[发明专利]一种用于进气道风洞试验的叶片式流量节流系统有效

专利信息
申请号: 201710409125.3 申请日: 2017-06-02
公开(公告)号: CN107167294B 公开(公告)日: 2019-08-09
发明(设计)人: 周健;欧平;田晓虎;宋法振;侯逸青 申请(专利权)人: 中国航天空气动力技术研究院
主分类号: G01M9/04 分类号: G01M9/04
代理公司: 中国航天科技专利中心 11009 代理人: 李晶尧
地址: 100074 *** 国省代码: 北京;11
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摘要:
搜索关键词: 导流锥 套筒 电机座 前支架 尾段 锥头 进气道 进气道风洞试验 进气道出口 垂直固定 流量节流 后支架 叶片式 尾盖 叶片 轴向固定连接 飞行器设计 电机座轴 试验模型 同轴固定 直接安装 轴心位置 锥形结构 端面处 吸气式 有效地 正整数 侧壁 反压 外壁 轴向 应用
【说明书】:

一种用于进气道风洞试验的叶片式流量节流系统,涉及吸气式飞行器设计领域;包括n个叶片、套筒、尾段、后支架、前支架、电机座、导流锥、尾盖和锥头;套筒和尾段水平放置且轴向固定连接;前支架垂直固定安装在套筒的一端;后支架垂直固定安装在套筒和尾段的连接处;导流锥位于套筒的轴心位置,且前支架固定安装在导流锥小端的侧壁;锥头为锥形结构;锥头同轴固定安装在导流锥小端的端面处;电机座的轴向一端与导流锥的大段固定连接;电机座轴向的另一端固定安装有尾盖;n个叶片固定安装在电机座的外壁;n为不小于4的正整数;本发明直接安装于进气道出口之后,能够简单有效地调节进气道出口反压,可应用于较大缩比进气道和双发进气道试验模型。

技术领域

本发明涉及一种吸气式飞行器设计领域,特别是一种用于进气道风洞试验的叶片式流量节流系统。

背景技术

进气道是吸气式飞行器的一个关键部件,它是一个经过精心设计的气流通道,作用是引入空气,在实现对气流的减速增压后,提供给发动机燃烧室,其性能的优劣直接影响到发动机乃至飞行器的总体性能。

进气道风洞试验是评估进气道性能、获得进气道特性参数的主要手段,其中流量系数与总压恢复系数是进气道最主要的两个特性参数,为了得到两者随进气道出口反压变化的规律,传统的方法是采用节流锥装置进行反压调节,节流锥装置一般分为开口和闭口两种实现方式:

开口式节流锥装置直接安装于整个测量管路后端,由于气流直接排放到管道外,无需锥面套筒,径向尺寸较小,可应用于较大缩比进气道模型试验模型,但由于此种方式流量测量截面都位于节流锥上游不远处,未经过整流导致测量误差较大,且不能添加流量抽吸系统,无法满足航空进气道等精度高、速度低的试验要求。

闭口式节流锥装置可在其后加装高精度流量测量和流量抽吸系统,但由于锥面套筒的存在,尺寸一般较大,而现代先进战斗机和新型TBCC组合动力飞行器一般具有双发动机和进气道,而缩比后的双发进气道模型出口间距较小,很难同时加装两套闭口式节流锥装置,只得将其通过软管延伸至风洞洞壁或洞外安装,而这种安装方法反压调节位置距进气道出口较远,对进气道临界状态喘振频率和强度的测量影响较大。

随着国内航空发动机的快速发展,对航空进气道试验的要求越来越高,传统节流锥式流量节流装置难以满足试验要求。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足,提供一种用于进气道风洞试验的叶片式流量节流系统,该系统直接安装于进气道出口之后,能够简单有效地调节进气道出口反压,可应用于较大缩比进气道和双发进气道试验模型。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的:

一种用于进气道风洞试验的叶片式流量节流系统,包括n个叶片、套筒、尾段、后支架、前支架、电机座、导流锥、尾盖和锥头;其中,套筒和尾段均为中空圆筒结构;套筒和尾段水平放置且轴向固定连接;前支架和后支架均为十字形框架结构;前支架垂直固定安装在套筒的一端;后支架垂直固定安装在套筒和尾段的连接处;导流锥为锥台结构,位于套筒的轴心位置,且前支架固定安装在导流锥小端的侧壁;锥头为锥形结构;锥头同轴固定安装在导流锥小端的端面处;电机座为中空圆柱形结构;电机座的轴向一端与导流锥的大段固定连接;电机座轴向的另一端固定安装有尾盖;n个叶片均匀环绕固定安装在电机座的外壁;n为不小于4的正整数。

在上述的一种用于进气道风洞试验的叶片式流量节流系统,在所述电机座的内部固定安装有驱动电机和减速器;驱动电机和减速器轴向连接,且均位于电机座的轴心位置;其中减速器靠近导流锥;驱动电机远离导流锥。

在上述的一种用于进气道风洞试验的叶片式流量节流系统,所述减速器的轴向一端垂直固定安装主动齿轮;沿着导流锥中空内壁均匀环绕设置有n个从动齿轮,n个从动齿轮均与主动齿轮为正交传动齿轮。

在上述的一种用于进气道风洞试验的叶片式流量节流系统,主动齿轮与从动齿轮的传动比为1:2-1:6;且主动齿轮与从动齿轮的回差小于3′。

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