CN112903232B

CN112903232B - 一种用于飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置

Info

Publication number: CN112903232B
Application number: CN202110087849.7A
Authority: CN
Inventors: 史晓军; 王良锋; 张昌荣; 刘光远; 熊贵天; 郑杰匀
Original assignee: High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Current assignee: High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center
Priority date: 2021-01-22
Filing date: 2021-01-22
Publication date: 2023-06-23
Anticipated expiration: 2041-01-22
Also published as: CN112903232A

Abstract

本发明公开了一种用于飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置，通过风洞支撑机构与设置在风洞内的迎角机构连接，所述装置包括：匹配过渡段、流量调节组件和驱动电机；其中，所述匹配过渡段，用于连接飞行器模型的进气道装置，使得气体由进气道装置经匹配过渡段进入流量调节组件；所述飞行器模型的进气道装置为前部进气，后部排气的结构；所述流量调节组件，包括锥形渐扩式管道和设置在管道内的调节锥，所述调节锥受电机控制在管道内前后运动，进而调节进入的气体流量；所述电机，用于控制调节锥的前后运动。对于不同几何外形的试验模型，只需将其后体进行必要的优化设计后，便可与本装置匹配连接，具有很好的通用性，并且试验效率成倍提高。

Description

一种用于飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置

技术领域

本发明涉及空气动力技术领域，尤其涉及一种用于飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置。

背景技术

大气数据系统，是飞行器在实际飞行中用来实时感知、测量飞行速度、飞行姿态、飞行高度的一种必不可少的测量装置；对于保障飞行器的飞行安全、提高飞行品质具有重要意义、不可或缺。空速管、风标，以及后续发展出的FADS系统，都是大气数据系统具体的受感设备。

目前在绝大多数飞行器中，大气数据系统受感设备(空速管、风标、FADS受感孔)均设置于飞行器前体区域(如：机头正前方，或机头左右两侧)，以此尽可能降低机体对大气数据系统受感设备的气动干扰，提高其测量的准确性。

但是，对于设备、技术集成度很高、且需要进行全系统迭代、优化设计的飞机设计工作而言，并不是机头区域的任意部位都允许、适宜安装大气数据系统相关设备。这就需要通过前期的CFD模拟，以及后续的地面风洞试验，获取飞行器前体特定区域的压力分布特性，通过分析这一区域内压力分布特性、并综合相关专业的技术约束需求，最终选取、确定一个系统设备最优的安放位置。目前，大气数据系统设备安放位置选择的工作方式，主要通过在模型前体表面开设多个测压孔(一般而言，至少是几十个测压孔这个量级。)并进行风洞试验，从而获得模型表面特定区域内的压力分布特性，根据压力分布特性并结合大气数据系统参数解算精准度技术要求，最终确定一个最优的安放位置。

当代飞行器，特别是战斗机、轰炸机、无人机，在其下颌中部、前机身对称两侧、或背部(如：B2隐形轰炸机)均设计有进气道，用以提高飞行器的飞行性能、更好的适应现代战争需求。

在早期的飞行器大气数据系统设计风洞试验中，并未将实际飞行中进气道工作状态下进/排气的压力前传对机头区域的气动影响考虑在内，这对于大气数据系统的设计是不利、且不科学的。

为此，我们在初期应对这一技术问题时设计了多块中部通气面积参数不同的流量调节挡板，将这一挡板安装于飞行器进气道内部，用以模拟进气道工作时不同的流量变化，进而研究不同流量条件下飞机头部区域压力分布特性及影响变化规律。如图1所示。

但是，在后续的试验中陆续暴露出这一方式的几方面技术缺陷：

1、当需要进行多个流量调节以研究流量变化对机头区域压力分布影响时，需要加工对应的多个挡板。模型的设计、加工方面经济型不佳；

2、一块挡板只能满足一次风洞启动的试验需求，对于暂冲式高速风洞而言，试验效率及经济性欠佳；

3、需要对通气气流流量进行连续调节、以研究其对前机身压力分布的连续变化流谱时，挡板这一方式根本无法应对；

4、不同飞行器的进气道内部流道几何形式各异，针对某一进气道型面设计的挡板，其通用性、可移植性欠佳。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术缺陷，提出了一种用于飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置。

为了实现上述目的，本发明提出了一种用于飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置，通过风洞支撑机构与设置在风洞内的迎角机构连接，所述装置包括：匹配过渡段、流量调节组件和驱动电机；其中，

所述匹配过渡段，用于连接飞行器模型的进气道装置，使得气体由进气道装置经匹配过渡段进入流量调节组件；所述飞行器模型的进气道装置为前部进气，后部排气的结构；

所述流量调节组件，包括锥形渐扩式管道和设置在管道内的调节锥，所述调节锥受电机控制在管道内前后运动，进而调节进入的气体流量；

所述驱动电机，用于控制调节锥的前后运动。

作为上述装置的一种改进，所述匹配过渡段为等直段的中空结构，前后各有一个法兰端面，分别与飞行器模型的进气道装置以及流量调节组件连接，所述法兰端面上设置有O型密封圈。

作为上述装置的一种改进，所述匹配过渡段采用合金钢，并且单边壁厚不小于10.0mm。

作为上述装置的一种改进，所述调节锥为半圆形结构，通过丝杠与驱动电机连接。

作为上述装置的一种改进，所述调节锥的半径r与锥形渐扩式管道在位置x处的半径R_x满足以下关系：

其中，m为质量流量，单位为Kg/s，ρ为气流密度，V为来流速度。

作为上述装置的一种改进，所述锥形渐扩式管道靠近驱动电机的管道段两侧开设有泄流槽。

作为上述装置的一种改进，所述驱动电机通过电缆与风洞外的电源相连，所述电缆封装于内含钢丝的蛇皮管中，并以多点固定方式与风洞支撑机构连接，然后延伸至风洞外。

与现有技术相比，本发明的优势在于：

1、设置了匹配过渡段。该部段的主要作用在于，对于不同几何外形的试验模型，只需将其后体进行必要的优化设计后，便可与本套试验装置进行匹配连接，实现本装置的通用性，提高装置的使用效率；

2、通过电机驱动的流量调节锥，可在内锥型管道内前后移动，实现对流入气流流量的连续调节(向前运动，流量变小；向后运动，流量增大)；

3、能够在一次吹风过程中(一般而言，历时50～80秒)，获得进气道进/排气对前机身压力分布的连续数据，对于深入分析并选取大气数据系统设备安放位置提供了详尽、全面的试验数据；并且这些数据更加贴近真实飞行的状况，克服了“流量挡板”形式不够真实的缺点；

4、对于暂冲式高速风洞试验而言，可明显提高试验的经济性及试验效率。具体而言，在一次80秒的吹风过程中，使用“流量挡板”形式，只能获得一种通气流量下的模型前体压力分布数据；而采取本装置进行试验时，锥位每运动到一个流量位置停留10秒、进行数据采集后，便可驱动调节锥至下位置进行数据采集。试验效率成倍提高。

附图说明

图1是现有技术的流量调节挡板示意图；

图2是本发明的流量调节装置示意图；

图3是本发明的匹配过渡段与飞行器模型连接示意图；

图4是本发明的匹配过渡段示意图；

图5是本发明的流量调节组件工作原理图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案进行详细的说明。

为解决上述技术问题，我们设计了一种可连续调节通气流量的调节装置，以更好的满足该类试验需求。如图2所示。

这一装置主要由：匹配过渡段、流量调节装置、驱动电机组成，通过风洞支撑机构(风洞通用/固有机构，不专属于本项装置范畴)实现与风洞迎角机构的连接。

本装置各个部段技术细节、功能介绍如下：

1、飞行器试验模型：

只要带有“前部进气、后部排气”的进气道装置飞行器模型，均可使用本装置进行风洞试验；

2、匹配过渡段：

设置这一部段的思路是：使其作为连接试验模型与流量调节装置的“桥梁”。这一部段为法兰连接形式的中通结构，便于试验中的拆卸与安装，以及确保气流顺利通过；两个法兰盘端面采用螺钉压紧的连接方式，实现对前/后部段的稳固、便捷连接。如图3和图4所示。

该过渡段设计为简洁的等直段，具体尺寸包括总长、法兰盘两端面连接螺钉孔的设置、外径、内径等可根据具体的、不同试验模型的后体尺寸及模型在风洞试验段中的位置要求，进行具体的灵活、匹配设计。这是着眼飞行器试验模型的多样性、本装置的通用性，而特意设置的一个部段。

考虑到高速风洞试验载荷高、冲击大的实际情况，从装置的结构强度、试验安全角度出发，这一部段在设计、加工时的材料应选用优质合金钢：30CrMnSiA，并进行锻打、热处理、探伤等方面的工艺处理；同时，该部段的单边壁厚，即图4阴影线区域不应小于10.0mm，从而更好的确保试验安全。此外，法兰盘两端连接端面设计有“O”型橡胶密封圈安放槽，用于安放密封圈，以确保该部段与其所连接其它部段连接后的气密封性。

3、流量调节组件：

如图5所示，该部段将一个半圆(例如半径r＝48.0mm)锥体置于锥型内管道内，并可在管道内前后运动，以实现不同气流流量的变化。当锥体向前运动至极限位置时，可将整个装置的管道系统全部封闭，以模拟进气道全关状态；当椭球体向后运动至极限位置时，模拟进气道全开状态(此时，从模型进气道进来多少气流，就流出多少)。该锥体通过一根丝杠与后部的驱动电机相连，实现对锥体前后运动的驱动。在节流锥开启状态、有气流泄出的状态下，气体将沿着锥后、管道两侧开设的泄流槽流出，并与风洞来流之主气流汇合，最终排出风洞。

根据质量流量计算公式：

m＝Ρva，

其中，m为质量流量(Kg/s)，ρ为气流密度，V为来流速度，A为气流流通面积，在本装置中，即为锥体与锥形内管道之间的环形流通面积：

可以得到调节锥的半径r与锥形渐扩式管道在位置x处的半径R_x满足以下关系：

试验时，根据不同的来流速度V，高速风洞中，使用来流马赫数Ma这一物理参数表征来流速度，高速风洞来流马赫数Ma＝0.4～3.5，调节锥位位置至目标值，以恰当的流通面积A满足试验对流量m的需求。该装置的流量调节精度可达0.5％。流量的精确调节，可以保证最终获得的模型前体表面压力分布的精准，为最终的大气数据系统设备安放位置的选取和确定提供可靠依据。这是本项试验的最终、核心目的。

4、附属设备：

整套装置的附属设备主要指位于装置尾部的、用于向驱动电机供电的电缆。针对高速风洞来流速度高、冲击载荷大的实际特点，将该电缆封装于内含钢丝的蛇皮管中，并沿风洞支撑机构、以多点固定方式与支撑机构稳妥连接，直至引出洞外，与洞外的电源插头相连。这一连接方式的最大好处是，最大限度的限制了管线在高速气流冲刷下的剧烈摆幅，保证了电缆的安全、确保流量调节锥在整个吹风过程中的平稳运行。

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims

1.一种用于飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置，通过风洞支撑机构与设置在风洞内的迎角机构连接，其特征在于，所述装置包括：匹配过渡段、流量调节组件和驱动电机；其中，

所述流量调节组件，包括锥形渐扩式管道和设置在管道内的调节锥，所述调节锥受驱动电机控制在管道内前后运动，进而调节进入的气体流量；

所述驱动电机，用于控制调节锥的前后运动；

所述匹配过渡段为等直段的中空结构，前后各有一个法兰端面，分别与飞行器模型的进气道装置以及流量调节组件连接，所述法兰端面上设置有O型密封圈；匹配过渡段的总长、法兰端面连接螺钉孔的设置、外径和内径根据飞行器模型的后体尺寸及在风洞试验段中的位置进行匹配设计；

所述调节锥为半圆形结构，通过丝杠与驱动电机连接；当调节锥向前运动至第一极限位置时，整个装置的管道系统全部封闭，模拟进气道全关状态；当调节锥向后运动至第二极限位置时，模拟进气道全开状态；

所述调节锥的半径r与锥形渐扩式管道在位置x处的半径R_x满足以下关系：

其中，m为质量流量，单位为Kg/s，ρ为气流密度，V为来流速度；

所述锥形渐扩式管道靠近驱动电机的管道段两侧开设有泄流槽。

2.根据权利要求1所述的用于飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置，其特征在于，所述匹配过渡段采用合金钢，并且单边壁厚不小于10.0mm。

3.根据权利要求1所述的用于飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置，其特征在于，所述驱动电机通过电缆与风洞外的电源相连，所述电缆封装于内含钢丝的蛇皮管中，并以多点固定方式与风洞支撑机构连接，然后延伸至风洞外。