一种用于多体分离动力学研究的风洞制造技术

本发明专利技术公开了一种用于多体分离动力学研究的风洞，包括：稳定段、柔壁喷管段、驻室、试验段、模型回收段、可调二喉道系统、多级引射系统、驻室抽吸系统、消音塔系统、亚声速扩散段、气源、第一管道、第一拐角段、第二管道、第二拐角段、第三拐角段、第三管道、第四拐角段、第四管道、第五管道和第六管道。本发明专利技术通过设计多级引射器系统以及高精度阀门系统，提高了传统昝冲式风洞运行总压范围，通过多种风洞流场方式的配合提高了对飞行高度的模拟范围，通过设计节流阀门系统实现了直流与半回流运行方式的转换，提高了风洞运行的经济性，通过设计模型回收系统以及设置防护网，保证了投放试验的安全性。安全性。安全性。

【技术实现步骤摘要】
一种用于多体分离动力学研究的风洞


[0001]本专利技术属于试验空气动力学领域，尤其涉及一种用于多体分离动力学研究的风洞。

技术介绍

[0002]无论是战斗机与携带的武器进行分离，或者是飞行器的级间分离，都需要在地面进行模拟试验，确保其分离安全性。机弹分离和飞行器级间分离都存在复杂的多体分离气动干扰效应，面临着复杂的动力学问题，使其运动特性与在自由流场中有显著不同，极端情况会危机载机的安全。目前，新一代战机为了提高隐射性能，采用武器内埋的布局形式，将面临更复杂的内埋投放分离问题。所以在进行飞行试验之前有必要进行风洞模拟试验，现有的风洞模拟试验不能满足其要求。

技术实现思路

[0003]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于多体分离动力学研究的风洞，可以为研究多体分离空气动力学问题提供地面试验平台，在地面得到更接近真实飞行条件下的模拟结果。通过设计多级引射器系统以及高精度阀门系统，提高了传统昝冲式风洞运行总压范围，通过多种风洞流场方式的配合提高了对飞行高度的模拟范围，通过设计节流阀门系统实现了直流与半回流运行方式的转换，提高了风洞运行的经济性，通过设计模型回收系统以及设置防护网，保证了投放试验的安全性。
[0004]本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：一种用于多体分离动力学研究的风洞，包括：稳定段、柔壁喷管段、驻室、试验段、模型回收段、可调二喉道系统、多级引射系统、驻室抽吸系统、消音塔系统、亚声速扩散段、气源、第一管道、第一拐角段、第二管道、第二拐角段、第三拐角段、第三管道、第四拐角段、第四管道、第五管道和第六管道；其中，所述气源与第一管道的一端相连接，第一管道的另一端与所述亚声速扩散段的一端相连接，所述亚声速扩散段的另一端与所述第一拐角段的一端相连接；所述第一拐角段的另一端与第二管道的一端相连接，第二管道的另一端与与所述二拐角段的一端相连接；所述二拐角段的另一端与所述稳定段的一端相连接；所述稳定段的另一端与所述驻室的一端相连接；所述柔壁喷管段、试验段、模型回收段和可调二喉道系统均设置于所述驻室内；所述驻室的另一端与所述多级引射系统的一端相连接，所述多级引射系统的另一端与所述第三拐角段的一端相连接；所述第三拐角段的另一端与所述第三管道的一端相连接，所述第三管道的另一端与所述第四拐角段的一端相连接；所述第四拐角段的另一端与所述第四管道的一端相连接，所述第四管道的另一端与所述消音塔系统相连接；所述驻室抽吸系统的一端与所述驻室相连接，所述驻室抽吸系统的另一端与所述消音塔系统相连接；所述第五管道的一端与所述第一管道相连接，所述第五管道的另一端与所述多级引射系统相连接；所述第六管道的两端均与第一管道相连接。
[0005]上述用于多体分离动力学研究的风洞中，所述第一管道设置有总阀和主调压阀；
其中，总阀的位置相比于主调压阀的位置临近气源。
[0006]上述用于多体分离动力学研究的风洞中，所述第六管道设置有旁路调压阀，所述第六管道的两端位于主调压阀的两侧。
[0007]上述用于多体分离动力学研究的风洞中，所述模型回收段中设置有防护网。
[0008]上述用于多体分离动力学研究的风洞中，所述稳定段用于对气流进行整流，保证风洞流场品质；所述柔壁喷管段用于马赫数的流场；所述试验段用于进行风洞试验；所述模型回收段用于多体分离投放试验时回收模型及对风洞下游进行防护；所述可调二喉道系统用于对风洞二喉道进行自动调节；所述多级引射系统用于降低风洞运动总压；所述主调压阀和所述旁路调压阀用于得到保持风洞运动需要的总压；所述驻室抽吸系统用于实现跨声速流场的控制；所述节流阀门系统用于实现风洞直流运行与半回流运行的转换；所述消音塔系统用于风洞排气消音。
[0009]上述用于多体分离动力学研究的风洞中，所述第一拐角段、第二拐角段、第三拐角段和第四拐角段用于拐角气流的整流。
[0010]上述用于多体分离动力学研究的风洞中，所述可调二喉道系统为调节片加中心体式二喉道或栅指形式的二喉道。
[0011]上述用于多体分离动力学研究的风洞中，所述第四管道设置有节流阀门系统。
[0012]本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：
[0013]本专利技术解决了在地面进行多体分离逼真模拟时面临投放的模型可能会损坏风洞以及如何提高飞行器高度模拟的范围等难题，可以为研究多体分离空气动力学问题提供地面试验平台，更方便地在相似准则的约束下开展试验的设计，在地面得到更接近真实飞行条件下的模拟结果。通过设计多级引射器系统以及高精度阀门系统，提高了传统昝冲式风洞运行总压范围，通过多种风洞流场方式的配合提高了对飞行高度的模拟范围，通过设计节流阀门系统实现了直流与半回流运行方式的转换，提高了风洞运行的经济性，通过设计模型回收系统以及设置防护网，保证了投放试验的安全性。
附图说明
[0014]通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本专利技术的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
[0015]图1是本专利技术实施例提供的用于多体分离动力学研究的风洞的结构图。
具体实施方式
[0016]下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本专利技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本专利技术。
[0017]风洞试验方法中有捕获轨迹和风洞模型投放试验两类，两种方法各有优缺点，为了得到较准确的机弹分离特性，需要结合两种手段进行评估。而进行风洞模型投放试验时，
需要保证模型的动力学相似，在高速风洞开展该类试验，相似准则中必须考虑气体的压缩效应对载弹分离运动位置和姿态的影响，马赫数是必须模拟的相似参数之一，另外还需要保证气动力与重力之比相似，进而推导得到在进行相似参数设计时，风洞试验与真实飞行时的动压比以及试验模型的缩比是主要的影响参数。机弹分离包线范围较宽，高度和马赫数变化范围广，所以需要地面模拟试验的风洞具有较宽的高度模拟能力以及马赫数模拟能力，从而为相似准则的设计提供便利。
[0018]在进行模型投放试验时，难免会出现模型碎屑飞到风洞下游，如果是回流式风洞，模型碎屑会对风洞造成较大的损坏，所以直流运行的风洞做这类试验具有有较大的优势。而直流风洞长时间运行能耗较高，风洞模型投放试验需要的时间较短，而捕获轨迹试验需要的时间较长，由于捕获轨迹试验模型不会破坏，无碎屑飞出的矛盾，所以需要风洞设计具有半回流的功能，用于节省能源消耗。
[0019]图1是本专利技术实施例提供的用于多体分离动力学研究的风洞的结构图。如图1所示，该用于多体分离动力学研究的风洞包括：稳定段1、柔壁喷管段本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于多体分离动力学研究的风洞，其特征在于包括：稳定段(1)、柔壁喷管段(2)、驻室(3)、试验段(4)、模型回收段(5)、可调二喉道系统(6)、多级引射系统(7)、驻室抽吸系统(10)、消音塔系统(13)、亚声速扩散段(14)、气源(16)、第一管道(100)、第一拐角段(111)、第二管道(200)、第二拐角段(112)、第三拐角段(113)、第三管道(300)、第四拐角段(114)、第四管道(400)、第五管道(500)和第六管道(600)；其中，所述气源(16)与第一管道(100)的一端相连接，第一管道(100)的另一端与所述亚声速扩散段(14)的一端相连接，所述亚声速扩散段(14)的另一端与所述第一拐角段(111)的一端相连接；所述第一拐角段(111)的另一端与第二管道(200)的一端相连接，第二管道(200)的另一端与与所述二拐角段(112)的一端相连接；所述二拐角段(112)的另一端与所述稳定段(1)的一端相连接；所述稳定段(1)的另一端与所述驻室(3)的一端相连接；所述柔壁喷管段(2)、试验段(4)、模型回收段(5)和可调二喉道系统(6)均设置于所述驻室(3)内；所述驻室(3)的另一端与所述多级引射系统(7)的一端相连接，所述多级引射系统(7)的另一端与所述第三拐角段(113)的一端相连接；所述第三拐角段(113)的另一端与所述第三管道(300)的一端相连接，所述第三管道(300)的另一端与所述第四拐角段(114)的一端相连接；所述第四拐角段(114)的另一端与所述第四管道(400)的一端相连接，所述第四管道(400)的另一端与所述消音塔系统(13)相连接；所述驻室抽吸系统(10)的一端与所述驻室(3)相连接，所述驻室抽吸系统(10)的另一端与所述消音塔系统(13)相连接；所述第五管道(500)的一端与所述第一管道(100)相连接，所述第五管道(500...

【专利技术属性】
技术研发人员：董金刚，李广良，金佳林，王帅，张晨凯，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：