专利名称：一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种航空气动力实验设备，特别是涉及一种高速风洞进气道有源射流 /抽吸流动控制试验装置，用于准确控制和测量射入或抽出飞机进气道模型内的少量气流流量。
背景技术：
现在和未来的作战飞行器(包括无人战斗/攻击机)通过采用缩短进气道长度， 增加它的弯度来减轻重量，提高隐身性能，但这会使进气道内气流边界层分离导致发动机进口流场的严重畸变，大大的减小净推力，甚至会引起发动机失速。为解决这一难题，除了进气道内被动流动控制方式外，高速风洞进气道有源射流/抽吸流动控制实验提供了一种有效的主动流动控制实验手段，以期降低流场畸变，提高发动机性能，满足未来的高隐身、 超短型进气道的设计目标。
发明内容
本发明的目的，是提供一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置，向进气道内射入少量高速气流或抽出低能气流，改善流场压力分布，提高进气道性能，同时准确测出射入或抽出的气流流量。采用的技术方案是
一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置，包括变径弯管、总压测量段、静压测量段、第一高压钢丝编织胶管、第一快速接头、50弯头、第二高压钢丝编织胶管、第二快速接头、第三快度接头和电动调节，其特征在于变径弯管的前端与被检测模型连接，其后端通过法兰与总压测量段的前端连接，总压测量段的后端通过法兰与静压测量段的前端连接， 静压测量段的后端与第一高压钢丝编织胶管的前端连接，第一高压钢丝编织胶管的后端通过第一快速接头与弯头连接，弯头的后端通过第二快速连接头与第二高压钢丝编织胶管前端连接，第二高压钢丝编织胶管通过第三快速接头与电动调节阀的进气口或出气口连接， 电动调节阀的出气或进气口与低压引射管连接；
所述变径弯管的前端直径小于后端直径，所述总压测量段内径为50mm，总压测量段内设置一个总压靶，该总压靶上等间距布设有5个总压测量管；
所述静压测量段，是一个内型为拉瓦喷管的圆形管道，长300 mm，内壁光滑；所述静压测量段的内腔形状为连续收缩至XX-XXX mm2的喉道，再由喉道连续扩张至内径为XX-XXX mm2,在所述喉道处沿周向均布4个静压孔；
所述静压测量部分内腔共有8对不同喉道面积的静压测量段，以适应不同模型对射流或抽吸需要；
上述的弯头为50弯头；
所述高压钢丝编织胶管直径50 mm,能承受0-40个大气压；
所述电动调节阀是以电源为动力，接受4-20mA直流控制信号，一共有2对，一对用于射流控制，公称直径25 mm，行程16 mm，最大压力1. 6Mpa ；另一对用于抽吸控制，公称直径50 mm，行程25 mm,最大压力1.6 Mpa0本发明的上述各部件都经过气动设计或计算，相互之间尺寸都匹配。其特点在于
1)当抽吸试验时，连接在低压引射管道上的电动调节阀的阀门打开一定开度后，相应的负压会使气流从进气道内壁的小开孔中抽出，流经变径弯管后，流通面积由小变大，气流减速增压，依次流到总压测量段与静压测量段处，两处测量段的测压管与外部采集系统连接，获取气流的相关参数，接着气流通过风洞内、外的高压钢丝编织胶管和50弯头由风洞内流到风洞外，最后通过电动调节阀和低压引射管道流出。2)当射流试验时，高压气源管道内的高压气体通过一定开度的电动调节阀阀门后，以相应的压力和流量，流过风洞外、内高压钢丝编织胶管和50弯头，接着依次流过总、 静压测量段，再通过变径弯管，流通面积由大变小，气流增速减压，最后以高速高能气流通过进气道内壁的小开孔射入进气道内。3)若以变径弯管为最前部分，电动调节阀为最后部分，那么抽吸试验时，总压测量段安装在前，接近变径弯管，静压测量段安装在后；而射流试验时，静压测量段安装在前， 接近变径弯管，总压测量段安装在后。总压测量段内的测压耙要朝向来流方向。本发明结构简单，操作方便，总压测量段和静压测量段用于测量射入或抽出的流量参数，能准确控制和测量射入或抽出飞机进气道模型内的少量气流流量。
图1是本发明装置的结构示意图(现状态为抽吸控制)。
具体实施例方式一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置，包括变径弯管1、总压测量段2、静压测量段3、第一高压钢丝编织胶管4、第一快速接头5、50弯头6、第二高压钢丝编织胶管 10、第二快速接头11、第三快度接头12和电动调节阀7 ；变径弯管1的前端与被检测模型连接，其后端通过法兰与总压测量段2的前端连接，总压测量段2的后端通过法兰与静压测量段3的前端连接，静压测量段3的后端与第一高压钢丝编织胶管4的前端连接，第一高压钢丝编织胶管4的后端通过第一快速接头5与弯头6连接，弯管6的后端通过第二快速连接头11与第二高压钢丝编织胶管10前端连接，第二高压钢丝编织胶管10通过第三快速接头 12与电动调节阀7的进气口或出气口连接，电动调节阀7的出气或进气口与低压引射管连接；
所述变径弯管1的前端直径小于后端直径，所述总压测量段2内径为50mm，总压测量段内设置一个总压靶8。静压测量段3，是一个内型为拉瓦喷管的圆形管道，长300 mm，内壁光滑；静压测量段3的内腔形状为连续收缩至XX-XXX mm2的喉道，再由喉道连续扩张至内径为XX-XXX mm2,在所述喉道处沿周向均布4个静压孔9，高压钢丝编织胶管直径50 mm, 能承受0-40个大气压；电动调节阀7是以电源为动力，接受4-20mA直流控制信号，一共有 2对，一对用于射流控制，公称直径25 mm，行程16 mm，最大压力1. 6Mpa ；另一对用于抽吸控制，公称直径50 mm，行程25 mm，最大压力1.6 Mpa0
权利要求
1.一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置，包括变径弯管、总压测量段、静压测量段、第一高压钢丝编织胶管、第一快速接头、50弯头、第二高压钢丝编织胶管、第二快速接头、第三快度接头和电动调节，其特征在于变径弯管的前端与被检测模型连接，其后端通过法兰与总压测量段的前端连接，总压测量段的后端通过法兰与静压测量段的前端连接， 静压测量段的后端与第一高压钢丝编织胶管的前端连接，第一高压钢丝编织胶管的后端通过第一快速接头与弯头连接，弯头的后端通过第二快速连接头与第二高压钢丝编织胶管前端连接，第二高压钢丝编织胶管通过第三快速接头与电动调节阀的进气口或出气口连接， 电动调节阀的出气或进气口与低压引射管连接；所述变径弯管的前端直径小于后端直径，所述总压测量段内径为50mm，总压测量段内设置一个总压靶，该总压靶上等间距布设有5个总压测量管；所述静压测量段，是一个内型为拉瓦喷管的圆形管道，长300 mm,内壁光滑；所述静压测量段的内腔形状为连续收缩至XX-XXX mm2的喉道，再由喉道连续扩张至内径为XX-XXX mm2,在所述喉道处沿周向均布4个静压孔；所述静压测量部分内腔共有8对不同喉道面积的静压测量段，以适应不同模型对射流或抽吸需要。
2.根据权利要求1所述一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置，其特征在于弯头为50弯头；所述高压钢丝编织胶管直径50 mm,能承受0-40个大气压；所述电动调节阀是以电源为动力，接受4-20mA直流控制信号，一共有2对，一对用于射流控制，公称直径25 mm，行程16 mm，最大压力1. 6Mpa ；另一对用于抽吸控制，公称直径50 mm，行程25 mm,最大压力1.6 Mpa0
全文摘要
一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置，包括变径弯管、总压测量段、静压测量段、快速接头、弯头和电动调节阀。变径弯管前端与模型连接，变径弯管后端与总压测量段通过法兰连接。总压测量段前端通过法兰与变径弯管后端连接，其后端通过法兰与静压测量段前端连接。静压测量段后端与第一高压钢丝编织胶管的前端连接，第一高压钢丝编织胶管的后端与第一快速接头连接，第一快速接头后端与弯头一端连接。本发明结构简单，操作方便，总压测量段和静压测量段用于测量射入或抽出的流量参数，能准确控制和测量射入或抽出飞机进气道模型内的少量气流流量。
文档编号G01M9/06GK102478451SQ20101056409
公开日2012年5月30日 申请日期2010年11月30日 优先权日2010年11月30日
发明者么虹, 伊宏伟, 廖虹, 李家宏, 李庆利, 杜羽, 林国栋, 江春茂, 王军, 王冬, 王艳, 赵振山, 邹德印, 郭承鹏, 隋志才, 马晓光 申请人:中国航空工业第一集团公司沈阳空气动力研究所