[實用新型]一種雙喉道推力矢量噴管模型的供氣轉接段裝置

有效

• 申請號: 201721897208.3
• 申請日: 2017-12-29
• 公開（公告）號: CN207750643U
• 公開（公告）日: 2018-08-21
• 發明（設計）人: 何敬玉;陳強;唐亞麗;董金剛;歐平
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: F16L41/03
• 分類號: F16L41/03;G01M9/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 陳鵬

一種雙喉道推力矢量噴管模型的供氣轉接段裝置，包括連接氣道(1)、連接法蘭(2)、第一駐室(3)、第一氣源管路(4)、第二氣源管路(5)、第二駐室(6)、二次流管路(7)、噴管模型(8)、通氣支臂(9)、外部支桿管道(12)、供氣段體(13)，通過駐室間相互連接，再通過通氣支臂(9)中的外部氣源管路注氣，完成由二次流管路(7)到噴管模型(8)的噴射進程。

技術領域

本實用新型涉及一種雙喉道推力矢量噴管模型的供氣轉接段裝置，屬于風洞實驗領域。

背景技術

噴流干擾問題是高超聲速繞流中一種典型的復雜流動現象。超音速飛行器尾噴管所產生的高溫高速噴流與飛行器繞流相互干擾形成的復雜干擾流場，直接影響到飛行器的穩定性、操縱性以及升力、阻力等氣動特性，對飛行器的氣動特性和控制特性等都產生了很大的影響。而矢量噴流對超聲速飛行器后體的氣動特性影響更加顯著，因此，研究矢量噴流對飛行器氣動特性的影響具有重要意義，風洞噴流模擬試驗是研究飛行器尾噴管矢量噴流干擾效應的重要手段。

噴管模型內部通氣管路與外部氣源連接的轉接裝置設計是雙發推力矢量試驗噴管模型關鍵技術之一。首先該轉接裝置要減小管路壓力損失，同時要滿足雙發推力矢量噴管的等壓傳送要求、高壓密封性、主/次流同時供氣的要求。由于噴管模型內部空間有限，管路系統各部件之間的連接必須合理安排。

現今國內生產型風洞亞跨超風洞關于推力矢量氣動干擾方面的研究一般以單發設計居多，無法滿足雙發四代機的推力矢量風洞試驗供氣轉接要求；雙發推力矢量噴流實驗需要對噴管模型實現等壓均勻的供氣管路系統，這是與單發噴流實驗所不同的地方，并且前者要求供氣均勻性更高、支撐強度更大等特點；單發噴流實驗只需要對一個主流和一個次流管路供氣，而雙發推力矢量噴流實驗需要同時對兩個矢量噴管進行供氣，并滿足風洞阻塞比的要求，所以導致供氣轉接裝置要具備體積小并滿足四路供氣的要求。

實用新型內容

本實用新型解決的技術問題是：針對現有技術中推力矢量風洞試驗供氣轉接要求難以滿足的問題，提出了一種雙喉道推力矢量噴管模型的供氣轉接段裝置，解決了傳統方法中供氣均勻性不好、支撐強度低的問題。

本實用新型解決上述技術問題是通過如下技術方案予以實現的：

一種雙喉道推力矢量噴管模型的供氣轉接段裝置，包括連接氣道、連接法蘭、第一駐室、第一氣源管路、第二氣源管路、第二駐室、二次流管路、噴管模型、通氣支臂、外部支桿管道、供氣段體，所述連接氣道、連接法蘭、第一駐室、第一氣源管路、第二氣源管路、第二駐室、二次流管路均位于供氣段體上，所述第一駐室、第二駐室分別設置于供氣段體下層且相鄰安裝并互相連通，所述第一氣源管路設置于第一駐室下端，所述第二氣源管路設置于第二駐室下端，所述第二駐室尾端與位于供氣段體末端二次流管路相連，二次流管路與噴管模型內部連通，所述供氣段體通過設置于供氣段體兩側的連接氣道與噴管模型固定連接，通氣支臂首端與供氣段體外部連接，外部支桿管道與通氣支臂尾端外部連接并支撐通氣支臂。

所述通氣支臂包括第一外部氣源管路、第二外部氣源管路，所述第一外部氣源管路與第一氣源管路相連，所述第二外部氣源管路與第二氣源管路相連。

本實用新型與現有技術相比的優點在于：

(1)本實用新型設計采用主流和二次流駐室相互獨立的方式，便于對主流和二次流單獨供氣，便于主流與二次流壓力的調節，并實現兩側噴管供氣壓力的相等和穩定供氣，設計的主流駐室具有通氣和噴管模型支撐作用，結構緊湊，便于操作。

(2)本實用新型能夠滿足雙喉道推力矢量噴管的雙發噴管模型在風洞實驗中的等壓均勻供氣與連接支撐實驗要求，與通氣支臂的連接安裝方便、支撐強度高，整個實驗裝置穩定性好。

附圖說明

圖1為實用新型提供風洞噴流裝置結構圖；

圖2為實用新型提供的供氣段體結構圖；