一种引射器试验高压气体控制装置的制作方法

本发明涉及风洞试验装置，具体涉及一种引射器试验高压气体控制装置。

背景技术：

民航为了提高经济效益，不断提高发动机的燃油经济性。而提高发动机燃油经济性的最有效的方法是提高发动机的涵道比。发动机涵道比的增加必然使发动机的尺寸增大，从而使发动机短舱对全机气动特性的不利影响加大。如果发动机-飞机一体化设计不当，单独发动机单位时间耗油的减少量，会被发动机短舱的干扰量抵消掉，还有可能比原有未改进的小涵道比发动机的耗油率高。

引射器短舱进排气风洞试验技术在当今航空技术中有着广泛应用，引射器短舱是一个可以模拟发动机短舱进气和排气流动状态的装置。当装置启动时，通过控制供给引射器的高压气体的流量，模拟发动机短舱内涵和外涵入口流量及出口压比。通过挂装引射器短舱的飞机模型，研究发动机短舱进气和排气对全机气动特性的影响规律，为发动机-飞机一体化设计提供技术支撑。

发动机短舱进气和排气，使飞机机翼表面、控制舵面、机身表面的流场发生变化，对飞机气动特性和操稳特性产生比较大的影响。随着我国民机设计单位对引射器短舱进排气试验的重视，建立起先进的引射器短舱风洞试验技术已迫在眉睫。为了满足飞机研制的发动机短舱进排气试验需求，因此需要一种引射器试验高压气体控制装置。

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引射器试验高压气体控制装置，可对引射器短舱进排气风洞试验中的引射器短舱内涵和外涵进行精确的分别控制。

本发明的所采用的技术方案是：一种引射器试验高压气体控制装置，包括密封壳体，并且还包括两部流量调节锥，所述的密封壳体内部开有高压气体主流通管路，外部高压气体供气端与所述的高压气体主流通管路连接，所述的高压气体主流通管路分别与外涵高压供气管路和内涵高压供气管路连通，在高压气体主流通管路与外涵高压供气管路和内涵高压供气管路的交汇处，分别安装有两个流量调节锥，每个所述的流量调节锥的控制端位于密封壳体外部，调节所述的流量调节锥的控制端，能够连续改变调节锥的调节端与外涵高压供气管路或内涵高压供气管路的节流面积，从而实现高压气流流量的连续调节。

本发明还具有如下技术特征：

1、所述的调节锥的调节端的型面为渐变曲面。

2、所述的流量调节锥的控制端设置有流量标尺。

3、所述的密封壳体的外部分别与外涵高压供气管路、内涵高压供气管路、两部流量调节锥的连接处安装有高压密封装置。

本发明的优点及有益效果：本发明把一路高压进气管路转换成两路，并可分别精确控制两路的气体流量，具有流量分配精准、控制精度高的优点，可以放置在进排气试验发动机短舱挂架内部。

附图说明

图1为本装置结构原理图；

图2为本装置流量调节锥结构图；

其中1、密封壳体，2、流量标尺，3、高压气体主流通管路，4、外涵道流量调节锥，5、内涵道流量调节锥，6、外涵高压供气管路，7、内涵高压供气管路，8、高压密封圈。

具体实施方式

下面根据说明书附图举例对本发明做进一步的说明：

实施例1

如图1所示，一种引射器试验高压气体控制装置，包括密封壳体，并且还包括两部流量调节锥，所述的密封壳体内部开有高压气体主流通管路，外部高压气体供气端与所述的高压气体主流通管路连接，所述的高压气体主流通管路分别与外涵高压供气管路和内涵高压供气管路连通，在高压气体主流通管路与外涵高压供气管路和内涵高压供气管路的交汇处，分别安装有两个流量调节锥，每个所述的流量调节锥的控制端位于密封壳体外部，调节所述的流量调节锥的控制端，能够连续改变调节锥的调节端与外涵高压供气管路或内涵高压供气管路的节流面积，从而实现高压气流流量的连续调节。所述的调节锥的调节端型面为渐变曲面。所述的流量调节锥的控制端设置有流量标尺。所述的密封壳体的外部分别与外涵高压供气管路、内涵高压供气管路、两部流量调节锥的连接处安装有高压密封圈。

此装置可以把一路高压进气管路转换成两路，并可分别精确控制两路的气体流量。通过标准的六角扳手旋转流量调节锥的控制端，流量控制锥旋转行程由流量标尺记录，通过标尺可以计算出通过内涵和外涵高压气体流通通道上的气体流量。本实施例中高压气体流通通道，最大截面积为452.389mm²，最大工作压力6mpa，高压供气流量控制范围为0～3kg/s，控制精准度±1g/s。

本发明对于引射器短舱进排气风洞试验具有十分重要意义，是引射器短舱进排气风洞试验的关键设备。发明的高压气体流量控制装置已成功应用于某半模引射器短舱进排气风洞试验中。本装置与飞机模型机翼内埋的高压供气管路连接，气体进入高压气体主流通管路，然后经过装置的内涵流量调节锥和外涵流量调节锥，进入短舱的外涵高压供气管路和内涵高压供气管路，最后进入引射器短舱内涵喷嘴和外涵喷嘴进入风洞。流量调节锥可以精确控制流通管道的高压气体流量，从而控制引射器短舱的内涵或外涵气体流量及压比。

技术特征：

1.一种引射器试验高压气体控制装置，包括密封壳体，其特征在于：还包括两部流量调节锥，所述的密封壳体内部开有高压气体主流通管路，外部高压气体供气端与所述的高压气体主流通管路连接，所述的高压气体主流通管路分别与外涵高压供气管路和内涵高压供气管路连通，在高压气体主流通管路与外涵高压供气管路和内涵高压供气管路的交汇处，分别安装有两个流量调节锥，每个所述的流量调节锥的控制端位于密封壳体外部，调节所述的流量调节锥的控制端，能够连续改变调节锥的调节端与外涵高压供气管路或内涵高压供气管路的节流面积，从而实现高压气流流量的连续调节。

2.根据权利要求1所述的一种引射器试验高压气体控制装置，其特在于：所述的调节锥的调节端的型面为渐变曲面。

3.根据权利要求1或2所述的一种引射器试验高压气体控制装置，其特在于：所述的流量调节锥的控制端设置有流量标尺。

4.根据权利要求3所述的一种引射器试验高压气体控制装置，其特在于：所述的密封壳体的外部分别与外涵高压供气管路、内涵高压供气管路、两部流量调节锥的连接处安装有高压密封装置。

技术总结
本发明公开一种引射器试验高压气体控制装置，包括密封壳体和两部流量调节锥，所述的密封壳体内部开有高压气体主流通管路，外部高压气体供气端与所述的高压气体主流通管路连接，所述的高压气体主流通管路分别与外涵高压供气管路和内涵高压供气管路连通，在高压气体主流通管路与外涵高压供气管路和内涵高压供气管路的交汇处，分别安装有两个流量调节锥，每个所述的流量调节锥的控制端位于密封壳体外部，调节所述的流量调节锥的控制端，能够连续改变调节锥的调节端与外涵高压供气管路或内涵高压供气管路的节流面积，从而实现高压气流流量的连续调节。本装置具有流量分配精准、体积小、控制精度高的优点，可以放置在进排气试验发动机短舱挂架内部。

技术研发人员：靳永峰;刘京藏;和润生;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：2021.06.04
技术公布日：2021.08.24