CN110374763A - 固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置，包括法兰、变形体、变形段圆法兰、第一活动块、电机、进气道出口段、进气道、测压测温转接头、第二活动块、进气道入口段、齿轮、齿条、螺母、导轨、控制模块；直连式进气道入口处通过变形体以及变形段圆法兰与进气管道相连；进气道出口通过法兰与燃烧室连接；进气道喉道侧面开口并向外延伸，在喉道侧面固定一个步进电机，步进电机的轴上通过键安装一个直齿轮，该齿轮与固定在活动块上的齿条啮合，活动块在安装在喉道内部的导轨上进行直线运动，控制模块控制电机转动角度。本发明可调节进气道流量。

Description

固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置
技术领域
本发明属于固体火箭冲压发动机进气道流量调节领域，具体是一种固体火箭冲压发动机变喉道式进气道流量调节实验装置。
背景技术
进气道是固冲发动机的空气入口通道,其功能是使迎面流入的高速空气流减速增压,将气流的动能转化为势能,并为燃烧室提供所需要的空气流量。导弹在机动飞行过程中，飞行马赫数、飞行高度及供油量等因素发生变化时，通过进气道进入燃烧室的空气流量和流动参量也相应发生变化。为保证发动机具有最佳的工作性能，应对进气道进行流量调节，目前关于进气道流量调节的方式主要是采用变几何进气道。例如袁化成对一种矩形截面的进气道进行了变几何研究，在袁化成,郭荣伟.矩形截面高超声速变几何进气道研究(J).空气动力学学报,2013,31(2)一文中提出并设计了一种包含唇口开启-唇口后退等动作的变几何进气道；赵昊在赵昊,谢旅荣,郭荣伟,et al.一种宽马赫数变几何超声速进气道气动性能研究(J).航空动力学报,2015,30(7):1678-1684.一文中提出一种通过改变进气道入口斜板角度和喉道高度来调节流量的方法。但是只停留在了理论方案和数值仿真方面，并未进行实验。
发明内容
本发明的目的在于提供一种结构简单、工作可靠、控制精确、成本较低的固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置。
实现本发明目的的技术解决方案为：
一种固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置，包括法兰、变形体、变形段圆法兰、第一活动块、电机、进气道出口段、进气道、测压测温转接头、第二活动块、进气道入口段、齿轮、齿条、导轨、控制模块；
所述变形体一端通过变形段圆法兰与进气管道相连，另一端通过矩形法兰与进气道入口段相连；所述进气道上方沿进气方向固定有多个测压测温转接头，所述测压测温转接头上安装有温度传感器和压力传感器，分别用于检测进气道内的气体压力和温度，并将检测数据传输给控制模块；所述进气道喉道侧面开口并向外延伸，在喉道底部固定有导轨，第二活动块在导轨上滑动；所述活动块设置在进气道喉道延伸部，第二活动块与第一活动块固定；所述第一活动块上固定一齿条，齿条与直齿轮啮合；所述齿条移动方向垂直于进气道进气方向；所述齿轮与电机转动轴连接；所述控制模块用于控制电机正反转，通过电机的转动使活动在喉道导轨上滑动，从而改变喉道面积。
本发明与现有技术相比，其显著优点在于：
(1)本发明通过改变进气道喉道面积来调节流量，使实际流量达到设定值，减少了误差，从而有效控制了空燃比。(2)本发明采用直连式进气道，省略了进气道收敛段，方便实验。(3)本发明传动机构简单，工作可靠。
附图说明
图1为本发明的固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置的总体结构示意图。
图2为本发明的固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置的变喉道部分的机构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
结合图1～图2，本发明涉及一种固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置，包括法兰1、变形体2、变形段圆法兰3、第一活动块4、电机5、进气道出口段6、进气道7、测压测温转接头8、第二活动块9、进气道入口段10、齿轮12、齿条13、导轨15、控制模块；变形体2一端通过变形段圆法兰3与进气管道相连，另一端通过矩形法兰1与进气道入口段10相连，用于将圆形进气管与矩形进气管入口端10相连；进气道7上方沿进气方向固定有多个测压测温转接头8，所述测压测温转接头8上安装有温度传感器和压力传感器，分别用于检测进气道7内的气体压力和温度，并将检测数据传输给控制模块；所述进气道7喉道侧面开口并向外延伸，在喉道底部固定有导轨15，活动块9在导轨15上滑动；所述活动块9设置在进气道7喉道延伸部，活动块9与活动块4固定，并在活动块4上固定一齿条13，齿条13与直齿轮12啮合；齿条13移动方向垂直于进气道7进气方向；所述齿轮12与电机5转动轴固定连接，电机5通过固定座固定，齿轮12通过轴承座支撑；所述控制模块用于控制电机5正反转，通过电机5的转动使活动块9在喉道导轨15上滑动，从而改变喉道面积。
进一步的，所述控制模块包括参数设定单元、数据处理单元、控制单元；
所述参数设定单元用于设定进气道7的总压初始设定值P0、喉道宽度设定值W。
所述数据处理单元用于计算进气道7的喉道宽度改变量ΔW。具体计算过程为：
设进气道7内的气体理想流量为
其中，R为气体常数；At为喉部面积；H为喉道高度；T0为进气道7内的总温。
根据压力传感器实际测得的总压P0′、温度传感器实际测得的总温T0，计算进气道7内的气体实际流量为：
计算喉道宽度的变化量ΔW：
ΔW＝W′-W(3)
所述控制单元用于根据数据处理单元所计算的喉道宽度的变化量ΔW，控制电机转动相应的角度，从而改变喉道面积来调节流量，有效控制了空燃比。
进一步的，所述进气道7采用钢材，所述活动块9采用高硅氧。
作为一种实施方式，所述活动块9与进气道7喉道处采用静密封腻子进行密封。
本发明工作过程如下：
工作时，电机5接受控制指令转动，电机5的转动带动齿轮12转动，齿轮12与齿条13啮合，齿轮12带动齿条13在垂直于电机5放置的方向水平移动，齿条13与活动块4固连，活动块4与活动块9固连，使得活动块9在垂直于电机5放置的方向水平移动。活动块9放置于进气道7喉部导轨15上，导轨15方向与电机5放置方向垂直，使得活动块9在喉道导轨15上滑动，进而改变喉道面积，达到控制进气道流量的效果。
当电机5旋转的角度按照一定的规律进行变化的时候，使得活动块9按照一定的规律运动，从而控制喉道面积按照相同规律变化。通过控制电机5转动，可得到进气道工作范围内的任意流量。

Claims (4)

1.一种固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置，其特征在于，包括法兰(1)、变形体(2)、变形段圆法兰(3)、第一活动块(4)、电机(5)、进气道出口段(6)、进气道(7)、测压测温转接头(8)、第二活动块(9)、进气道入口段(10)、齿轮(12)、齿条(13)、导轨(15)、控制模块；
所述变形体(2)一端通过变形段圆法兰(3)与进气管道相连，另一端通过矩形法兰(1)与进气道入口段(10)相连；所述进气道7上方沿进气方向固定有多个测压测温转接头(8)，所述测压测温转接头(8)上安装有温度传感器和压力传感器，分别用于检测进气道(7)内的气体压力和温度，并将检测数据传输给控制模块；所述进气道(7)喉道侧面开口并向外延伸，在喉道底部固定有导轨(15)，第二活动块(9)在导轨(15)上滑动；所述活动块(9)设置在进气道(7)喉道延伸部，第二活动块(9)与第一活动块(4)固定；所述第一活动块(4)上固定一齿条(13，)齿条(13)与直齿轮(12)啮合；所述齿条(13)移动方向垂直于进气道(7)进气方向；所述齿轮(12)与电机(5)转动轴连接；所述控制模块用于控制电机(5)正反转，通过电机(5)的转动使活动块(9)在喉道导轨(15)上滑动，从而改变喉道面积。
2.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置，其特征在于，
所述控制模块包括参数设定单元、数据处理单元、控制单元；
所述参数设定单元用于设定进气道7的总压初始设定值P0、喉道宽度设定值W；
所述数据处理单元用于计算进气道7的喉道宽度改变量ΔW：
其中P0′为压力传感器实际测得的总压；
所述控制单元用于根据数据处理单元所计算的喉道宽度的变化量ΔW，控制电机转动相应的角度，从而改变喉道面积来调节流量。
3.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置，其特征在于：所述进气道(7)采用钢材，活动块(9)采用高硅氧。
4.根据权利要求1所述的固体火箭冲压发动机进气道流量调节实验装置，其特征在于，所述活动块(9)与进气道(7)喉道处采用静密封腻子进行密封。
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