CN208026450U - 气动发电机吹风实验装置 - Google Patents
气动发电机吹风实验装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN208026450U CN208026450U CN201820468287.4U CN201820468287U CN208026450U CN 208026450 U CN208026450 U CN 208026450U CN 201820468287 U CN201820468287 U CN 201820468287U CN 208026450 U CN208026450 U CN 208026450U
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- section
- driven generator
- jet pipe
- gas driven
- diffuser
- 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
Links
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
一种气动发电机吹风实验装置，储气罐通过管路与试验段中的扩散段的入口连通，喷管与该试验段中的收缩段的出口连通。模型安装架在位于喷管出口端的前方，并使该模型安装架位于喷管出口的喷流区内。本实用新型改进了现有低速射流风洞速度范围的限制条件，通过改变喷管的截面积和稳定段总压实现对出口速度的控制，使模拟实验的速度范围比较宽，能够满足不同速度下的气动发电机的研究需求，尤其是在超音速气动发电机的研究中显示出其独特的优势。
Description
技术领域
本发明涉及实验空气动力学领域，具体是气动发电机吹风实验装置。
背景技术
实验空气动力学是采用实验的方法观测和研究空气流动现象，测量空气和物体相对运动时的相互作用，并探索空气流动规律的一门科学。空气动力学实验中最广泛采用的方法是风洞试验。风洞主要功能是用来测试飞行器的空气动力的大小，并同时可观察飞行器在超音速飞行时产生激波的形状及位置，以便改进飞行器的结构设计。在研究气动发电机转速问题时，也常采用风洞试验的方式。
在气动发电机的研究中，由于常规风洞不能满足动能相似条件，导致常规风洞中吹风模拟实验时气动发电机的进排气孔周围的压力与实际飞行差别很大，无法实现气动发电机的实际转速，使气动发电机的输出特性无法在风洞中进行模拟试验，所以常规风洞不利于进行气动发电机性能输出特性和抗高转速考核研究用设备。
随着物体飞行速度的不断提高，急需要对气动发电机在不同速度下的性能输出特性进行研究和抗高转速进行考核。现有技术中多采用打靶遥测的方法，这种方法虽然真实，但是，成本太大高,另外对于在遥测中出现的问题很难详细分析和处理。
在研究低速气动发电机的模拟时，过去常采用射流吹风模拟方法，但由于气流由等截面圆管道流出，只能在速度为10米/秒～250米/秒范围内进行实验，不能用于速度大于250米/秒。
国外采用雪橇法对气动发电机吹风进行模拟，该方法需在一定的气候条件下并满足一定的外场实验条件才能进行，需耗费大量的人力物力。
发明内容
为了克服现有技术中不能满足不同速度下的气动发电机吹风试验的不足，本发明提出一种气动发电机吹风实验装置。
本发明包括压气机、储气罐、连接管道、控制阀门、试验段和喷管和模型安装架。其中，所述的试验段根据功能分为扩散段、稳定段和收缩段，并是所述扩散段和收缩段分别位于稳定段的两端。储气罐通过管路与试验段中的扩散段的入口连通，喷管与该试验段中的收缩段的出口连通。模型安装架在位于所述喷管出口端的前方，并使该模型安装架位于所述喷管出口的喷流区内。所述的控制阀门包括紧闭阀、快速阀、调压阀，依次安装在所述储气罐与试验段之间的管路上。
所述的喷管内型面为双曲面：喷管内腔中部为喷管喉道；喷管进口至喉道为喷管收缩段，该喷管收缩段形成亚音速气流；喷管喉道到喷管出口为喷管扩张段，通过该喷管扩张段使膨胀气流达到设计马赫数。
所述喷管的入口的内径和出口的内径均为150mm，喉道面积为0.00418m2。
所述试验段中的扩散段和收缩段均为变径段，稳定段为等径段。该扩散段、稳定段与收缩段三者之间的轴向长度之比为1:1.5～1.8:1。所述扩散段的扩张角为15～20°，收缩段的收缩角亦为15～20°。所述稳定段8的内径为500mm。
所述模型安装架包括底座和模型支架。该模型支架的支撑杆采用伸缩杆，以方便根据试验要求调整模型支架的高度。
本发明所提出的气动发电机射流装置的喷管采用三元轴对称式，其型面为一元定常变截面管，通过改变喷管的截面积和静流段总压来改变出口气流速度，以获得较宽的速度范围，并采用了外喷流形式，喷口气流直接排入大气，模型安装在喷流区内，实验结果不需要按相似准则进行修正。
本发明与常规风洞模拟和测量的方法相比较，改进了现有低速射流风洞速度范围的限制条件，通过改变喷管的截面积和稳定段总压实现对出口速度的控制，使模拟实验的速度范围比较宽，能够满足不同速度下的气动发电机的研究需求，尤其是在超音速气动发电机的研究中显示出其独特的优势。使用本发明，配以相应的色是手段，即可方便的得到喷流装置出口的流场分布，并实测出气动发电机的转速和输出电压，更重要的是通过测量还能够计算出物体所受的气动力。
附图说明
图1是本发明的结构示意图，
图2是喷管的形状示意图。
图中：1压气机、2储气罐、3连接管道、紧闭阀4、快速阀5、调压阀6、散段7、稳定段8、收缩段9、喷管10、11模型支架、12喷管出口、13喷管扩张段、14喉道、15喷管收缩段。
具体实施方式
本实施例是一种用于气动发电机的试验装置，包括压气机1、储气罐2、连接管道3、控制阀门、试验段、喷管10和模型安装架11。其中，所述的试验段根据功能分为扩散段7、稳定段8和收缩段9，并是所述扩散段和收缩段分别位于稳定段的两端。储气罐2通过管路与试验段中的扩散段的入口连通，喷管10与该试验段中的收缩段的出口连通。模型安装架11在位于所述喷管出口端的前方，并使该模型安装架位于所述喷管出口的喷流区内。所述的控制阀门包括紧闭阀4、快速阀5、调压阀6，依次安装在所述储气罐与试验段之间的管路上。
所述的喷管10为是三元轴对称式的中空回转体，其内型面为双曲面：喷管内腔中部为喷管喉道14；喷管10进口至所述喷管喉道为喷管收缩段15，如图2中所示A段，该喷管收缩段形成亚音速气流；喷管喉道14到喷管出口12为喷管扩张段13，如图2中所示B段，通过该喷管扩张段使膨胀气流达到设计马赫数。
所述喷管收缩段的压强与喷管扩张段的压强之比比等于或大于设计压力比。本实施例中，喷管10的入口的内径和出口的内径均为150mm，喉道面积为0.00418m2。
所述的试验段为圆形壳体，其中所述扩散段7和收缩段9均为变径段，稳定段8为等径段。所述扩散段、稳定段与收缩段三者之间的轴向长度之比为1:1.5～1.8:1。所述扩散段的扩张角为15～20°，收缩段的收缩角亦为15～20°。所述稳定段8的内径为500mm。
本实施例中，所述扩散段、稳定段与收缩段三者之间的轴向长度之比为1:1.5:1，所述的扩张角和收缩角均为18°。
所述模型安装架11包括底座和模型支架。该模型支架的支撑杆采用伸缩杆，以方便根据试验要求调整模型支架的高度。
本实施例中，通过外接的压气机把高压气体储存到储气罐2，所述储气罐通过管道3连接到扩散段5，扩散段5与稳定段8连接，稳定段8与收缩段9和喷管10连接，模型支架11安装在喷管10出口的喷流区内。试验中所需气体压力由阀门控制流经各段进入大气。
Claims (5)
1.一种气动发电机吹风实验装置，其特征在于，包括压气机、储气罐、连接管道、控制阀门、试验段和喷管和模型安装架；其中，所述的试验段根据功能分为扩散段、稳定段和收缩段，并是所述扩散段和收缩段分别位于稳定段的两端；储气罐通过管路与试验段中的扩散段的入口连通，喷管与该试验段中的收缩段的出口连通；模型安装架在位于所述喷管出口端的前方，并使该模型安装架位于所述喷管出口的喷流区内；所述的控制阀门包括紧闭阀、快速阀、调压阀，依次安装在所述储气罐与试验段之间的管路上。
2.如权利要求1所述气动发电机吹风实验装置，其特征在于，所述的喷管内型面为双曲面：喷管内腔中部为喷管喉道；喷管进口至喉道为喷管收缩段，该喷管收缩段形成亚音速气流；喷管喉道到喷管出口为喷管扩张段，通过该喷管扩张段使膨胀气流达到设计马赫数。
3.如权利要求1所述气动发电机吹风实验装置，其特征在于，所述喷管的入口的内径和出口的内径均为150mm，喉道面积为0.00418m2。
4.如权利要求1所述气动发电机吹风实验装置，其特征在于，所述的试验段中的扩散段和收缩段均为变径段，稳定段为等径段；所述扩散段、稳定段与收缩段三者之间的轴向长度之比为1:1.5～1.8:1；所述扩散段的扩张角为15～20°，收缩段的收缩角亦为15～20°；所述稳定段（8）的内径为500mm。
5.如权利要求1所述气动发电机吹风实验装置，其特征在于，所述模型安装架包括底座和模型支架；该模型支架的支撑杆采用伸缩杆，以方便根据试验要求调整模型支架的高度。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201820468287.4U CN208026450U (zh) | 2018-04-03 | 2018-04-03 | 气动发电机吹风实验装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201820468287.4U CN208026450U (zh) | 2018-04-03 | 2018-04-03 | 气动发电机吹风实验装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN208026450U true CN208026450U (zh) | 2018-10-30 |
Family
ID=63908425
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201820468287.4U Active CN208026450U (zh) | 2018-04-03 | 2018-04-03 | 气动发电机吹风实验装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN208026450U (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111006843A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-04-14 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种暂冲式超声速风洞的连续变速压方法 |
| CN113405758A (zh) * | 2021-06-09 | 2021-09-17 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种基于高压空气构建的垂直弹射缩比试验装置 |
-
2018
- 2018-04-03 CN CN201820468287.4U patent/CN208026450U/zh active Active
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111006843A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-04-14 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种暂冲式超声速风洞的连续变速压方法 |
| CN111006843B (zh) * | 2019-12-04 | 2021-09-07 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种暂冲式超声速风洞的连续变速压方法 |
| CN113405758A (zh) * | 2021-06-09 | 2021-09-17 | 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 | 一种基于高压空气构建的垂直弹射缩比试验装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5880378A (en) | Critical flow venturi with variable and continuous range | |
| CN105043711B (zh) | 一种兼容多喷管的风洞扩压器及风洞扩压方法 | |
| CN108168832A (zh) | 一种提高管风洞试验雷诺数的喉道结构 | |
| CN111337218A (zh) | 一种带砂尘模拟的火星风洞 | |
| CN107340117B (zh) | 一种风洞试验飞机模型 | |
| CN102478451B (zh) | 一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置 | |
| CN208026450U (zh) | 气动发电机吹风实验装置 | |
| CN111649948A (zh) | 一种环形叶栅性能试验器用进气系统 | |
| CN103149009B (zh) | 超声速隔离段风洞试验装置 | |
| CN103033334A (zh) | 一种航空航天实用的流量测量与控制试验装置 | |
| CN111947879A (zh) | 一种用于风洞模型的喷流试验装置 | |
| CN107860552A (zh) | 一种涡扇发动机短舱溢流阻力的测量装置 | |
| CN113049210B (zh) | 一种气流能量掺混的测量系统 | |
| CN105092203A (zh) | 一种兼容多喷管的风洞扩压器及风洞扩压方法 | |
| CN113588202B (zh) | 高空高速稀薄环境的多体热分离试验模拟装置及试验方法 | |
| CN114838903A (zh) | 一种具有节流和引射功能的风洞进气道试验支架 | |
| CN109236759A (zh) | 一种多单元蜂窝状组合结构的超声速引射器 | |
| CN106525627A (zh) | 一种超音速喷砂枪 | |
| CN105987773B (zh) | 阻滞式总温传感器 | |
| CN211740626U (zh) | 一种组合动力多通道喷管试验装置 | |
| CN112903232B (zh) | 一种用于飞行器大气数据系统风洞试验的流量调节装置 | |
| CN112229639B (zh) | 一种航空发动机进气总压畸变生成装置设计方法 | |
| CN104458190A (zh) | 液态空气气源节能高效风洞装置及其方法 | |
| CN106678179A (zh) | 一种向高压圆盘气体轴承供气的柱对称内环向射流稳压腔 | |
| CN112179605B (zh) | 一种模拟飞行器外流的引射喷管实验装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |