反推力风洞试验高压气体流量控制和测量装置的制作方法

本发明涉及一种反推力风洞试验高压气体流量控制和测量装置。

背景技术：

发动机反推力技术在当今航空技术中有着广泛应用，反推力装置是一个可以使原本向后喷射气流转而向前喷出气流的装置。当装置启动时，引擎可以改变气流流出通道，产生一个反向的推力。飞机着陆滑跑和起飞中断滑跑过程中为减少其滑跑距离，以降低对跑道长度的限制，飞机常采用发动机反推力技术。反推力技术对民航建设也具有较高的经济价值和实用价值，反推力装置的应用使飞机着陆滑跑所需要的跑道得到大大的缩短，着陆安全性大大提高，为民航建设创造的可观的经济效益。

当发动机反推力装置启动后，从反推力装置喷出的高压气流将会喷射到飞机机翼、机身、平尾、垂尾和各个控制舵面上，使机翼、平垂尾和各个控制的舵面上的流场发上剧烈变化，对飞机气动特性和操稳特性产生明显改变。随着我国民机设计单位对反推力试验技术的重视，建立起成熟的全模反推力风洞试验技术已成为当务之急，需要一种高压气体控制和测量装置。

技术实现要素：

基于以上不足之处，本发明的目的是提供一种反推力风洞试验高压气体流量控制和测量装置，放置试验模型机身内部，可以对高压气体进行精确控制和测量。

本发明的技术解决方案是：一种反推力风洞试验高压气体控制和测量装置，包括高压气体控制装置和高压气体测量装置，供气管路与高压气体控制装置连接，高压气体控制装置与高压气体测量装置连接，

所述的高压气体控制装置包括稳压筛孔机构、针型控制阀和驱动机构，供气管路通过稳压筛孔机构与针型控制阀连接，针型控制阀上安装有驱动机构；

所述的高压气体测量装置包括音速喷嘴流量计、两个压力传感器和温度传感器，针型控制阀通过管路与音速喷嘴流量计前端连接，并且该段管路上安装有前端压力传感器和温度传感器，音速喷嘴流量计的后端安装有后端压力传感器。

本发明具有如下优点及有益效果：该装置具有控制稳定、测量精度高、体积小的优点，可以放置在反推力风洞试验全模机身内部，可以近距离的控制动力模拟器的转速、短舱出口压比等参数。

附图说明

图1为本装置的原理示意图；

图2为高压气体控制装置示意图；

图3为高压气体测量装置示意图；

其中1、稳压筛孔机构，2、针型控制阀，3、供气管路，4、驱动机构，5、丝杠，6、联轴器，7、电机，8、前端压力传感器，9、温度传感器，10、音速喷嘴流量计，11、后端压力传感器。

具体实施方式

结合说明书附图列举出下述具体实施实例，对本发明的技术方案做进一步说明：

实施例1

如图1所示，一种反推力风洞试验高压气体控制和测量装置，包括高压气体控制装置和高压气体测量装置，供气管路与高压气体控制装置连接，高压气体控制装置与高压气体测量装置连接，再通过高压气体测量装置后进入模型两侧短舱；其中供气管路：管路通径26mm，最大工作压力3mpa，流量范围为0～6kg/s(双路，单路3kg/s)；

如图2所示，所述的高压气体控制装置包括稳压筛孔机构、针型控制阀、驱动机构，供气管路通过稳压筛孔机构与针型控制阀连接，针型控制阀上安装有驱动机构；通过驱动装置控制针型阀来调节供气管路的面积，从控制高压气体的流量；驱动机构包括电机、丝杠、限位传感器、距离传感器、联轴器，高压气流通过稳压筛口后均匀进入针型控制阀，提供了高压气体的均匀性，使得控制精度大幅提高。电机通过丝杠与针型控制阀相连接，丝杠上安装有限位传感器和距离传感器，电机旋转通过带动丝杠从而控制针型阀线性运动，通过距离传感器的反馈，可以达到对高压气体的精准控制。采用高精度螺纹丝杠导程为1mm，行程周期为30s，重复性精度为0.01mm；

如图3所示，所述的高压气体测量装置包括音速喷嘴流量计、两个压力传感器和温度传感器，流量测量是采用音速喷嘴流量计进行测量，针型控制阀通过管路与音速喷嘴流量计前端连接，并且该段管路上安装有前端压力传感器和温度传感器，音速喷嘴流量计的后端安装有后端压力传感器，当音速喷嘴前后压力损失达到前端总压的10％后，音速喷嘴达到临界状态。通过音速喷嘴前端总压、总温及喉道面积可以计算得出流量。压力传感器测量精度为0.05％，温度传感器测量精度为0.2℃，流量测量精度为±0.1％。

技术特征：

技术总结
本发明公开一种反推力风洞试验高压气体控制和测量装置，包括高压气体控制装置和高压气体测量装置，所述的高压气体控制装置包括稳压筛孔机构、针型控制阀和驱动机构，供气管路通过稳压筛孔机构与针型控制阀连接，针型控制阀上安装有驱动机构；所述的高压气体测量装置包括音速喷嘴流量计、两个压力传感器和温度传感器，针型控制阀通过管路与音速喷嘴流量计前端连接，并且该段管路上安装有前端压力传感器和温度传感器，音速喷嘴流量计的后端安装有后端压力传感器。该装置具有控制稳定、测量精度高、体积小的优点，可以放置在反推力风洞试验全模机身内部，可以近距离的控制动力模拟器的转速、短舱出口压比等参数。

技术研发人员：薛永升;刘京藏;周建成;靳永峰;徐越;秦凤波;魏艳;闫永昌;李聪
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所
技术研发日：2018.10.29
技术公布日：2019.01.11