CN106768830A - 一种用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器 - Google Patents

Abstract

本发明提供的一种用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器，包括进排气系统和排气控制系统，进排气系统包括均设置在壳体内的口盖、弹性连杆和单向阀，口盖呈圆台形，壳体上设有气腔排气孔，所述气腔排气孔的孔壁坡度与口盖的圆台坡面坡度相同，弹性连杆两端分别与口盖和壳体连接，弹性连杆将口盖压在气腔排气孔处；排气控制系统包括均设置在壳体内的伺服作动器、钢索和压力传感器，钢索的两端分别与伺服作动器和口盖相固定，压力传感器检测壳体内的气压大小，伺服作动器用于拉动钢索；该气体脉冲发生器通过进排气系统突然释放压缩气体产生的冲击形成脉冲激励，并通过排气控制系统实现重复发射气体脉冲的功能。

Description

一种用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器

技术领域

本发明涉及飞行器颤振试验技术领域，特别涉及一种用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器。

背景技术

飞行器颤振试飞时，脉冲激励是常用的一种激励形式，通过飞机响应传递函数判别颤振裕度。通常飞机颤振试飞采用小火箭发射时产生的脉冲力进行激励，但对于飞机缩比模型来说，发射小火箭产生的脉冲激励力量过大，因此需要一种针对飞机缩比模型的脉冲激励装置。

发明内容

为克服上述现有技术存在的缺陷，本发明提供了一种用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器，包括进排气系统和排气控制系统。

所述进排气系统用于给壳体充气或排气，包括均设置在壳体内的口盖、弹性连杆和单向阀，单向阀用于壳体的充气，将气源与单向阀连接，充气时单向阀打开，不充气时单向阀关闭，防止漏气；口盖呈圆台形，壳体上设有气腔排气孔，所述气腔排气孔的孔壁坡度与口盖的圆台坡面坡度相同，并且口盖的顶面半径小于所述气腔排气孔的半径，弹性连杆两端分别与口盖和壳体连接，弹性连杆将口盖压在气腔排气孔处，防止漏气。

所述排气控制系统包括均设置在壳体内的伺服作动器、钢索和压力传感器，钢索的两端分别与伺服作动器和口盖相固定，压力传感器检测壳体内的气压大小，伺服作动器用于拉动钢索，通过钢索的推拉控制口盖的开闭。

优选的，口盖的圆台坡面上设有密封垫圈，通过密封垫圈压住气腔排气孔，以增强密封性。

优选的，壳体通过连接螺栓固定在基座上，连接螺栓为中间带凸台的双头螺栓，即双头螺栓的一头拧在基座上，另一头拧在壳体上，以实现壳体与基座的固定。

优选的，所述排气控制系统还包括固定在壳体上的滑轮，滑轮的位置低于伺服作动器和口盖，钢索穿过滑轮圆周面的凹槽，滑轮相当于起到伺服作动器拉动钢索时的中间过渡作用。

优选的，弹性连杆的与口盖连接一端的端部为长方体，弹性连杆、滑轮和钢索均位于同一平面内，由于弹性连杆的端部为长方体，若弹性连杆、滑轮和钢索不在同一平面内，则钢索在拉动口盖时，弹性连杆受到的拉力方向相对于长方体端部来说是扭曲的，会损坏弹性连杆。

本发明提供的一种用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器，可以在一次试飞过程中多次进行充气放气，通过突然释放压缩气体产生的冲击形成脉冲激励，并通过压力传感器、伺服作动器和钢索实现重复发射气体脉冲的功能，一个起落即可测试多组数据，提高飞行起落利用率，节省经费和试验时间。

附图说明

图1是本发明提供的气体脉冲发生器的结构示意图；

图2是本发明提供的气体脉冲发生器中的壳体的结构示意图。

附图标记：壳体1，口盖2，弹性连杆3，滑轮4，伺服作动器5，钢索6，压力传感器7，单向阀8，连接螺栓9。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，均仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

下面结合附图对本发明提供的一种用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器进行说明。

如图1及图2所示，所述气体脉冲发生器包括进排气系统和排气控制系统。

所述进排气系统用于给壳体1充气或排气，包括均设置在壳体1内的口盖2、弹性连杆3和单向阀8，单向阀8用于壳体1的充气，将气源与单向阀8连接，充气时单向阀8打开，不充气时单向阀8关闭，防止漏气；

口盖2呈圆台形，壳体1上设有气腔排气孔，所述气腔排气孔的孔壁坡度与口盖2的圆台坡面坡度相同，并且口盖2的顶面半径小于所述气腔排气孔的半径，口盖2的圆台坡面上设有密封垫圈，通过密封垫圈压住气腔排气孔，以增强密封性；

弹性连杆3两端分别与口盖2和壳体1连接，弹性连杆3将口盖2压在气腔排气孔处，防止漏气。

所述排气控制系统包括均设置在壳体1内的滑轮4、伺服作动器5、钢索6和压力传感器7，钢索6的两端分别与伺服作动器5和口盖2相固定，滑轮4的位置低于伺服作动器5和口盖2，钢索6穿过滑轮4圆周面的凹槽，滑轮4在伺服作动器5拉动钢索6时起到中间过渡作用，防止拉动角度太偏而损坏弹性连杆3；

压力传感器7用于检测壳体1内的气压大小，伺服作动器5用于拉动钢索6，通过拉动钢索6克服弹性连杆3的力来打开口盖2。

弹性连杆3的与口盖2连接一端的端部为长方体，弹性连杆3、滑轮4和钢索6均位于同一平面内，由于弹性连杆3的端部为长方体，若弹性连杆3、滑轮4和钢索6不在同一平面内，则钢索6在拉动口盖2时，弹性连杆3受到的拉力方向相对于长方体端部来说是扭曲的，会损坏弹性连杆3。

壳体1通过连接螺栓9固定在基座上，连接螺栓9为中间带凸台的双头螺栓，即双头螺栓的一头拧在基座上，另一头拧在壳体1上，以实现壳体1与基座的固定。

下面通过具体的实施例对本发明作进一步详细的描述。

具体实施例：

在进行飞行器缩比模型试验时，通过连接螺栓9将气体脉冲发生器固定在基座上，通过单向阀8向壳体1内充气，当压力传感器7检测到壳体1内的压力升到一定值后，单向阀8处停止充气，需要发出气体脉冲时，伺服作动器5拉动钢索6，钢索6通过滑轮4将口盖2向下拽，当钢索6的拉力大于弹性连杆3的弹力时，口盖2会克服弹性连杆3的压力向下运动，壳体1的气腔排气孔被打开，气体脉冲发生器发出气体脉冲，此时壳体1内的气压迅速降低；

当压力传感器7检测到壳体1内的压力降到一定值后，伺服作动器5会停止拉动钢索6并收回，此时弹性连杆3的弹力又将口盖2迅速压在壳体1的气腔排气孔上，气腔排气孔被关闭，此时单向阀8处再次开始充气，然后重复上述过程，重复得向飞行器缩比模型发出气体脉冲。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器，其特征在于，包括：

进排气系统，其包括均设置在壳体(1)内的口盖(2)、弹性连杆(3)和单向阀(8)，口盖(2)呈圆台形，壳体(1)上设有气腔排气孔，所述气腔排气孔的孔壁坡度与口盖(2)的圆台坡面坡度相同，弹性连杆(3)两端分别与口盖(2)和壳体(1)连接，弹性连杆(3)将口盖(2)压在气腔排气孔处；

排气控制系统，其包括均设置在壳体(1)内的伺服作动器(5)、钢索(6)和压力传感器(7)，钢索(6)的两端分别与伺服作动器(5)和口盖(2)相固定，压力传感器(7)检测壳体(1)内的气压大小，伺服作动器(5)用于拉动钢索(6)。

2.根据权利要求1所述的用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器，其特征在于，口盖(2)的圆台坡面上设有密封垫圈。

3.根据权利要求1所述的用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器，其特征在于，壳体(1)通过连接螺栓(9)固定在基座上，连接螺栓(9)为中间带凸台的双头螺栓。

4.根据权利要求1所述的用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器，其特征在于，所述排气控制系统还包括固定在壳体(1)上的滑轮(4)，滑轮(4)的位置低于伺服作动器(5)和口盖(2)，钢索(6)穿过滑轮(4)圆周面的凹槽。

5.根据权利要求4所述的用于飞行器缩比模型试验的气体脉冲发生器，其特征在于，弹性连杆(3)的与口盖(2)连接一端的端部为长方体，弹性连杆(3)、滑轮(4)和钢索(6)均位于同一平面内。