[发明专利]一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统

说明书

技术领域

本发明属于风洞实验装置技术领域，特别是涉及一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统。

背景技术

在风洞中进行带动力的飞机缩比模型飞行试验是解决飞机设计阶段控制律、大迎角飞行控制律设计和验证难题的有效途径，要求飞机模型的动力系统能够提供与原型飞机相似的推力。

在现有技术中，为飞机模型提供相似动力的方法一般有以下三种：(1)电动涵道风扇发动机，这种方法需要为飞机模型提供通畅的空气流动通道，给飞机模型的自身设计带来困难；而且这种发动机的功率密度较小，要提供足够的推力需要体积很大的发动机，无法安装到飞机模型中；另外这种方法还存在轴承使用寿命较短的问题。(2)小型涡喷发动机，这种发动机也需要为飞机模型提供通畅的空气流动通道；因其自身结构限制一般体积使得所需的安装空间也较大，无法安装到模型中；还存在轴承使用寿命较短；以及需要解决高温燃气所产生的模型防护和人员防护问题。(3)高压涡轮动力模拟器(即TPS模拟器)，TPS模拟器能够最大程度地模拟发动机的推力及影响，但是其系统复杂，需要较多的辅助系统，造价高昂；而且驱动压力很高，需要实用金属高压管路，限制了飞机模型在风洞中的自由运动；轴承使用寿命仅在100小时左右。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出了一种低速风洞模型带动力飞行实验动力系统，本发明所提出的动力系统能够满足风洞模型带动力飞行实验的需求，且本动力系统提供的动力功率密度大、响应快、占用空间小能够安装在飞机模型中、使用寿命长且对飞机模型运动干扰小。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：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、飞机模型和动力系统，所述动力系统包括针阀、高压软管、回转接头、驻室和喷管；所述针阀设置于风洞试验段外部，所述高压软管的一端连接针阀且高压软管的另一端连接所述回转接头的转动端，所述回转接头的固定端固定在飞机模型的顶部，所述驻室置于飞机模型的内部且连通所述回转接头，所述喷管置于飞机模型的尾部，且所述喷管的入口端通过管路连通驻室。

进一步的是，所述针阀包括阀体、阀腔、针形阀芯、文丘里喷管、作动筒和进气口；所述阀腔置于阀体内部，所述文丘里喷管连通阀腔，所述针形阀芯贯穿阀体，且所述针形阀芯的针形端插入所述文丘里喷管内部，所述作动筒安装在所述针形阀芯置于阀体外部的端头处，所述进气口贯穿阀体连通所述阀腔；通过作动筒控制针形阀芯移动从而改变文丘里喷管的喉道面积，实现流量精确控制。

进一步的是，所述针形阀芯的截面采用抛物面结构。使针形阀芯位置与流量呈线性关系，方便控制系统设计。

进一步的是，通过计算所述文丘里喷管的开口面积，从而获得针形阀芯的进给位置。

进一步的是，所述高压软管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。保证高压软管具有足够的柔软性并且减小重量，使得飞机模型在重力方向、俯仰和滚转方向受到的干扰非常小。

进一步的是，所述回转接头包括转动体、固定体、压块、弹簧和炭精环；所述转动体和所述固定体均为中空结构，且内部设置有气体通道；所述固定体的一端置于所述旋转体内部，在转动体的内壁上设置有压块以限制转动体的移动位置；所述弹簧设置在所述固定体穿出转动体处的固定体外壁上；所述炭精环设置在转动体与固定体的连接处；所述转动体和固定体采用高精度加工面。

所述回转接头通过两个高精度加工面的配合实现回转接头对高压空气的密封，相比其它密封形式结构尺寸小、重量轻、摩擦力小、加工和安装简单，可360°任意旋转；另外在连接处利用炭精环实现润滑，能够减小转动摩擦力。

进一步的是，所述喷管采用拉瓦尔喷管。

进一步的是，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。

进一步的是，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两端的直径。

进一步的是，利用CFD进行喷管优化设计，确定拉瓦尔喷管入口段采用圆弧过渡，拉瓦尔喷管的出口段扩张角取值为4°，拉瓦尔喷管的发散系数为0.995。

采用本技术方案的有益效果：

本发明提出的动力系统，不仅能够为模型飞行提供足够的动力满足风洞模型带动力飞行实验的需求；此动力系统的动力功率密度大、占用空间小能够安装在飞机模型中、结构简单、反应迅速、使用寿命长且对飞机模型的载荷和运动干扰小；具有良好的工程应用前景；