[發明專利]反推力風洞試驗高壓氣體流量控制和測量裝置

在審

• 申請號: 201811264829.7
• 申請日: 2018-10-29
• 公開（公告）號: CN109186933A
• 公開（公告）日: 2019-01-11
• 發明（設計）人: 薛永升;劉京藏;周建成;靳永峰;徐越;秦鳳波;魏艷;閆永昌;李聰
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司哈爾濱空氣動力研究所
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06
• 代理公司: 哈爾濱市哈科專利事務所有限責任公司 23101
• 代理人: 吳振剛

本發明公開一種反推力風洞試驗高壓氣體控制和測量裝置，包括高壓氣體控制裝置和高壓氣體測量裝置，所述的高壓氣體控制裝置包括穩壓篩孔機構、針型控制閥和驅動機構，供氣管路通過穩壓篩孔機構與針型控制閥連接，針型控制閥上安裝有驅動機構；所述的高壓氣體測量裝置包括音速噴嘴流量計、兩個壓力傳感器和溫度傳感器，針型控制閥通過管路與音速噴嘴流量計前端連接，并且該段管路上安裝有前端壓力傳感器和溫度傳感器，音速噴嘴流量計的后端安裝有后端壓力傳感器。該裝置具有控制穩定、測量精度高、體積小的優點，可以放置在反推力風洞試驗全模機身內部，可以近距離的控制動力模擬器的轉速、短艙出口壓比等參數。

技術領域

本發明涉及一種反推力風洞試驗高壓氣體流量控制和測量裝置。

背景技術

發動機反推力技術在當今航空技術中有著廣泛應用，反推力裝置是一個可以使原本向后噴射氣流轉而向前噴出氣流的裝置。當裝置啟動時，引擎可以改變氣流流出通道，產生一個反向的推力。飛機著陸滑跑和起飛中斷滑跑過程中為減少其滑跑距離，以降低對跑道長度的限制，飛機常采用發動機反推力技術。反推力技術對民航建設也具有較高的經濟價值和實用價值，反推力裝置的應用使飛機著陸滑跑所需要的跑道得到大大的縮短，著陸安全性大大提高，為民航建設創造的可觀的經濟效益。

當發動機反推力裝置啟動后，從反推力裝置噴出的高壓氣流將會噴射到飛機機翼、機身、平尾、垂尾和各個控制舵面上，使機翼、平垂尾和各個控制的舵面上的流場發上劇烈變化，對飛機氣動特性和操穩特性產生明顯改變。隨著我國民機設計單位對反推力試驗技術的重視，建立起成熟的全模反推力風洞試驗技術已成為當務之急，需要一種高壓氣體控制和測量裝置。

發明內容

基于以上不足之處，本發明的目的是提供一種反推力風洞試驗高壓氣體流量控制和測量裝置，放置試驗模型機身內部，可以對高壓氣體進行精確控制和測量。

本發明的技術解決方案是：一種反推力風洞試驗高壓氣體控制和測量裝置，包括高壓氣體控制裝置和高壓氣體測量裝置，供氣管路與高壓氣體控制裝置連接，高壓氣體控制裝置與高壓氣體測量裝置連接，

所述的高壓氣體控制裝置包括穩壓篩孔機構、針型控制閥和驅動機構，供氣管路通過穩壓篩孔機構與針型控制閥連接，針型控制閥上安裝有驅動機構；

所述的高壓氣體測量裝置包括音速噴嘴流量計、兩個壓力傳感器和溫度傳感器，針型控制閥通過管路與音速噴嘴流量計前端連接，并且該段管路上安裝有前端壓力傳感器和溫度傳感器，音速噴嘴流量計的后端安裝有后端壓力傳感器。

本發明具有如下優點及有益效果：該裝置具有控制穩定、測量精度高、體積小的優點，可以放置在反推力風洞試驗全模機身內部，可以近距離的控制動力模擬器的轉速、短艙出口壓比等參數。

附圖說明

圖1為本裝置的原理示意圖；

圖2為高壓氣體控制裝置示意圖；

圖3為高壓氣體測量裝置示意圖；

其中1、穩壓篩孔機構，2、針型控制閥，3、供氣管路，4、驅動機構，5、絲杠，6、聯軸器，7、電機，8、前端壓力傳感器，9、溫度傳感器，10、音速噴嘴流量計，11、后端壓力傳感器。

具體實施方式

結合說明書附圖列舉出下述具體實施實例，對本發明的技術方案做進一步說明：

實施例1

如圖1所示，一種反推力風洞試驗高壓氣體控制和測量裝置，包括高壓氣體控制裝置和高壓氣體測量裝置，供氣管路與高壓氣體控制裝置連接，高壓氣體控制裝置與高壓氣體測量裝置連接，再通過高壓氣體測量裝置后進入模型兩側短艙；其中供氣管路：管路通徑26mm，最大工作壓力3MPa，流量范圍為0～6kg/s(雙路，單路3kg/s)；