[实用新型]一种新型闭口式流量节流进锥控制系统

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种高速风洞进气道试验领域，特别是一种新型闭口式流量节流进锥控制系统。

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，常用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，气流直接排放到管道外，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，但由于其控制系统多为步进电机+电位计的方式，导致进锥装置整体尺寸较大，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。

实用新型内容

本实用新型的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种新型闭口式流量节流进锥控制系统，径向尺寸较小，可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。

本实用新型的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

一种新型闭口式流量节流进锥控制系统，包括下游转接段、后部套筒、中部套筒、前部套筒、上游转接段、伺服电机、减速器、电机座、零位开关、导轨、节流锥、传动丝杠和支架；其中，下游转接段、后部套筒、中部套筒、前部套筒和上游转接段均为中空柱体结构；下游转接段、后部套筒、中部套筒、前部套筒和上游转接段依次沿轴向首尾相连，组成控制系统的外壳；伺服电机沿轴向固定安装在中部套筒的轴线位置；减速器固定安装在伺服电机的输出端；电机座固定安装在前部套筒的轴线位置，且减速器输出轴伸入电机座内部；零位开关固定安装在电机座的轴向上部；导轨沿轴向固定安装在前部套筒小端内壁上；传动丝杠沿轴向固定安装在前部套筒的轴线位置，且传动丝杠的一端伸入电机座内部并与减速器的输出轴固定连接；支架固定安装在前部套筒和上游转接段的连接处；传动丝杠的另一端固定安装在支架的中心处；节流锥固定安装在传动丝杠的外壁。

在上述的一种新型闭口式流量节流进锥控制系统，所述的节流锥为中空锥形结构；锥形结构外壁从尖头端到尾端依次分为锥头段、线性段和尾段；其中尾段与导轨固定连接，实现节流锥沿导轨轴向移动。

在上述的一种新型闭口式流量节流进锥控制系统，所述前部套筒的外壁包括小径直线段、斜线段和大径直线段；所述前部套筒的斜线段与节流锥的线性段平行。

在上述的一种新型闭口式流量节流进锥控制系统，所述的传动丝杠的直径为支架直径的传动丝杠的长度为节流锥轴向长度的1.8-2.2倍。

在上述的一种新型闭口式流量节流进锥控制系统，所述的零位开关为常闭式按压开关；当零位开关为闭合状态时，伺服电机双向转动；当零位开关为打开状态时，伺服电机只能沿使传动丝杠伸出方向转动。

在上述的一种新型闭口式流量节流进锥控制系统，所述的下游转接段、后部套筒、中部套筒、前部套筒、上游转接段材料为45#钢。

在上述的一种新型闭口式流量节流进锥控制系统，所述的支架为十字形结构；所述传动丝杠的一端设置有丝母；丝母固定安装在支架的中心处。

在上述的一种新型闭口式流量节流进锥控制系统，所述丝母为黄铜材料。

本实用新型与现有技术相比具有如下优点：

(1)本实用新型采用了小功率伺服电机+零位开关进行控制调节，尺寸较步进电机+电位计方式更小，且结构更简单。在满足较大缩比进气道和双发进气道模型试验的同时，阻塞比小，便于风洞流场建立，节约试验成本；

(2)本实用新型直接安装于进气道试验模型之后，模拟发动机反压，可在其后加装高精度流量测量和流量抽吸系统以满足航空进气道精度高、速度低的需求。

附图说明