）和喷管（35）；所述针阀（31）设置于风洞试验段（1）外部，所述高压软管（32）的一端连接针阀（31）且高压软管（32）的另一端连接所述回转接头（33）的转动端，所述回转接头（33）的固定端固定在飞机模型（2）的顶部，所述驻室（34）置于飞机模型（2）的内部且连通所述回转接头（33），所述喷管（35）置于飞机模型（2）的尾部，且所述喷管（35）的入口端通过管路连通驻室（34）。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：张海酉，何清，章贵川，岑飞，聂博文，刘志涛，孙海生，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：四川;51