CN105588702B - 一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统 - Google Patents

一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统 Download PDF

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Abstract

本发明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。

Description

一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统
技术领域
本发明属于风洞实验装置技术领域，特别是涉及一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统。
背景技术
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。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提出了一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，本发明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，本发明采用的技术方案是：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：
本发明提出的动力系统，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；
本发明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；
本发明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；
本发明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为本发明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为本发明实施例中动力系统的结构示意图；
图3为本发明实施例中针阀的结构示意图；
图4为本发明实施例中针形阀芯的截面数据图；
图5为本发明实施例中回转接头的结构示意图；
图6为本发明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
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面结合附图对本发明作进一步阐述。
在实施例一中，参见图1和图2所示，本发明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；根据图4所示，从而得到针形阀芯313的进给位置。
具体实施时，通过系统给定流量结合文丘里喷管314入口总压力，计算文丘里喷管314开口面积，从而得到针形阀芯313进给位置。
计算文丘里喷管314开口面积公式为：
其中，P0是喷管35入口总压力Pa，T是喷管35入口总温度K，A是喷管35开口面积m2，M0是气体流量kg/s。
本系统通过数字针阀31进行压力控制，针阀31前压力稳定在1.0Mpa；因此，针阀31喉道最大横面积为314mm2，面积行程比为2.61mm2/mm，阀芯定位精度为0.002mm，因此最小流量控制精度为0.1162g/s。
在实施例三中，在实施例一的基础上，所述高压软管32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32具有足够的柔软性并且减小重量，使得飞机模型2在重力方向、俯仰和滚转方向受到的干扰非常小。
具体实施时，该高压软管32的内径25.4mm，弯曲半径小于200mm，耐压可达12个大气压，爆破压力更高达40个大气压，可以满足试验的需要，重量仅380g/m。
在实施例四中，在实施例一的基础上，如图5所示，所述回转接头33包括转动体331、固定体332、压块333、弹簧334和炭精环335；所述转动体331和所述固定体332均为中空结构，且内部设置有气体通道；所述固定体332的一端置于所述旋转体内部，在转动体331的内壁上设置有压块333以限制转动体331的移动位置；所述弹簧334设置在所述固定体332穿出转动体331处的固定体332外壁上；所述炭精环335设置在转动体331与固定体332的连接处；所述转动体331和固定体332采用高精度加工面。
所述回转接头33通过两个高精度加工面的配合实现回转接头33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335实现润滑，能够减小转动摩擦力。
具体实施时，转动体331外径D11为40mm，转动体331内径D12为34mm，固定体332外径D21为30mm，固定体332内径D22为25mm，回转接头33长度L为81mm；经过试验测定，设计的回转接头33重量为0.15Kg，在通过1Mpa压力时，转动摩擦力仅为0.07N.m。
在实施例五中，在实施例一的基础上，如图6所示，所述喷管35采用拉瓦尔喷管。
作为优化实施方案，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。
作为优化实施方案，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352两端的直径。
具体实施时，推力系数表达式为：
式中Fg代表推力，单位为N；pa表示环境压强；Ath表示临界截面处的面积；k为气体常数，当气体为空气时，k＝1.4；Πp表示落压比，在本系统中取为8。
根据系统指标计算得：Ath＝203.4871mm2，直径D1为16.0962mm。
最佳面积比由下式计算：
经计算，最佳面积比Ae/Ath为1.707726，则直径D2为21.03452mm。
作为优化实施方案，利用CFD进行喷管35优化设计，确定拉瓦尔喷管入口段351采用圆弧过渡，拉瓦尔喷管的出口段352扩张角α取值为4°，拉瓦尔喷管的发散系数为0.995。
具体实施时，圆弧过渡圆弧半径R为32mm，入口段351长度L1为25mm，出口段352长度L2为112mm。
经过实验测定，在针阀31前压力稳定为1MPa时，该喷管35产生的最大推力为172N，能够满足需求。
以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本实发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (9)

1.一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)的转动体(331)，所述回转接头(33)的固定体(332)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)；
所述回转接头(33)包括转动体(331)、固定体(332)、压块(333)、弹簧(334)和炭精环(335)；所述转动体(331)和所述固定体(332)均为中空结构，且内部设置有气体通道；所述固定体(332)的一端置于所述转动体(331)内部，在转动体(331)的内壁上设置有压块(333)以限制转动体(331)的移动位置；所述弹簧(334)设置在所述固定体(332)穿出转动体(331)处的固定体(332)外壁上；所述炭精环(335)设置在转动体(331)与固定体(332)的连接处；所述转动体(331)和固定体(332)采用高精度加工面。
2.根据权利要求1所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，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。
3.根据权利要求2所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，所述针形阀芯(313)的截面采用抛物面结构。
4.根据权利要求3所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，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。
5.根据权利要求1所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，所述高压软管(32)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。
6.根据权利要求1所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，所述喷管(35)采用拉瓦尔喷管。
7.根据权利要求6所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，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。
8.根据权利要求7所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，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(352)两端的直径。
9.根据权利要求8所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，利用CFD进行喷管(35)优化设计，确定拉瓦尔喷管入口段(351)采用圆弧过渡，拉瓦尔喷管的出口段(352)扩张角取值为4°，拉瓦尔喷管的发散系数为0.995。
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