CN111721494A - 一种大流量、高频率脉冲吹气装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种大流量、高频率脉冲吹气装置,包括前端驻室,其一端为进气端,相对另一端为转接端;转轴,其具有一端与转接端连通的内腔室,转轴侧壁上设置多组连通内腔室的导气孔;壳体,其设置于转轴外,所述壳体上设置一组吹气孔,吹气孔位置与导气孔位置匹配;电机,其与转轴连接,带动转轴旋转。采用本发明的一种大流量、高频率脉冲吹气装置,可以进行大流量、高频率脉冲吹气,能够适用于大尺寸模型脉冲吹气流动控制试验。
Description
技术领域
本发明涉及一种大流量、高频率脉冲吹气装置,属于流动控制技术领域。
背景技术
流动控制技术作为流体力学研究的前沿和分支,受到研究人员的广泛关注。通过对飞行器进行流动控制,可以实现增升、减阻、降噪、除冰等控制效果,为下一代飞行器的研制积累基础。按照有无主动向流场注入能量的方式,流场控制技术可以分为被动控制与主动控制。常用的被动控制技术有:涡流发生器、格尼襟翼等;主动控制技术包括:吹气、吸气、合成射流等。
脉冲吹气流动控制技术是一种典型的主动流动控制技术。通过脉冲吹气激励形成的流场拟序结构与来流相互作用,实现增升减阻,提高飞行器性能的控制效果。目前,常采用电磁阀预埋在模型内的方式开展脉冲吹气流动控制研究。通过电磁阀的快速开闭,实现脉冲吹气。然而,由于电磁阀进出口直径一般不超过6mm,因此,采用电磁阀实现脉冲吹气的方式很难将吹气流量进行大幅度提升。如何在保持脉冲激励的情况下,大幅提升吹气流量,是增强脉冲激励控制大尺度模型的能力、提升脉冲吹气控制技术成熟度的关键。
目前,国内常采用电磁阀的方式,实现脉冲吹气。从公开资料来看,适用于大尺度模型的大流量、高频率脉冲吹气装置尚未发现。而用于开展大尺度模型脉冲吹气流动控制试验的大流量、高频率的脉冲吹气装置具有重要作用,能够为拓展试验模型尺度,增强控制效果,提升脉冲吹气流动控制技术成熟度提供了重要支撑。
发明内容
本发明的发明目的在于:针对上述存在的问题,提供一种大流量、高频率脉冲吹气装置,本发明能够进行大流量、高频率脉冲吹气。
本发明采用的技术方案如下:
一种大流量、高频率脉冲吹气装置,包括前端驻室,其一端为进气端,相对另一端为转接端;
转轴,其具有一端与转接端连通的内腔室,转轴侧壁上设置多组连通内腔室的导气孔;
壳体,其设置于转轴外,所述壳体上设置一组吹气孔,吹气孔位置与导气孔位置匹配;
电机,其与转轴连接,带动转轴旋转。
在本发明中,通过进气端连通外部高压气体,高压气体从进气端进入前端驻室,并通过转接端进入转轴的内腔室,内腔室一端开放,另一端封闭;电机通过电机接口与转轴连接,电机带动转轴旋转,当转轴旋转到导气孔与吹气孔重合时,高压气体从吹气孔排出;当导气孔与吹气孔错开时,吹气停止;通过电机带动转轴旋转,导气孔与吹气孔一直重复进行重合和错开动作,实现脉冲吹气。
作为优选,通过调节电机转速和/或导气孔的组数,调整脉冲吹气频率。
在上述方案中,电机转速调节越快,脉冲吹气频率越高;导气孔组数越多,脉冲频率越高;并可以通过两者结合使得脉冲吹气达到上万HZ的频率。
作为优选,通过调节导气孔与吹气孔的直径,调整吹气流量。
在上述方案中,导气孔和吹气孔的直径越大,吹气流量越大;导气孔和吹气孔的直径越小,吹气流量越小;通过控制导气孔和吹气孔的直径达到所需要的吹气流量。
作为优选,所述转轴通过动密封件与转接端连接。
作为优选,所述动密封件包括内环与外环,内环外环之间设置油膜。
在上述方案中,通过设置动密封件,使得转轴与前端驻室密封连通,气体不会造成泄露。
作为优选,前端驻室的转接端处设置端板,将动密封件限制在转接端内。
作为优选,多组导气孔均匀分布于转轴侧壁上。
在上述方案上,导气孔均匀分布,使得吹气间隔时间一致。
作为优选,转轴侧壁上设置4组导气孔。
在上述方案中,脉冲吹气的激励频率是电机频率的4倍,通过设置更多组导气孔可以达到更高的激励频率。
作为优选,每组导气孔包括4个导气孔。
作为优选,所述导气孔与吹气孔的直径相同。
作为优选,导气孔和吹气孔的直径为13mm.
在上述方案中,相同直径使得导气孔和吹气孔能够更好的重合完成吹气。
作为优选,导气孔处转轴的外径与壳体的内径相当。
在上述方案中,使得只有在导气孔与吹气孔重合时,气体才会通过吹气孔排出。
作为优选,壳体两端处壳体的内径大于转轴的外径,形成安装空间,壳体两端设置盖板。
在上述方案中,通过设置安装空间,可在安装空间内设置密封件和轴承等部件。
作为优选,盖板与壳体通过螺栓连接。
作为优选,所述安装空间内设置角接触球轴承。
在上述方案中,角接触球轴承能够在转轴高速旋转时,能够同时承受径向载荷和轴向载荷,增加支撑刚度并提高转轴旋转精度。
作为优选,角接触球轴承的内圈嵌入转轴,角接触球轴承的外圈嵌入壳体。
在上述方案中,角接触球轴承的内圈嵌入转轴,角接触球轴承的外圈嵌入壳体,从而两端的角接触球轴承能够限制轴承和壳体的轴向相对位置,轴承和壳体不会发生轴向位置变化,使得导气孔和吹气孔不会发生轴向错位能够更好重合完成脉冲吹气。
作为优选,所述安装空间内设置动密封件。
在上述方案中,通过设置动密封件,实现动密封,气体不会发生泄露,气体只会从吹气孔排出。
作为优选,动密封件与角接触球轴承之间设置挡圈。
作为优选,所述转轴的动平衡等级为G2.5。
在上述方案中,转轴的频率可达几千HZ,转轴的动平衡等级达到G2.5才能达到动平衡要求。
作为优选,通过盖板减重或加重调整动平衡。
在本发明中,电机的最高频率可以达到几千HZ,因而整个装置的动平衡比较难达到,通过软件计算装置动平衡,在动平衡需要调整时,可以通过盖板减重(盖板打孔)或加重(添加重量块)调整。
作为优选,所述前端驻室与壳体下设置支撑架板,支撑架板与固定支座固定连接。
在上述方案中,通过软件计算装置的动平衡,从而计算出支撑板架于固定支座的连接点,达到动平衡。
本发明的一种大流量、高频率脉冲吹气装置,通过机械结构实现脉冲吹气,通过调节电机转速和/或导气孔的组数,调整脉冲吹气频率,从而达到高频率吹气;通过调节导气孔与吹气孔的直径,调整吹气流量,从而达到大流量吹气;实现大流量、高频率脉冲吹气的效果。
综上所述,由于采用了上述技术方案,本发明的有益效果是:
1、结构简单,控制方便实现频率可控,流量可控的大流量、高频率脉冲吹气;
2、通过改变脉冲装置在模型内部的安装位置,实现吹气角度与吹气位置的调节;
3、可适用于大尺度模型脉冲吹气流动控制试验,亦可用于真实飞机。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明,其中:
图1是脉冲吹气装置剖视图;
图2是脉冲吹气装置外视图;
图3是脉冲吹气装置去除壳体图;
图4是转轴结构示意图;
图5是脉冲吹气装置透视图。
图中标记:1-前端驻室、2-转轴、3-壳体、4-电机接口、5-动密封件、6-角接触球轴承、7-盖板、8-支撑架板、9-固定支座、21-导气孔、31-吹气孔。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征,或公开的所有方法或过程中的步骤,除了互相排斥的特征和/或步骤以外,均可以以任何方式组合。
本说明书中公开的任一特征,除非特别叙述,均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即,除非特别叙述,每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
如图1所示,本实施例的一种大流量、高频率脉冲吹气装置,包括前端驻室1,其一端为进气端,相对另一端为转接端;
转轴2,其具有一端与转接端连通的内腔室,转轴2侧壁上设置多组连通内腔室的导气孔21;
壳体3,其设置于转轴2外,所述壳体3上设置一组吹气孔31,吹气孔31位置与导气孔21位置匹配;
电机,其与转轴2连接,带动转轴2旋转。
在本发明中,前端驻室1具有中空容腔,通过进气端连通外部高压气体,高压气体从进气端进入前端驻室1,并通过转接端进入转轴2的内腔室;电机通过电机接口4与转轴2连接,电机带动转轴2旋转,当转轴2旋转到导气孔21与吹气孔31重合时,两者连通,高压气体从吹气孔31排出;当导气孔21与吹气孔31错开时,吹气停止;通过电机带动转轴2旋转,导气孔21与吹气孔31重复进行重合和错开动作,实现脉冲吹气。
需要说明的是,本发明中的一组导气孔21或吹气孔31指的是,沿转轴2或壳体3侧壁轴向方向的一排上的多个导气孔21或吹气孔31为一组。
作为优选,通过调节电机转速和/或导气孔21的组数,调整脉冲吹气频率。
在上述方案中,电机转速调节越快,脉冲吹气频率越高;导气孔21组数越多,脉冲频率越高;并可以通过两者结合使得脉冲吹气达到上万HZ的频率。
作为优选,通过调节导气孔21与吹气孔31的直径,调整吹气流量。
在上述方案中,导气孔21和吹气孔31的直径越大,吹气流量越大;导气孔21和吹气孔31的直径越小,吹气流量越小;通过控制导气孔21和吹气孔31的直径达到所需要的吹气流量。
作为优选,所述转轴2通过动密封件5与转接端连接。
作为优选,所述动密封件5包括内环与外环,内环外环之间设置油膜。
在上述方案中,通过设置动密封件5,使得转轴2与前端驻室1密封连通,气体不会造成泄露。
作为优选,前端驻室1的转接端处设置端板,将动密封件5限制在转接端内。
作为优选,多组导气孔21均匀分布于转轴2侧壁上。
在上述方案上,导气孔21均匀分布,使得吹气间隔时间一致。
作为优选,转轴2侧壁上设置4组导气孔21。
在上述方案中,脉冲吹气的激励频率是电机频率的4倍。
作为其他旋转方式,再另一实施例中,导气孔21的组数3、5、6、7;通过设置更多组导气孔21可以达到更高的激励频率。
作为优选,每组导气孔21包括4个导气孔21。
作为优选,所述导气孔21与吹气孔31的直径相同。
作为优选,导气孔21和吹气孔31的直径为13mm.
在上述方案中,相同直径使得导气孔21和吹气孔31能够更好的重合完成吹气。
作为优选,导气孔21处转轴2的外径与壳体3的内径相当。
在上述方案中,使得只有在导气孔21与吹气孔31重合时,气体才会通过吹气孔31排出。
作为优选,壳体3两端处壳体3的内径大于转轴2的外径,形成安装空间,壳体3两端设置盖板7。
在上述方案中,通过设置安装空间,可在安装空间内设置密封件和轴承等部件。
作为优选,盖板7与壳体3通过螺栓连接。
作为优选,所述安装空间内设置角接触球轴承6。
在上述方案中,角接触球轴承6能够在转轴2高速旋转时,能够同时承受径向载荷和轴向载荷,增加支撑刚度并提高转轴2旋转精度。
作为优选,角接触球轴承6的内圈嵌入转轴2,角接触球轴承6的外圈嵌入壳体3。
在上述方案中,角接触球轴承6的内圈嵌入转轴2,角接触球轴承6的外圈嵌入壳体3,从而两端的角接触球轴承6能够限制轴承和壳体3的轴向相对位置,轴承和壳体3不会发生轴向位置变化,使得导气孔21和吹气孔31不会发生轴向错位能够更好重合完成脉冲吹气。
作为优选,所述安装空间内设置动密封件5。
在上述方案中,通过设置动密封件5,实现动密封,气体不会发生泄露,气体只会从吹气孔31排出。
作为优选,动密封件5与角接触球轴承6之间设置挡圈。
作为优选,所述转轴2的动平衡等级为G2.5。
在上述方案中,转轴2的频率可达几千HZ,转轴2的动平衡等级达到G2.5才能达到动平衡要求。
作为优选,通过盖板7减重或加重调整动平衡。
在本发明中,电机的最高频率可以达到几千HZ,因而整个装置的动平衡比较难达到,通过软件计算装置动平衡,在动平衡需要调整时,可以通过盖板7减重(盖板7打孔)或加重(添加重量块)调整。
作为优选,所述前端驻室1与壳体3下设置支撑架板8,支撑架板8与固定支座9固定连接。
在上述方案中,通过软件计算装置的动平衡,从而计算出支撑板架于固定支座9的连接点,达到动平衡。
综上所述,采用本发明的一种大流量、高频率脉冲吹气装置,结构简单,控制方便实现频率可控,流量可控的大流量、高频率脉冲吹气;通过改变脉冲装置在模型内部的安装位置,实现吹气角度与吹气位置的调节;可适用于大尺度模型脉冲吹气流动控制试验,亦可用于真实飞机。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合,以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。
Claims (10)
1.一种大流量、高频率脉冲吹气装置,其特征在于:包括前端驻室(1),其一端为进气端,相对另一端为转接端;
转轴(2),其具有一端与转接端连通的内腔室,转轴(2)侧壁上设置多组连通内腔室的导气孔(21);
壳体(3),其设置于转轴(2)外,所述壳体(3)上设置一组吹气孔(31),吹气孔(31)位置与导气孔(21)位置匹配;
电机,其与转轴(2)连接,带动转轴(2)旋转。
2.如权利要求1所述的大流量、高频率脉冲吹气装置,其特征在于:所述转轴(2)通过动密封件(5)与转接端连接,所述动密封件(5)包括内环与外环,内环外环之间设置油膜。
3.如权利要求1所述的大流量、高频率脉冲吹气装置,其特征在于:多组导气孔(21)均匀分布于转轴(2)侧壁上。
4.如权利要求1所述的大流量、高频率脉冲吹气装置,其特征在于:所述导气孔(21)与吹气孔(31)的直径相同。
5.如权利要求1所述的大流量、高频率脉冲吹气装置,其特征在于:导气孔(21)处转轴(2)的外径与壳体(3)的内径相当。
6.如权利要求1所述的大流量、高频率脉冲吹气装置,其特征在于:壳体(3)两端处壳体(3)的内径大于转轴(2)的外径,形成安装空间,壳体(3)两端设置盖板(7)。
7.如权利要求6所述的大流量、高频率脉冲吹气装置,其特征在于:所述安装空间内设置角接触球轴承(6)。
8.如权利要求6所述的大流量、高频率脉冲吹气装置,其特征在于:所述安装空间内设置动密封件(5)。
9.如权利要求6所述的大流量、高频率脉冲吹气装置,其特征在于:通过盖板(7)减重或加重调整动平衡。
10.如权利要求1所述的大流量、高频率脉冲吹气装置,其特征在于:所述前端驻室(1)与壳体(3)下设置支撑架板(8),支撑架板(8)与固定支座(9)固定连接。
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN115683541A (zh) * | 2023-01-05 | 2023-02-03 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 用于大s弯进气道流动控制的多通道脉冲微射流发生器 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103630314A (zh) * | 2013-11-25 | 2014-03-12 | 苏州东菱振动试验仪器有限公司 | 叶片高在线气流激励系统及测试方法 |
CN105527081A (zh) * | 2015-12-24 | 2016-04-27 | 北京金风科创风电设备有限公司 | 动密封测试装置 |
CN106323586A (zh) * | 2016-08-02 | 2017-01-11 | 中国航天空气动力技术研究院 | 用于多喷口侧向喷流的试验装置 |
RU2610329C1 (ru) * | 2015-10-23 | 2017-02-09 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата |
CN209214869U (zh) * | 2019-01-28 | 2019-08-06 | 苏州东菱振动试验仪器有限公司 | 一种脉冲气流设备 |
CN209214870U (zh) * | 2019-01-28 | 2019-08-06 | 苏州东菱振动试验仪器有限公司 | 气流喷嘴和使用气流喷嘴的混合气流设备 |
-
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Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103630314A (zh) * | 2013-11-25 | 2014-03-12 | 苏州东菱振动试验仪器有限公司 | 叶片高在线气流激励系统及测试方法 |
RU2610329C1 (ru) * | 2015-10-23 | 2017-02-09 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата |
CN105527081A (zh) * | 2015-12-24 | 2016-04-27 | 北京金风科创风电设备有限公司 | 动密封测试装置 |
CN106323586A (zh) * | 2016-08-02 | 2017-01-11 | 中国航天空气动力技术研究院 | 用于多喷口侧向喷流的试验装置 |
CN209214869U (zh) * | 2019-01-28 | 2019-08-06 | 苏州东菱振动试验仪器有限公司 | 一种脉冲气流设备 |
CN209214870U (zh) * | 2019-01-28 | 2019-08-06 | 苏州东菱振动试验仪器有限公司 | 气流喷嘴和使用气流喷嘴的混合气流设备 |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN115683541A (zh) * | 2023-01-05 | 2023-02-03 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 用于大s弯进气道流动控制的多通道脉冲微射流发生器 |
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