专利名称：并联式双支撑大攻角大侧滑冲压进气道风洞实验装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于冲压进气道风洞实验的实验装置。
背景技术：
冲压进气道在飞行器上的位置有多种，有前置式进气、后置式进气、头部进气、旁
侧进气、腹部进气、颌下进气等；冲压进气道的形状也有多种，轴对称进气道、二元进 气道、半圆进气道或下颌式进气道等。每个使用冲压发动机作为动力的飞行器研制都离 不开进气道的选形，目的在于使选得进气道与飞行器气动外形和冲压发动机具有最佳的 匹配性能。另外还要选择冲压进气道设计马赫数和接力马赫数，目的在于提高冲压发动 机的总体性能，更好地满足飞行器的要求。以上进气道每方面的研究都离不开进气道风 洞试验验证，现在虽然有了进气道数值模拟设计手段，但可靠的数据还要靠风洞试验来 验证，尤其是一些计算中难以确定的因素，如进气道出口流场、喘振边界等都必须经试 验加以确定。
在冲压进气道研制这一点上，美国较为领先，第二次世界大战以后，美国对多种类
型的冲压进气道进行过试验，自20世纪90年代开始，美国在进一步装备和改进弹道导
弹和亚声速巡航导弹的同时，投入巨额经费大力发展冲压进气道进气的超声速和高超声 速巡航导弹。
除了美国，其它国家在超声速冲压进气道应用方面也都非常重视，自20世纪50年 代以来，苏联(俄罗斯)非常重视以冲压进气的超声速飞航导弹的研究。俄罗斯有X-31、 马斯基特、宝石等导弹均采用了冲压进气道。据说，俄罗斯正在进行以冲压发动机为动 力、飞行马赫数4. 0-4.5的导弹研制，该导弹采用一体化设计，进气道为头部进气冲 压进气道，前机身下表面作为冲压进气道的预压面，已成功地进行了飞行试验。
在国外冲压进气道已成功应用到型号上，但研究之初都进行过大量的风洞实验。 国内冲压进气道的研究虽起步较晚，但发展较快，大约十几个单位在开展这方面的
研究，已先后提出了多种方案，并进行了初步的风洞试验，但距完全自主研制和满足型
号需求的目标还有较大差距。
与常规进气道风洞实验相比，冲压进气道风洞实验对实验设备有着特殊的要求，首
先是实验马赫数较高， 一般都在M-2. O以上，冲击载荷大，实验设备不仅要有较好的刚
度和强度，还要有较好的抗震性能。其次，试验攻角和侧滑角要大，M=4. 0时，试验攻角要能达到10度。还有，冲压进气道喉道内对反压比较敏感，要求提供反压的节流锥 位置精度要高。
目前国内现有的进气道实验装置都有其不足之处
(1) 恻滑角通过铰链轴形式实现，侧滑角的大小通过测量模型头部离洞壁距离换 算而得，由于距离测量的误差较大，由此换算的侧滑角也不够准确，侧滑角的范围也不 够大。
(2) 节流锥与电机串联，走攻角时，支臂前面的模型抬头，支臂后面的节流装置 低头，电机会碰风洞的第二扩散段下壁，从而限制了试验攻角范围，M=4. Ol时，攻角也 只能达到8度。
(3) 传统的丝杠为单支撑，类似悬臂梁结构，在模型有攻角，节流锥受到横向载 荷的情况下，丝杠易偏斜，从而导致节流锥与外壁的相碰，摩擦力增大，甚至出现节流 锥逆气流走不动的现象。
(4) 传统控制方法为开环控制，节流锥的位置移动和数据采集通过打手势来协调， 不仅浪费吹风时间，也经常出现协调不当而报废的现象。
发明内容
本发明的技术解决问题克服现有技术的不足，提供一种大攻角大侧滑冲压进气道 风洞实验装置并能实现智能闭环控制，用于0. 6米XO. 6米量级风洞的冲压进气道风洞 实验。
本发明的技术解决方案大攻角大侧滑冲压进气道风洞实验装置，其特点在于电 机与节流锥并联，转盘式变侧滑结构，丝杠双支撑，智能闭环控制。 本发明与现有技术相比的优点如下
(1) 本发明的变侧滑机构由转盘式机构代替了传统的铰链机构，不仅操作方便，而 且侧滑角范围大、精度高，定位准确。侧滑角范围可达到7度，精度可达3'以内，变 侧滑角的时间有原来的两个小时缩减到20分钟，大大提高了工作效率。
(2) 从增大攻角范围来考虑，把电机与节流锥并联代替了传统的串联形式，电机躲 开了风洞的第二扩散段下壁位置，避免了二着的相碰，突破了传统进气道试验攻角增大 的限制，M=4. 0时试验攻角可达13度，马赫数低时，攻角还可以再大。
(3) 从节流锥的运动来看，和节流锥固联的丝杠双支撑，代替了传统的单支撑形式， 减小了摩擦，使节流锥运动更平稳，逆气流的推力更大。
(4) 从控制方式来看，由原来的开环控制变为现在的闭环控制，实现了控制的智能 化。能对节流锥的位置进行反馈、调节、显示；能够实现节流锥进退控制；能够实现压力测量的稳定时间控制；能够实现节流锥调节与数据采集自动协调统一控制；节流锥精 度为0.1毫米。
(5)从适用的实验马赫数的范围来看，本发明适用于M-O. 6-4. 5,覆盖了冲压进气 道的速度范围。
图1为本发明的结构总图； 图2为支撑段的连接关系图
图3为转盘式变侧滑机构的凹台示意图； 图4为转盘式变侧滑机构的凸台示意图 图5控制原理图具体实施方式
如图l所示，本发明由支撑段(1)、上下支臂(2)、节流段(3)、节流锥(4)、 丝杠(5)、支座(6)、轴承(7)从齿轮(8)、主齿轮(9)、编码器(10)、电机 (11)、限位开关(12)，丝杠支架(13) ,"L"形钢性长条(14)、角度楔(15)
等组成。
如图1和图2所示，支撑段(1)为内圆外方的长方体，其连接关系前端与进气
道模型相连，后端与节流段(3)相连，上下面通过凸凹圆台分别与上下支臂(1)连接，
支撑段上下面为凸形圆台，上下支臂连接面为为凹形圆台。上下支臂的另一端可与风洞
固连，支撑段则可绕凸凹圆台的中心线旋转，类似转盘，从而可变化侧滑角，故又称作
转盘式变侧滑机构，其凸凹圆台的示意图示于图3和图4。在支撑段的一侧固定了一个
"L"形钢性长条(14),当侧滑角为零时，"L"形钢性长条，上支臂的连接端的侧边
平行，当侧滑角不为零时，"L"形钢性长条与上支臂的连接端的侧边形成一个角度，
并且可用一个带角度的楔块来填充，楔块角度恰好就是机构的侧滑角，试验时，侧滑角
的调节只需更换不同角度的楔块就可实现，此楔块又称为角度楔(15)。侧滑角固定是
通过支撑段的上下面和上下支臂连接面间螺钉固定的。支撑段的上下面各有6个M5的
螺钉孔，孔位置示于图3，上下支臂连接面则有6个M5的环形通孔，孔位置示于图4。
节流段(3)前端与支撑段(1)相连，后端与支座(6)相连，内有节流锥(4)、
丝杠(5),外壁有开槽，从支撑段过来的内部气流可在开槽处流出，节流锥在丝杠的
带动下可前后移动，相应地开槽处的气流流出面积发生改变，从而调节流量。丝杠前端
有一丝杠支架(13)，滑配合，后端有轴承轴承(7)支撑，又称丝杠双支撑。丝杠的
后部连有编码器(IO)，可记录丝杠旋转的转数。节流段(3)外壁上固定了两个限位开关U2)，用来限制节流锥前后运动范围。当节流锥超过其运动范围时，节流锥碰限 位开关(12)，电机断电，停止移动，起到保障设备安全的作用。
节流段的后端连一支座(6)，其作用有二， 一是固定支撑丝杠的轴承(7) , 二是 固定电机U1),电机(11)和丝杠(5)靠两个等齿数齿轮(8) 、 (9)传动。
工作原理如下
电机(11 )带动齿轮2旋转(9),齿轮2 ( 9)带动齿轮1 ( 8)旋转，齿轮1 ( 8) 带动丝杠(5)旋转，丝杠(5)旋转带动节流锥(4)前后移动和编码器(10)旋转， 节流锥(4)前后移动调节气流流量。
如图5所示，本发明的智能控制包括节流锥运行控制、数据釆集控制两部分。节流 锥运行控制由步进电机、电机驱动器，编码器，信号板卡，控制计算机，位置显示卡， 位置显示屏组成。数据釆集控制包括测量稳态压力的电子扫描阀、数据釆集处理计算机 和测量动态压力的动态压力传感器、放大器、滤波器、数据采集处理显示计算机。这两 大部分由电缆连接，形成完整统一的闭环控制。编写软件采用Microsoft公司的可视化 编程语言VB6. 0。
控制方法如下
预先设定好需要的锥位，主控PC根据给定的锥位计算出步进电机要走的步数和运 行的方向，并通过伺服装置向步进电机驱动器发出相应的脉冲信号，驱动步进电机运转。 步进电机带动节流锥运行到给定位置。通过光栅编码器将位置反馈给计算机形成闭环控 制，直到节流锥到达的位置与给定位置之差在±0.1毫米以内。同时，用位置显示面板 实时地显示节流锥的位置。
静态压力测点的压力变化通过电子扫描阀的测量，始终处于静态采集处理PC的监控 之下，对压力测量的稳定时间进行控制，当节流锥到位以及静态压力测点的压力稳定之 后，计算机自动釆集并记录各有关压力数据。采集记录完毕后，信息反馈到主控PC，开 始运行下一个节流锥位置。
需要说明的是，步进电机旋转一周，节流锥移动2毫米，而光电编码器输出200 个脉冲，也就是说位置的分辨率为0. 01毫米。考虑到实际需要，我们把位置精度定位 0. 1毫米。
为了安全起见，在机构上加装了限位开关，万一控制失灵，可以及时切断控制回路， 保障设备的安全。
权利要求1、用于冲压进气道风洞实验的进气道风洞实验装置，其特征在于包括实验装置包括机械和控制两部分，机械部分由支撑段和节流段两段组成，(1)支撑段内为圆形的气流通道，外通过凸凹圆台与上下弯刀支臂相连，能够实现攻角和侧滑角的准确调节；(2)节流段是通过节流锥的前后移动为进气道提供反压的装置，节流锥与电机并联，电机通过齿轮和丝杠传动带动节流锥前后移动，连接节流锥的丝杠是双支撑的；(3)控制部分采用闭环自动反馈智能控制系统。
2、 根据权利要求1所述的用于进气道风洞实验装置，其特征在于所 述的侧滑角变换方式为凸凹圆台构成的转盘式。
3、 根据权利要求1所述的用于进气道风洞实验装置，其特征在于节 流锥与电机并联。
4、 根据权利要求1所述的用于进气道风洞实验装置，其特征在于丝 杠双支撑。
5、 根据权利要求1所述的用于进气道风洞实验装置，其特征在于 够实现节流锥进退控制。
6、 根据权利要求1所述的用于进气道风洞实验装置，其特征在于 够实现压力测量的穂、定时间控制。
7、 根据权利要求1所述的用于进气道风洞实验装置，其特征在于 够实现节流锥调节与数据采集自动协调统一控制
8、 根据权利要求2所述的用于进气道风洞实验装置，其特征在于所 述的侧滑角变换方式为转盘式，通过角度块准确定位。
9、 根据权利要求3所述的用于进气道风洞实验装置，其特征在于节 流锥与电机并联，电机通过齿轮和丝杠传动带动节流锥前后移动。
10、根据权利要求4所述的用于进气道风洞实验装置，其特征在于丝 杠双支撑，支撑处有轴承。
专利摘要用于冲压进气道风洞实验装置，由机械和控制两部分组成，机械部分包括支撑段和节流段。支撑段内为圆形的气流通道，外通过凸凹圆台与上下弯刀支臂相连，能够实现大侧滑角的变化和侧滑角的准确调节；节流段是通过节流锥的前后移动为冲压进气道提供反压的装置，节流锥与电机并联，使本实验装置能够运行较大的攻角范围；电机通过齿轮和丝杠传动带动节流锥前后移动，连接节流锥的丝杠是双支撑的。使节流锥能够承受高马赫数下的大载荷的冲击和震动。控制部分采用闭环自动反馈智能控制系统，能够实现节流锥进退控制，压力测量的稳定时间控制，节流锥调节与数据采集自动协调统一控制。相比以往的进气道实验装置，本实用新型的进气道实验装置实验攻角范围大；侧滑角范围大，精度高，操作方便；节流装置抗震动，流量调节精度高，适用马赫数范围广等优点，本实用新型非常适于冲压进气道风洞试验。
文档编号G01M9/02GK201138281SQ200720310678
公开日2008年10月22日 申请日期2007年12月17日 优先权日2007年12月17日
发明者刘书伟, 徐志文, 燕军龙, 强 陈 申请人:中国航天空气动力技术研究院