CN108301925B - 适用于高超声速进气道保护罩的分离机构 - Google Patents

适用于高超声速进气道保护罩的分离机构 Download PDF

Info

Publication number
CN108301925B
CN108301925B CN201710437431.8A CN201710437431A CN108301925B CN 108301925 B CN108301925 B CN 108301925B CN 201710437431 A CN201710437431 A CN 201710437431A CN 108301925 B CN108301925 B CN 108301925B
Authority
CN
China
Prior art keywords
protective cover
slide bar
separating mechanism
hanging hook
mechanism suitable
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201710437431.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108301925A (zh
Inventor
王磊
李新亚
朱国祥
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Aerospace Technology Research Institute
Original Assignee
Beijing Aerospace Technology Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Aerospace Technology Research Institute filed Critical Beijing Aerospace Technology Research Institute
Priority to CN201710437431.8A priority Critical patent/CN108301925B/zh
Publication of CN108301925A publication Critical patent/CN108301925A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108301925B publication Critical patent/CN108301925B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/08—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Catching Or Destruction (AREA)

Abstract

本发明提供一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，包括：飞行器前体和进气道保护罩，其中，在满足结构强度的前提下，将所述飞行器前体内部掏空形成一空腔，所述飞行器前体上还设有一方孔，所述进气道保护罩具有能够通过所述方孔伸入所述空腔的解锁挂钩，所述空腔内还设有转动滑杆，用于解锁前将所述解锁挂钩锁紧，所述滑杆的一端为约束端，另一端为自由端，所述自由端一侧连接有固定在空腔壁面上的拉紧弹簧，所述滑杆在锁紧解锁挂钩时，所述拉紧弹簧处于拉紧状态；所述自由端的另一侧连接有纤维熔断装置。该机构解决爆炸螺栓分离机构方式不能用于风洞缩比模型的难题，实现了高超声速风洞开展进气道保护罩动态分离试验的能力。

Description

适用于高超声速进气道保护罩的分离机构
技术领域
本发明涉及一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，特别涉及一种主动分离的高超声速进气道保护罩动态分离机构。
背景技术
高超声速进气道在低马赫数时存在不起动现象，不但发动机性能降低并且还严重恶化飞行器的气动性能。为了避免进气道不起动的影响，通常在低马赫数时采用保护罩封堵进气道并对来流整流改善飞行器低马赫数时的气动性能，飞行速度达到进气道工作点时将保护罩分离。进气道保护罩分离过程时间短、姿态变化大、流场变化剧烈，能否成功分离直接决定飞行器的飞行成败，因此开展动态分离风洞验证试验是十分必要的。
风洞成熟的分离试验方法是亚声速条件下利用轨迹捕获系统(CTS)开展准定常试验可获得分离轨迹，高超声速下的轨迹捕获分离试验技术还不成熟。并且该技术只适用于级间分离，无法用于薄壁结构的进气道保护罩分离试验。针对高超声速进气道保护罩分离地面预测，可行的办法是直接开展动态分离试验。然而制约动态分离试验技术的关键难点之一是风洞内的缩比模型如何实现动态分离。飞行器采用的爆炸螺栓分离机构无法缩比，鉴于此，非常有必要提出适用于缩比模型的保护罩分离机构设计方法，实现风洞内动态分离试验。
发明内容
在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
本发明的目的是设计一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，具体可用于风洞缩比模型的高超声速进气道保护罩动态分离试验的分离机构，解决爆炸螺栓分离机构方式不能用于风洞缩比模型导致常规高超声速风洞无法开展动态分离试验的难题，解决常规高超声速风洞开展动态分离试验的关键技术。
本发明的技术解决方案：
本发明提供一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，包括：飞行器前体和进气道保护罩，其中，在满足结构强度的前提下，将所述飞行器前体内部掏空形成一空腔，提供分离机构的安装空间，所述飞行器前体上还设有一方孔，所述进气道保护罩具有能够通过所述方孔伸入所述空腔的解锁挂钩，所述空腔内还设有转动滑杆，用于解锁前将所述解锁挂钩锁紧，所述滑杆的一端为约束端，另一端为自由端，所述自由端一侧连接有固定在空腔壁面上的拉紧弹簧，所述滑杆在锁紧解锁挂钩时，所述拉紧弹簧处于拉紧状态；所述自由端的另一侧连接有纤维熔断装置，具体为：采用纤维绳一端固定在自由端上，另一端穿过电热丝固定在可调节螺钉上，利用所述可调节螺钉调节所述纤维绳的长度。
进一步的，所述解锁挂钩设计在进气道保护罩的对称面上的最前端，且为长圆型开孔；
进一步的，所述方孔的具体位置由解锁挂钩的位置确定；
优选的，所述方孔的左右两侧预留0.5mm～0.7的间隙，确保进气道保护罩旋转过程中，解锁挂钩不会与方孔发生碰撞；
进一步的，所述方孔的两侧分别设有固定在飞行器前体上的滑杆支撑座，所述支撑座的开孔形式与解锁挂钩相同；
进一步的，所述滑杆的约束端通过一转轴进行约束，使得滑杆只能绕转轴转动；
进一步的，所述滑杆与解锁挂钩、支撑座接触段为圆形截面，即使其为线接触形式，减小滑杆转动的摩擦力；
进一步的，所述滑杆自由端距转轴的距离至少为滑杆与解锁挂钩接触点到转轴距离的2倍以上，确保滑杆的自由端在较小的拉力下就可以克服摩擦力；
进一步的，所述纤维绳优选高分子聚乙烯纤维绳；
进一步的，所述电热丝优选电热钨丝；
进一步的，利用可调节螺钉调节纤维绳的长度，使高分子聚乙烯纤维绳的拉力大于拉紧弹簧的拉力，确保滑杆可以将挂钩锁紧，进而将保护罩牢固锁住。
本发明的设计原理为：
本发明的分离机构是针对爆炸螺栓无法用于缩比模型，进而无法解锁保护罩使保护罩分离的难题，设计该分离机构，避免了爆炸螺栓的使用，在保护罩解锁前，本发明通过采用滑杆、弹簧以及纤维熔断装置以及其之间的互相配合，能够将保护罩牢牢锁住，试验过程中，纤维熔断装置中的电热钨丝通电升温后可将纤维熔断，滑杆在拉紧弹簧的拉力下向外转动，解除对解锁挂钩的约束，进而实现保护罩解锁。
本发明相对于现有技术的有益效果：
本发明解决了常规高超声速风洞中开展动态分离试验的关键技术，有利支撑了动态分离试验技术的突破，实现了常规高超声速风洞开展动态分离试验的能力。该动态分离机构简单小巧，可用于缩比模型开展动态分离试验。解决了目前风洞只能开展准定常分离轨迹模拟的局限性，本发明中采用的电热钨丝熔点高，比热比小，具有快速升温特性，高分子聚乙烯纤维具有弹性变形小、熔点低、抗拉强度高的特点，响应时间可控制在100ms以内。该分离机构结构简单小巧、响应快、运行可靠，成本低廉，已经成功应用在多项高超声速风洞进气道保护罩动态分离试验中，具备推广应用的条件，实现了高超声速风洞开展进气道保护罩动态分离试验的能力。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是现有技术带进气道保护罩的高超声速飞行器前体示意图；
图2是本发明提供的适用于高超声速进气道保护罩的分离机构中飞行器前体对称面的一种实施例的剖面图；
图3是本发明提供的适用于高超声速进气道保护罩的分离机构中进气道保护罩解锁挂钩和滑杆接触时的一种实施例的剖面图；
图4是本发明提供的适用于高超声速进气道保护罩的分离机构中纤维熔断解锁机构的一种实施例的结构示意图。
具体实施方式
下面参照附图来说明本发明的实施例。在本发明的一个附图或一种实施方式中描述的元素和特征可以与一个或者更多个其他附图或实施方式中示出的元素和特征相结合。应当注意，为了清楚目的，附图和说明中省略了与本发明无关的、本领域普通技术人员已知的部件和处理的表示和描述。
实施例1
本实施例的对象是高超声速进气道保护罩动态分离试验模型，参见图1，图1出示了现有技术带进气道保护罩的高超声速飞行器前体示意图，其中，1'为飞行器前体，2'为进气道保护罩，3'为爆炸螺栓安装位置，4'为折弯断片。
所述进气道保护罩2'的分离过程为：需要爆炸螺栓给出解锁指令，当给出爆炸螺栓解锁指令，爆炸螺栓断裂保护罩在折弯断片4'的约束下绕折弯断片4'的削弱槽转动，当达到一定角度后折弯断片4'断裂，进气道保护罩2'完全解锁开始自由运动。
参见图2，本实施例不需要设计爆炸螺栓，将飞行器前体1掏空形成空腔5，提供分离机构的安装空间，在保护罩2上设计一个解锁挂钩6，解锁挂钩6的位置设计在保护罩2的对称面上的最前端，使得解锁挂钩6对保护罩2的力不会产生偏心，并且解锁挂钩6的力臂最长，在飞行器前体1上设计方孔7，使得解锁挂钩6通过所述的方孔7伸入空腔5中，此外，方孔7和解锁挂钩6的设计原则是尽可能小，尽可能减小对飞行器前体流场的影响，根据保护罩气动载荷计算结构强度确认解锁挂钩6的最小尺寸。方孔7的位置由解锁挂钩6的位置确定，方孔7的左右两侧预留0.5mm～0.7的间隙，以确保保护罩2旋转过程解锁挂钩不会与方孔7发生碰撞。
参见图3，解锁挂钩6设计一个长圆型开孔。
参见图4，在飞行器前体1空腔5内设计一根定轴转动滑杆8，在方孔7的两侧设计滑杆支撑座10并固连在飞行器前体1上，支撑座10的开孔形式与解锁挂钩6相同。滑杆8的一端为约束端，通过设计在支撑座外侧的转轴9约束，滑杆只能绕转轴9转动，滑杆8的另一端为自由端，拉紧弹簧11的一端与滑杆8的自由端固定，另一端固定在飞行器前体1的空腔5的壁面上。滑杆8在卡住解锁挂钩6时，拉紧弹簧11处于拉紧状态，再者，采用高分子聚乙烯纤维绳12，一端与滑杆8的自由端固定，另一端穿过电热钨丝13后固定在可调节螺钉14。利用可调节螺钉14调节高分子聚乙烯纤维绳12的长度，使高分子聚乙烯纤维绳12的拉力大于拉紧弹簧11的拉力，确保滑杆8可以将保护罩2牢固锁住。试验过程中，电热钨丝13通电升温后可将高分子聚乙烯纤维绳12熔断，滑杆8在拉紧弹簧11的拉力下向外转动，解除对解锁挂钩6的约束，实现保护罩2解锁。
参见图3，滑杆8的与解锁挂钩6、支撑座10接触段为圆形截面，使其为线接触形式，减小滑杆8转动的摩擦力。
优选的，滑杆自由端距转轴9的距离，至少设计为滑杆8与解锁挂钩6接触点到转轴9距离的2倍以上，确保滑杆8的自由端在较小的拉力下就可以克服摩擦力；
进一步的，分离机构还包括折弯断片4，解锁后的保护罩2在折弯断片4的约束下绕折弯断片4的削弱槽转动。
虽然已经详细说明了本发明及其优点，但是应当理解在不超出由所附的权利要求所限定的本发明的精神和范围的情况下可以进行各种改变、替代和变换。而且，本申请的范围不仅限于说明书所描述的过程、设备、手段、方法和步骤的具体实施例。本领域内的普通技术人员从本发明的公开内容将容易理解，根据本发明可以使用执行与在此所述的相应实施例基本相同的功能或者获得与其基本相同的结果的、现有和将来要被开发的过程、设备、手段、方法或者步骤。因此，所附的权利要求旨在它们的范围内包括这样的过程、设备、手段、方法或者步骤。

Claims (10)

1.一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，包括：飞行器前体和进气道保护罩，其特征在于：在满足结构强度的前提下，将所述飞行器前体内部掏空形成一空腔，提供分离机构的安装空间，所述飞行器前体上还设有一方孔，所述进气道保护罩具有能够通过所述方孔伸入所述空腔的解锁挂钩，所述空腔内还设有转动滑杆，用于解锁前将所述解锁挂钩锁紧，所述滑杆的一端为约束端，另一端为自由端，所述自由端一侧连接有固定在空腔壁面上的拉紧弹簧，所述滑杆在锁紧解锁挂钩时，所述拉紧弹簧处于拉紧状态；所述自由端的另一侧连接有纤维熔断装置，具体为：采用纤维绳一端固定在自由端上，另一端穿过电热丝固定在可调节螺钉上，利用所述可调节螺钉调节所述纤维绳的长度。
2.根据权利要求1所述的一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，其特征在于，所述解锁挂钩设计在进气道保护罩的对称面上的最前端。
3.根据权利要求2所述的一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，其特征在于，所述解锁挂钩为长圆型开孔。
4.根据权利要求1-3任一项所述的一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，其特征在于，所述方孔的左右两侧预留0.5mm的间隙。
5.根据权利要求1-3任一项所述的一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，其特征在于，所述方孔的两侧分别设有固定在飞行器前体上的滑杆支撑座，所述支撑座的开孔形式与解锁挂钩相同。
6.根据权利要求1-3任一项所述的一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，其特征在于，所述滑杆的约束端通过一转轴进行约束，使得滑杆只能绕转轴转动。
7.根据权利要求5所述的一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，其特征在于，所述滑杆与解锁挂钩、支撑座接触段为圆形截面。
8.根据权利要求6所述的一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，其特征在于，所述滑杆自由端距转轴的距离为滑杆与解锁挂钩接触点到转轴距离的2倍以上。
9.根据权利要求1所述的一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，其特征在于，所述纤维绳为高分子聚乙烯纤维绳。
10.根据权利要求1所述的一种适用于高超声速进气道保护罩的分离机构，其特征在于，所述电热丝为电热钨丝。
CN201710437431.8A 2017-06-09 2017-06-09 适用于高超声速进气道保护罩的分离机构 Active CN108301925B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710437431.8A CN108301925B (zh) 2017-06-09 2017-06-09 适用于高超声速进气道保护罩的分离机构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710437431.8A CN108301925B (zh) 2017-06-09 2017-06-09 适用于高超声速进气道保护罩的分离机构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108301925A CN108301925A (zh) 2018-07-20
CN108301925B true CN108301925B (zh) 2019-08-13

Family

ID=62872621

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710437431.8A Active CN108301925B (zh) 2017-06-09 2017-06-09 适用于高超声速进气道保护罩的分离机构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108301925B (zh)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109595076B (zh) * 2019-01-14 2020-03-17 北京空天技术研究所 一种进气道保护罩
CN111780941B (zh) * 2020-07-23 2022-07-15 北京空天技术研究所 飞行器测力试验模型及方法
CN112985748B (zh) * 2021-05-08 2021-07-30 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种风洞试验投放装置及其投放物模型设计方法
CN113247279B (zh) * 2021-06-30 2022-06-07 中国人民解放军国防科技大学 一种利用缝隙流实现分离的高超声速进气道整流罩方案
CN113247278B (zh) * 2021-06-30 2022-06-03 中国人民解放军国防科技大学 一种含有舵面的高超声速进气道整流罩方案
CN113247276B (zh) * 2021-06-30 2022-06-07 中国人民解放军国防科技大学 一种两级气动分离式高超声速进气道整流罩
CN114813022B (zh) * 2022-04-25 2023-04-07 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种风洞内试验模型动态特性测量的加卸载系统
CN114813032B (zh) * 2022-04-25 2023-05-09 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种风洞内试验模型的连接及快速释放装置
CN114753928B (zh) * 2022-05-18 2023-08-18 华中科技大学 一种新型进气道保护罩
CN114993600B (zh) * 2022-07-18 2022-10-28 中国航天空气动力技术研究院 一种吸气式飞行器模型整流罩快速分离装置及分离方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH03160300A (ja) * 1989-11-20 1991-07-10 Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency ラムジェット砲弾
CN103587704A (zh) * 2013-10-31 2014-02-19 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种飞行器组合式亚音速进气装置
CN105408609A (zh) * 2013-07-01 2016-03-16 埃尔塞乐公司 涡轮喷气发动机机舱的推力反向器，其包括部分集成到罩中的叶栅

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH03160300A (ja) * 1989-11-20 1991-07-10 Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency ラムジェット砲弾
CN105408609A (zh) * 2013-07-01 2016-03-16 埃尔塞乐公司 涡轮喷气发动机机舱的推力反向器，其包括部分集成到罩中的叶栅
CN103587704A (zh) * 2013-10-31 2014-02-19 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种飞行器组合式亚音速进气装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN108301925A (zh) 2018-07-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108301925B (zh) 适用于高超声速进气道保护罩的分离机构
US9216824B2 (en) Systems and apparatus for tether termination mount for tethered aerial vehicles
Aftergood et al. Matter conditions for regular black holes in f (T) gravity
Gern et al. Static and dynamic aeroelasticity of advanced aircraft wings carrying external stores
US20200049414A1 (en) Heat transfer devices and methods for facilitating convective heat transfer with a heat source or a cold source
Zhu et al. Elastodynamic analysis of aerial refueling hose using curved beam element
CN104899400B (zh) 磁悬浮飞轮可重复抱式锁紧装置用弹片的设计方法
CN108275289A (zh) 一种可重复连接分离装置及模块化航天器的紧固分离装置
Vassberg et al. Numerical simulations of KC-10 wing-mount aerial refueling hose-drogue dynamics with a reel take-up system
Abbas et al. Non-linear aeroelastic investigations of store (s)-induced limit cycle oscillations
US9038954B2 (en) Refueling boom disconnection system
Choudhari et al. Effect of distributed patch of smooth roughness elements on transition in a high-speed boundary layer
Vassberg et al. Numerical simulations of KC-10 in-flight refueling hose-drogue dynamics with an approaching F/A-18D receiver aircraft
CN104717642A (zh) 一种利用磁场方向角差异防止中继攻击的方法
EBRAHIMI CFD validation for scramjet combustor and nozzle flows. I
US7681841B2 (en) Method and system for spacecraft power acquisition using single-axis slit sun sensor
Lim et al. Computational modeling of HART II blade-vortex interaction loading and wake system
CN208021728U (zh) 一种基于北斗导航的无人机
CN111855220A (zh) 一种并排安装的涡扇发动机惯性起动能力验证方法
Zhang et al. Towards a formal approach to modeling and verifying the design of dynamic software updates
Fairlie et al. Prediction of JDAM separation characteristics from the F/A-18C aircraft
Watanabe et al. Modelling passive yawing motion of horizontal axis small wind turbine: derivation of new simplified equation for maximum yaw rate
CN106021780A (zh) 一种颤振试验模型翼下重外挂的弹性防护绳设计方法
Meng et al. Simulation and verification of feasibility for the torsional vibration system test scheme
BR102019014710B1 (pt) Dispositivo de transferência de calor, e, método para resfriar uma fonte de calor

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant