CN109596302B - 一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统，在进行飞行器模型低速风洞实验时，高压进气嘴回收由高压喷嘴喷出的大部分高压气流，高压气流再进入回收增压装置进行增压，通过单向活门返回高压气罐，主气流及少部分高压气流经主进气管道出口排出，由于高压气流大部分被回收，不再流经主进气管道出口，不会造成主进气管道出口拥塞，增加了主进气管道的进气流量，可提高飞行器模型低速风洞实验中的主进气道模拟流量达到设计流量的100％，从而更接近真实工况，提高实验的真实性。

Description

一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统
技术领域
本发明涉及飞行器模型低速风洞实验技术领域，尤其涉及一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统。
背景技术
在进行飞行器模型低速风洞实验时，为模拟出进气效应对飞行器升阻力的影响，一般在飞行器低速风洞模型内部设计引射系统来模拟进气道进口流量。
现有的引射系统中，引射高压气进入主气流后将与主气流掺混，共同从主进气管道排气出口排出，随着引射高压气压力的增加，主进气管道排气出口压力迅速增加，很快达到拥塞状态，在引射系统引射能力一定和出口面积一定时，进气流量将很受到限制，一般引射流量只能达到进气道设计流量的40％￣60％，影响实验效果。
发明内容
本发明解决的技术问题：提供一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统，用以解决现有的引射系统容易引起主进气管道排气出口拥塞，进气流量受限，影响实验效果的问题。
本发明的技术方案：
一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统，包括机体，所述的机体内部设置有主进气管道，还包括高压喷嘴支撑件、高压进气嘴支撑件、回收增压装置、进气控制器、单向活门和高压气罐，所述的主进气管道内部设置有一圆柱形空腔，所述的高压进气嘴支撑件及高压喷嘴支撑件设置在圆柱形空腔内部两侧，所述的高压进气嘴支撑件底部穿过机体与回收增压装置连通，所述的高压喷嘴支撑件穿过机体与进气控制器连通，所述的进气控制器与高压气罐连通，所述的单向活门分别与高压气罐及回收增压装置连通，所述的高压喷嘴支撑件上设置有若干高压喷嘴，所述的高压进气嘴支撑件上设置有若干高压进气嘴。
所述的圆柱形空腔靠近主进气管道进出口两侧的外壁上均设置有若干通孔。
所述的高压喷嘴支撑件和高压进气嘴支撑件为空腔结构。
所述的高压喷嘴与高压进气嘴数量相同，且高压喷嘴与高压进气嘴一一对应。
所述的高压喷嘴前端直径比高压喷嘴本体直径小。
所述的高压进气嘴进气端为喇叭状结构。
所述的高压气罐与外部高压气源连通。
本发明的有益效果：提供一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统，在进行飞行器模型低速风洞实验时，高压进气嘴回收由高压喷嘴喷出的大部分高压气流，高压气流再进入回收增压装置进行增压，通过单向活门返回高压气罐，主气流及少部分高压气流经主进气管道出口排出，由于高压气流大部分被回收，不再流经主进气管道出口，不会造成主进气管道出口拥塞，增加了主进气管道的进气流量，可提高飞行器模型低速风洞实验中的主进气道模拟流量达到设计流量的100％，从而更接近真实工况，提高实验的真实性。
附图说明
图1为本发明系统结构示意图；
图中标识：31、机体，13、主进气管道，21、高压喷嘴支撑件，22、高压喷嘴，23、高压进气嘴，24、高压进气嘴支撑件，25、回收增压装置，26、单向活门，27、高压气罐，28、进气控制器。
具体实施方式
一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统，包括机体31，所述的机体31内部设置有主进气管道13，还包括高压喷嘴支撑件21、高压进气嘴支撑件24、回收增压装置25、进气控制器28、单向活门26和高压气罐27，所述的主进气管道13内部设置有一圆柱形空腔，所述的高压进气嘴支撑件24及高压喷嘴支撑件21设置在圆柱形空腔内部两侧，所述的高压进气嘴支撑件24底部穿过机体31与回收增压装置25连通，所述的高压喷嘴支撑件21穿过机体31与进气控制器28连通，所述的进气控制器28与高压气罐27连通，所述的单向活门26分别与高压气罐27及回收增压装置25连通，所述的高压喷嘴支撑件21上设置有若干高压喷嘴22，所述的高压进气嘴支撑件24上设置有若干高压进气嘴23。
所述的圆柱形空腔靠近主进气管道13进出口两侧的外壁上均设置有若干通孔，通孔直径选择5mm￣25mm之间，若干通孔的总流通面积足够大，不会在通孔中造成主气流拥塞，同时多通孔对主气流起到整流的作用，通孔后的气流更加均匀，有利于加强高压气流对主气流的引射效果。
所述的高压喷嘴支撑件21和高压进气嘴支撑件24为空腔结构，其壁面厚度足以承受高压气流的压力。
所述的高压喷嘴22与高压进气嘴23数量相同，且高压喷嘴22与高压进气嘴23一一对应，所述的高压喷嘴22前端直径比高压喷嘴22本体直径小，所述的高压进气嘴23进气端为喇叭状结构，方便高压进气嘴23回收由高压喷嘴22喷出的大部分高压气流。
所述的高压气罐27与外部高压气源连通，高压进气嘴23能回收由高压喷嘴22喷出的大部分高压气流，经回收增压装置25和单向活门26进入高压气罐27，同时在高压气罐27上设有压力监控装置，外部高压气源对高压气罐27的高压气体进行实时补充，保持高压气罐27压力恒定，高压气罐27压力值保持在20Mpa左右。
所述的进气控制器28与高压气罐27连通，在进气控制器28上设有恒压控制机构，保证高压喷嘴22的引射压力恒定。

Claims (6)

1.一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统，包括机体(31)，所述的机体(31)内部设置有主进气管道(13)，其特征在于：还包括高压喷嘴支撑件(21)、高压进气嘴支撑件(24)、回收增压装置(25)、进气控制器(28)、单向活门(26)和高压气罐(27)，所述的主进气管道(13)内部设置有一圆柱形空腔，所述的高压进气嘴支撑件(24)及高压喷嘴支撑件(21)设置在圆柱形空腔内部两侧，所述的高压进气嘴支撑件(24)底部穿过机体(31)与回收增压装置(25)连通，所述的高压喷嘴支撑件(21)穿过机体(31)与进气控制器(28)连通，所述的进气控制器(28)与高压气罐(27)连通，所述的单向活门(26)分别与高压气罐(27)及回收增压装置(25)连通，所述的高压喷嘴支撑件(21)上设置有若干高压喷嘴(22)，所述的高压进气嘴支撑件(24)上设置有若干高压进气嘴(23)，所述的圆柱形空腔靠近主进气管道(13)进出口两侧的外壁上均设置有若干通孔，通孔直径选择5mm～25mm之间，若干通孔的总流通面积足够大，不会在通孔中造成主气流拥塞，同时多通孔对主气流起到整流的作用，通孔后的气流更加均匀，有利于加强高压气流对主气流的引射效果，在进气控制器(28)上设有恒压控制机构，保证高压喷嘴(22)的引射压力恒定。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统，其特征在于：所述的高压喷嘴支撑件(21)和高压进气嘴支撑件(24)为空腔结构。
3.根据权利要求1所述的一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统，其特征在于：所述的高压喷嘴(22)与高压进气嘴(23)数量相同，且高压喷嘴(22)与高压进气嘴(23)一一对应。
4.根据权利要求1所述的一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统，其特征在于：所述的高压喷嘴(22)前端直径比高压喷嘴(22)本体直径小。
5.根据权利要求1所述的一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统，其特征在于：所述的高压进气嘴(23)进气端为喇叭状结构。
6.根据权利要求1所述的一种飞行器模型低速风洞实验的流量控制引射系统，其特征在于：所述的高压气罐(27)与外部高压气源连通。
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