[实用新型]一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种航空气动力实验设备，特别是涉及一种高速风洞进气道有源射流/抽吸流动控制试验装置，用于准确控制和测量射入或抽出飞机进气道模型内的少量气流流量。 

背景技术

现在和未来的作战飞行器(包括无人战斗/攻击机)通过采用缩短进气道长度，增加它的弯度来减轻重量，提高隐身性能，但这会使进气道内气流边界层分离导致发动机进口流场的严重畸变，大大的减小净推力，甚至会引起发动机失速。为解决这一难题，除了进气道内被动流动控制方式外，高速风洞进气道有源射流/抽吸流动控制实验提供了一种有效的主动流动控制实验手段，以期降低流场畸变，提高发动机性能，满足未来的高隐身、超短型进气道的设计目标。 

实用新型内容

本实用新型的目的，是提供一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置，向进气道内射入少量高速气流或抽出低能气流，改善流场压力分布，提高进气道性能，同时准确测出射入或抽出的气流流量。 

采用的技术方案是： 

一种高速风洞进气道主动流动控制实验装置，包括变径弯管、总压测量段、静压测量段、第一高压钢丝编织胶管、第一快速接头、50弯头、第二高压钢丝编织胶管、第二快速接头、第三快度接头和电动调节，其特征在于：变径弯管的前端与被检测模型连接，其后端通过法兰与总压测量段的前端连接，总压测量段的后端通过法兰与静压测量段的前端连接，静压测量段的后端与第一高压钢丝编织胶管的前端连接，第一高压钢丝编织胶管的后端通过第一快速接头与弯头连接，弯头的后端通过第二快速连接头与第二高压钢丝编织胶管前端连接，第二高压钢丝编织胶管通过第三快速接头与电动调节阀的进气口或出气口连接，电动调节阀的出气或进气口与低压引射管连接； 

所述变径弯管的前端直径小于后端直径，所述总压测量段内径为50mm，总压测量段内设置一个总压靶，该总压靶上等间距布设有5个总压测量管； 

所述静压测量段，是一个内型为拉瓦喷管的圆形管道，长300mm，内壁光滑； 

所述静压测量部分内腔共有8对不同喉道面积的静压测量段，以适应不同模 型对射流或抽吸需要； 

上述的弯头为50弯头； 

所述高压钢丝编织胶管直径50mm，能承受0-40个大气压； 

所述电动调节阀是以电源为动力，接受4-20mA直流控制信号，一共有2对，一对用于射流控制，公称直径25mm，行程16mm，最大压力1.6Mpa；另一对用于抽吸控制，公称直径50mm，行程25mm，最大压力1.6Mpa。 

本实用新型的上述各部件都经过气动设计或计算，相互之间尺寸都匹配。其特点在于： 

1)当抽吸试验时，连接在低压引射管道上的电动调节阀的阀门打开一定开度后，相应的负压会使气流从进气道内壁的小开孔中抽出，流经变径弯管后，流通面积由小变大，气流减速增压，依次流到总压测量段与静压测量段处，两处测量段的测压管与外部采集系统连接，获取气流的相关参数，接着气流通过风洞内、外的高压钢丝编织胶管和50弯头由风洞内流到风洞外，最后通过电动调节阀和低压引射管道流出。 

2)当射流试验时，高压气源管道内的高压气体通过一定开度的电动调节阀阀门后，以相应的压力和流量，流过风洞外、内高压钢丝编织胶管和50弯头，接着依次流过总、静压测量段，再通过变径弯管，流通面积由大变小，气流增速减压，最后以高速高能气流通过进气道内壁的小开孔射入进气道内。 

3)若以变径弯管为最前部分，电动调节阀为最后部分，那么抽吸试验时，总压测量段安装在前，接近变径弯管，静压测量段安装在后；而射流试验时，静压测量段安装在前，接近变径弯管，总压测量段安装在后。总压测量段内的测压耙要朝向来流方向。 

本实用新型结构简单，操作方便，总压测量段和静压测量段用于测量射入或抽出的流量参数，能准确控制和测量射入或抽出飞机进气道模型内的少量气流流量。 

附图说明

图1是本实用新型装置的结构示意图(现状态为抽吸控制)。 

具体实施方式