[发明专利]一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统

权利要求书

1.一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，包括风洞试验段(1)、飞机模型(2)和动力系统(3)，其特征在于，所述动力系统(3)包括针阀(31)、高压软管(32)、回转接头(33)、驻室(34)和喷管(35)；所述针阀(31)设置于风洞试验段(1)外部，所述高压软管(32)的一端连接针阀(31)且高压软管(32)的另一端连接所述回转接头(33)的转动体(331)，所述回转接头(33)的固定体(332)固定在飞机模型(2)的顶部，所述驻室(34)置于飞机模型(2)的内部且连通所述回转接头(33)，所述喷管(35)置于飞机模型(2)的尾部，且所述喷管(35)的入口端通过管路连通驻室(34)；

所述回转接头(33)包括转动体(331)、固定体(332)、压块(333)、弹簧(334)和炭精环(335)；所述转动体(331)和所述固定体(332)均为中空结构，且内部设置有气体通道；所述固定体(332)的一端置于所述转动体(331)内部，在转动体(331)的内壁上设置有压块(333)以限制转动体(331)的移动位置；所述弹簧(334)设置在所述固定体(332)穿出转动体(331)处的固定体(332)外壁上；所述炭精环(335)设置在转动体(331)与固定体(332)的连接处；所述转动体(331)和固定体(332)采用高精度加工面。

2.根据权利要求1所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，所述针阀(31)包括阀体(311)、阀腔(312)、针形阀芯(313)、文丘里喷管(314)、作动筒(315)和进气口(316)；所述阀腔(312)置于阀体(311)内部，所述文丘里喷管(314)连通阀腔(312)，所述针形阀芯(313)贯穿阀体(311)，且所述针形阀芯(313)的针形端插入所述文丘里喷管(314)内部，所述作动筒(315)安装在所述针形阀芯(313)置于阀体(311)外部的端头处，所述进气口(316)贯穿阀体(311)连通所述阀腔(312)；通过作动筒(315)控制针形阀芯(313)移动从而改变文丘里喷管(314)的喉道面积，实现流量精确控制。

3.根据权利要求2所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，所述针形阀芯(313)的截面采用抛物面结构。

4.根据权利要求3所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，通过计算所述文丘里喷管(314)的开口面积，从而获得针形阀芯(313)的进给位置。

5.根据权利要求1所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，所述高压软管(32)采用高强度纤维加强硅胶管，实现系统对柔韧性和压强的需求。

6.根据权利要求1所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，所述喷管(35)采用拉瓦尔喷管。

7.根据权利要求6所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，所述拉瓦尔喷管的最佳设计状态是出口界面处静压等于环境压强；此状态能够达到最佳超音速膨胀，既不是膨胀不足，也不是膨胀过度，从而计算出最佳的推力系数。

8.根据权利要求7所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，根据系统指标和最佳面积计算公式，获得拉瓦尔喷管出口段(352)两端的直径。

9.根据权利要求8所述的一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，其特征在于，利用CFD进行喷管(35)优化设计，确定拉瓦尔喷管入口段(351)采用圆弧过渡，拉瓦尔喷管的出口段(352)扩张角取值为4°，拉瓦尔喷管的发散系数为0.995。