用于冲压进气道风洞实验装置，由机械和控制两部分组成，机械部分包括支撑段和节流段。支撑段内为圆形的气流通道，外通过凸凹圆台与上下弯刀支臂相连，能够实现大侧滑角的变化和侧滑角的准确调节；节流段是通过节流锥的前后移动为冲压进气道提供反压的装置，节流锥与电机并联，使本实验装置能够运行较大的攻角范围；电机通过齿轮和丝杠传动带动节流锥前后移动，连接节流锥的丝杠是双支撑的。使节流锥能够承受高马赫数下的大载荷的冲击和震动。控制部分采用闭环自动反馈智能控制系统，能够实现节流锥进退控制，压力测量的稳定时间控制，节流锥调节与数据采集自动协调统一控制。相比以往的进气道实验装置，本实用新型专利技术的进气道实验装置实验攻角范围大；侧滑角范围大，精度高，操作方便；节流装置抗震动，流量调节精度高，适用马赫数范围广等优点，本实用新型专利技术非常适于冲压进气道风洞试验。（*该技术在2017年保护过期，可自由使用*）
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种用于冲压进气道风洞实验的实验装置。
技术介绍
冲压进气道在飞行器上的位置有多种，有前置式进气、后置式进气、头部进气、旁侧进气、腹部进气、颌下进气等；冲压进气道的形状也有多种，轴对称进气道、二元进 气道、半圆进气道或下颌式进气道等。每个使用冲压发动机作为动力的飞行器研制都离 不开进气道的选形，目的在于使选得进气道与飞行器气动外形和冲压发动机具有最佳的 匹配性能。另外还要选择冲压进气道设计马赫数和接力马赫数，目的在于提高冲压发动 机的总体性能，更好地满足飞行器的要求。以上进气道每方面的研究都离不开进气道风 洞试验验证，现在虽然有了进气道数值模拟设计手段，但可靠的数据还要靠风洞试验来 验证，尤其是一些计算中难以确定的因素，如进气道出口流场、喘振边界等都必须经试 验加以确定。在冲压进气道研制这一点上，美国较为领先，第二次世界大战以后，美国对多种类型的冲压进气道进行过试验，自20世纪90年代开始，美国在进一步装备和改进弹道导弹和亚声速巡航导弹的同时，投入巨额经费大力发展冲压进气道进气的超声速和高超声 速巡航导弹。除了美国，其它国家在超声速冲压进气道应用方面也都非常重视，自20世纪50年 代以来，苏联(俄罗斯)非常重视以冲压进气的超声速飞航导弹的研究。俄罗斯有X-31、 马斯基特、宝石等导弹均采用了冲压进气道。据说，俄罗斯正在进行以冲压发动机为动 力、飞行马赫数4. 0-4.5的导弹研制，该导弹采用一体化设计，进气道为头部进气冲 压进气道，前机身下表面作为冲压进气道的预压面，已成功地进行了飞行试验。在国外冲压进气道已成功应用到型号上，但研究之初都进行过大量的风洞实验。 国内冲压进气道的研究虽起步较晚，但发展较快，大约十几个单位在开展这方面的研究，已先后提出了多种方案，并进行了初步的风洞试验，但距完全自主研制和满足型号需求的目标还有较大差距。与常规进气道风洞实验相比，冲压进气道风洞实验对实验设备有着特殊的要求，首先是实验马赫数较高， 一般都在M-2. O以上，冲击载荷大，实验设备不仅要有较好的刚度和强度，还要有较好的抗震性能。其次，试验攻角和侧滑角要大，M=4. 0时，试验攻角要能达到10度。还有，冲压进气道喉道内对反压比较敏感，要求提供反压的节流锥 位置精度要高。目前国内现有的进气道实验装置都有其不足之处(1) 恻滑角通过铰链轴形式实现，侧滑角的大小通过测量模型头部离洞壁距离换 算而得，由于距离测量的误差较大，由此换算的侧滑角也不够准确，侧滑角的范围也不 够大。(2) 节流锥与电机串联，走攻角时，支臂前面的模型抬头，支臂后面的节流装置 低头，电机会碰风洞的第二扩散段下壁，从而限制了试验攻角范围，M=4. Ol时，攻角也 只能达到8度。(3) 传统的丝杠为单支撑，类似悬臂梁结构，在模型有攻角，节流锥受到横向载 荷的情况下，丝杠易偏斜，从而导致节流锥与外壁的相碰，摩擦力增大，甚至出现节流 锥逆气流走不动的现象。(4) 传统控制方法为开环控制，节流锥的位置移动和数据采集通过打手势来协调， 不仅浪费吹风时间，也经常出现协调不当而报废的现象。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题克服现有技术的不足，提供一种大攻角大侧滑冲压进气道 风洞实验装置并能实现智能闭环控制，用于0. 6米XO. 6米量级风洞的冲压进气道风洞 实验。本专利技术的技术解决方案大攻角大侧滑冲压进气道风洞实验装置，其特点在于电 机与节流锥并联，转盘式变侧滑结构，丝杠双支撑，智能闭环控制。 本专利技术与现有技术相比的优点如下(1) 本专利技术的变侧滑机构由转盘式机构代替了传统的铰链机构，不仅操作方便，而 且侧滑角范围大、精度高，定位准确。侧滑角范围可达到7度，精度可达3'以内，变 侧滑角的时间有原来的两个小时缩减到20分钟，大大提高了工作效率。(2) 从增大攻角范围来考虑，把电机与节流锥并联代替了传统的串联形式，电机躲 开了风洞的第二扩散段下壁位置，避免了二着的相碰，突破了传统进气道试验攻角增大 的限制，M=4. 0时试验攻角可达13度，马赫数低时，攻角还可以再大。(3) 从节流锥的运动来看，和节流锥固联的丝杠双支撑，代替了传统的单支撑形式， 减小了摩擦，使节流锥运动更平稳，逆气流的推力更大。(4) 从控制方式来看，由原来的开环控制变为现在的闭环控制，实现了控制的智能 化。能对节流锥的位置进行反馈、调节、显示；能够实现节流锥进退控制；能够实现压力测量的稳定时间控制；能够实现节流锥调节与数据采集自动协调统一控制；节流锥精 度为0.1毫米。(5)从适用的实验马赫数的范围来看，本专利技术适用于M-O. 6-4. 5,覆盖了冲压进气 道的速度范围。附图说明图1为本专利技术的结构总图； 图2为支撑段的连接关系图图3为转盘式变侧滑机构的凹台示意图； 图4为转盘式变侧滑机构的凸台示意图 图5控制原理图具体实施方式如图l所示，本专利技术由支撑段(1)、上下支臂(2)、节流段(3)、节流锥(4)、 丝杠(5)、支座(6)、轴承(7)从齿轮(8)、主齿轮(9)、编码器(10)、电机 (11)、限位开关(12)，丝杠支架(13) ,"L"形钢性长条(14)、角度楔(15)等组成。如图1和图2所示，支撑段(1)为内圆外方的长方体，其连接关系前端与进气道模型相连，后端与节流段(3)相连，上下面通过凸凹圆台分别与上下支臂(1)连接，支撑段上下面为凸形圆台，上下支臂连接面为为凹形圆台。上下支臂的另一端可与风洞固连，支撑段则可绕凸凹圆台的中心线旋转，类似转盘，从而可变化侧滑角，故又称作转盘式变侧滑机构，其凸凹圆台的示意图示于图3和图4。在支撑段的一侧固定了一个"L"形钢性长条(14),当侧滑角为零时，"L"形钢性长条，上支臂的连接端的侧边平行，当侧滑角不为零时，"L"形钢性长条与上支臂的连接端的侧边形成一个角度，并且可用一个带角度的楔块来填充，楔块角度恰好就是机构的侧滑角，试验时，侧滑角的调节只需更换不同角度的楔块就可实现，此楔块又称为角度楔(15)。侧滑角固定是通过支撑段的上下面和上下支臂连接面间螺钉固定的。支撑段的上下面各有6个M5的螺钉孔，孔位置示于图3，上下支臂连接面则有6个M5的环形通孔，孔位置示于图4。节流段(3)前端与支撑段(1)相连，后端与支座(6)相连，内有节流锥(4)、丝杠(5),外壁有开槽，从支撑段过来的内部气流可在开槽处流出，节流锥在丝杠的带动下可前后移动，相应地开槽处的气流流出面积发生改变，从而调节流量。丝杠前端有一丝杠支架(13)，滑配合，后端有轴承轴承(7)支撑，又称丝杠双支撑。丝杠的后部连有编码器(IO)，可记录丝杠旋转的转数。节流段(3)外壁上固定了两个限位开关U2)，用来限制节流锥前后运动范围。当节流锥超过其运动范围时，节流锥碰限 位开关(12)，电机断电，停止移动，起到保障设备安全的作用。节流段的后端连一支座(6)，其作用有二， 一是固定支撑丝杠的轴承(7) , 二是 固定电机U1),电机(11)和丝杠(5)靠两个等齿数齿轮(8) 、 (9)传动。工作原理如下电机(11 )带动齿轮2旋转(9),齿轮2 ( 9)带动齿轮1 ( 8)旋转，齿轮1 ( 8) 带动丝杠(5)旋转，丝杠(5)旋转带动节流锥(4)前后移动和编码器(10)旋转， 节流锥(4)前后移本文档来自技高网...
【技术保护点】
用于冲压进气道风洞实验的进气道风洞实验装置，其特征在于包括：实验装置包括机械和控制两部分，机械部分由支撑段和节流段两段组成， （１）支撑段内为圆形的气流通道，外通过凸凹圆台与上下弯刀支臂相连，能够实现攻角和侧滑角的准确调节； （２）节流段是通过节流锥的前后移动为进气道提供反压的装置，节流锥与电机并联，电机通过齿轮和丝杠传动带动节流锥前后移动，连接节流锥的丝杠是双支撑的； （３）控制部分采用闭环自动反馈智能控制系统。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：陈强，刘书伟，徐志文，燕军龙，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：实用新型
国别省市：11[中国|北京]
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