[发明专利]一种用于多体分离动力学研究的风洞

说明书

本发明公开了一种用于多体分离动力学研究的风洞，包括：稳定段、柔壁喷管段、驻室、试验段、模型回收段、可调二喉道系统、多级引射系统、驻室抽吸系统、消音塔系统、亚声速扩散段、气源、第一管道、第一拐角段、第二管道、第二拐角段、第三拐角段、第三管道、第四拐角段、第四管道、第五管道和第六管道。本发明通过设计多级引射器系统以及高精度阀门系统，提高了传统昝冲式风洞运行总压范围，通过多种风洞流场方式的配合提高了对飞行高度的模拟范围，通过设计节流阀门系统实现了直流与半回流运行方式的转换，提高了风洞运行的经济性，通过设计模型回收系统以及设置防护网，保证了投放试验的安全性。

技术领域

本发明属于试验空气动力学领域，尤其涉及一种用于多体分离动力学研究的风洞。

背景技术

无论是战斗机与携带的武器进行分离，或者是飞行器的级间分离，都需要在地面进行模拟试验，确保其分离安全性。机弹分离和飞行器级间分离都存在复杂的多体分离气动干扰效应，面临着复杂的动力学问题，使其运动特性与在自由流场中有显著不同，极端情况会危机载机的安全。目前，新一代战机为了提高隐射性能，采用武器内埋的布局形式，将面临更复杂的内埋投放分离问题。所以在进行飞行试验之前有必要进行风洞模拟试验，现有的风洞模拟试验不能满足其要求。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于多体分离动力学研究的风洞，可以为研究多体分离空气动力学问题提供地面试验平台，在地面得到更接近真实飞行条件下的模拟结果。通过设计多级引射器系统以及高精度阀门系统，提高了传统昝冲式风洞运行总压范围，通过多种风洞流场方式的配合提高了对飞行高度的模拟范围，通过设计节流阀门系统实现了直流与半回流运行方式的转换，提高了风洞运行的经济性，通过设计模型回收系统以及设置防护网，保证了投放试验的安全性。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种用于多体分离动力学研究的风洞，包括：稳定段、柔壁喷管段、驻室、试验段、模型回收段、可调二喉道系统、多级引射系统、驻室抽吸系统、消音塔系统、亚声速扩散段、气源、第一管道、第一拐角段、第二管道、第二拐角段、第三拐角段、第三管道、第四拐角段、第四管道、第五管道和第六管道；其中，所述气源与第一管道的一端相连接，第一管道的另一端与所述亚声速扩散段的一端相连接，所述亚声速扩散段的另一端与所述第一拐角段的一端相连接；所述第一拐角段的另一端与第二管道的一端相连接，第二管道的另一端与与所述二拐角段的一端相连接；所述二拐角段的另一端与所述稳定段的一端相连接；所述稳定段的另一端与所述驻室的一端相连接；所述柔壁喷管段、试验段、模型回收段和可调二喉道系统均设置于所述驻室内；所述驻室的另一端与所述多级引射系统的一端相连接，所述多级引射系统的另一端与所述第三拐角段的一端相连接；所述第三拐角段的另一端与所述第三管道的一端相连接，所述第三管道的另一端与所述第四拐角段的一端相连接；所述第四拐角段的另一端与所述第四管道的一端相连接，所述第四管道的另一端与所述消音塔系统相连接；所述驻室抽吸系统的一端与所述驻室相连接，所述驻室抽吸系统的另一端与所述消音塔系统相连接；所述第五管道的一端与所述第一管道相连接，所述第五管道的另一端与所述多级引射系统相连接；所述第六管道的两端均与第一管道相连接。

上述用于多体分离动力学研究的风洞中，所述第一管道设置有总阀和主调压阀；其中，总阀的位置相比于主调压阀的位置临近气源。

上述用于多体分离动力学研究的风洞中，所述第六管道设置有旁路调压阀，所述第六管道的两端位于主调压阀的两侧。

上述用于多体分离动力学研究的风洞中，所述模型回收段中设置有防护网。