一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置的制作方法

1.本发明属于航空气动力风洞试验技术领域，具体涉及一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置。


背景技术：

2.现代大型飞机，如军用和民用运输机、高空长航时无人机、远程轰炸机等，为了追求较高的气动效率和较低的结构重量，通常采用大展弦比机翼，在结构材料上大量使用复合材料，飞机具有较大的柔性，这使得跨声速飞行阶段的阵风问题日益凸显，阵风载荷，尤其是垂直方向的阵风载荷，有可能成为飞行载荷最严重的情况，因此需要在飞机设计阶段进行阵风载荷预测以及阵风减缓主动控制技术研究。这些研究的开展均需要依赖于高速风洞大型阵风试验系统的建设。
3.准确预测阵风载荷是现代飞行器设计中必须进行的一项重要工作，而阵风试验是开展此项工作的一种重要手段。阵风发生装置是阵风试验系统建设中必不可少的重要组成部分。基于以上情况，现需要一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置。


技术实现要素：

4.基于以上不足之处，本发明提供一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置，将阵风发生装置垂直安装于喷管入口段，用于在阵风试验中产生可控可调的周期性阵风扰动。
5.本发明所采用的技术方案如下：一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置，包括：翼型左侧壁板、翼型右侧壁板、上端板、下端板、调节开关、旋转轴、联轴器、驱动电机和供气管路，驱动电机通过联轴器与旋转轴连接，所述的翼型左侧壁板和翼型右侧壁板连接在一起，其上下两端分别与上端板和下端板连接进而组成翼型壳体，驱动电机和供气管路位于上端板侧，在翼型壳体的内部延弦向分别有开稳压腔和调节腔，稳压腔和调节腔互相连通，稳压腔和调节腔分别贯通于翼型壳体的上下两端，在翼型壳体的尾缘处开有直径不大于2毫米的射流孔道，所述的射流孔道与调节腔连接，供气管路的一端与稳压腔连接，其另外一端与外源供气相连，实现对阵风发生装置的供气，通过射流孔道的切向吹气，从而产生垂直方向阵风；位于调节腔内安装有调节开关，调节开关的上、下端轴的轴颈通过轴承与上、下端板分别连接，调节开关的上端轴通过联轴器与驱动电机的输出轴连接，通过控制调节开关的旋转度能够调节射流孔道的流量。
6.本发明还具有如下技术特征：
7.1、所述的调节开关的横截面为椭圆形，调节腔的横截面也近似为椭圆形，两个椭圆形位于同一中心，调节开关的横截面椭圆形的长轴长度与调节腔的横截面椭圆形的短轴长度相配合，调节开关旋转到垂直角度后将调节腔内的空间隔开成两部分。
8.2、所述的稳压腔的横截面为矩形。
9.3、所述的上端板外侧安装有轴盖板，对旋转轴伸出处和供气管路伸出处进行密
封。
10.4、通过电机控制系统控制驱动电机的旋转方式，进而实现调节开关按照指定规律进行运动，控制尾缘处的射流孔道的流量随时间变化，产生周期性阵风场。
11.本发明的优点及有益效果：本装置便于与风洞连接，没有惯性载荷；控制形式简单，可以产生较宽频率范围和形式多样的阵风场，以实现对大气中阵风扰动的合理模拟，为高速阵风载荷预测试验，尤其是阵风载荷减缓主动控制方法设计验证研究试验提供有力的设备支持。本发明的阵风产生方法，其基本原理是利用尾缘绕流的柯恩达效应，在靠近尾缘附近通过切向吹气进行环量控制，使原本离开本来流动方向的气流，改为随着凸出的物体表面流动的倾向，即产生附壁效应，从而产生垂直方向的阵风。
附图说明
12.图1是本发明的结构分解示意图；
13.图2尾缘吹气孔处射流强度调节示意图。
具体实施方式：
14.下面根据说明书附图举例对本发明做进一步的说明：
15.实施例1
16.一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置，将本装置垂直安装于喷管入口段，包括：翼型左侧壁板1、翼型右侧壁板2、上端板3、下端板4、调节开关5、联轴器8、驱动电机10和供气管路11，通过电机安装板9将驱动电机10固定于喷管外侧壁，所述的翼型左侧壁板1和翼型右侧壁板2通过螺钉连接在一起，其上下两端通过螺钉分别与上端板3和下端板4连接进而组成翼型壳体，中间加有密封垫进行密封，驱动电机10和供气管路11位于上端板3侧，在翼型壳体的内部延弦向分别有开稳压腔12和调节腔13，稳压腔12和调节腔13分别贯通于翼型壳体的上下两端，稳压腔12和调节腔13互相连通，在翼型壳体的尾缘处开有直径不大于2毫米的射流孔道14，所述的射流孔道14与调节腔13连接，供气管路11的一端与稳压腔12连接，其另外一端与风洞中压气源相连，实现对阵风发生装置的供气，通过射流孔道14的切向吹气，从而产生垂直方向阵风；位于调节腔13内安装有调节开关5，调节开关5的上、下端轴的轴颈通过轴承与上下端板分别连接，调节开关5的上端轴6通过联轴器8与驱动电机的输出轴连接，通过控制调节开关5的旋转度能够调节射流孔道14的流量。所述的调节开关5的横截面为椭圆形，调节腔13的横截面也近似为椭圆形，两个椭圆形位于同一中心，调节开关5的横截面椭圆形的长轴长度与调节腔的横截面椭圆形的短轴长度相配合，调节开关5旋转到垂直角度后将调节腔内13的空间隔开成两部分。所述的稳压腔12的横截面为矩形。所述的上端板3外侧安装有轴盖板7，对调节开关5的上端轴6伸出处和供气管路11伸出处进行密封。通过电机控制系统控制驱动电机10的旋转方式，进而实现调节开关5按照指定规律进行运动，达到控制尾缘处的射流孔道14的流量随时间变化的目的，最终实现产生周期性阵风场。翼型外壳型面保证气流流经阵风发生器时不出现分离，另一方面保证尾缘射流孔道14高度和方向合理，能够在尾缘处产生柯恩达效应，进而产生垂直方向阵风。同时在射流孔道14下表面点、翼型下表面后缘切除点及其切线为约束做圆对尾缘进行了修型设计。
17.稳压强的高压气流通过调节开关5的周期性旋转运动在尾缘附近产生强度周期性变化的射流，进而达到产生周期性变化的阵风场的目的。如图2(a)所示，当选调节开关5处于垂直位置时，尾缘射流孔道14处的射流强度最小，气流在尾缘处产生的绕流效应较弱，对应的垂直方向的速度较小；如图2(b)所示，当调节开关5处于水平位置时，尾缘射流孔道14处的射流强度最大，气流在尾缘处产生明显的偏转效应，进而产生较大的垂向阵风速度。


技术特征：
1.一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置，包括：翼型左侧壁板、翼型右侧壁板、上端板、下端板、调节开关、联轴器、驱动电机和供气管路，所述的翼型左侧壁板和翼型右侧壁板连接在一起，其上下两端分别与上端板和下端板连接进而组成翼型壳体，驱动电机和供气管路位于上端板侧，其特征在于：在翼型壳体的内部延弦向分别有开稳压腔和调节腔，稳压腔和调节腔互相连通，稳压腔和调节腔分别贯通于翼型壳体的上下两端，在翼型壳体的尾缘处开有直径不大于2毫米的射流孔道，所述的射流孔道与调节腔连接，供气管路的一端与稳压腔连接，其另外一端与外源供气相连，实现对阵风发生装置的供气，通过射流孔道的切向吹气，从而产生垂直方向阵风，位于调节腔内安装有调节开关，调节开关的上、下端轴的轴颈通过轴承与上、下端板分别连接，调节开关的上端轴通过联轴器与驱动电机的输出轴连接，通过控制调节开关的旋转能够调节射流孔道的流量。2.根据权利要求1所述的一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置，其特征在于：所述的调节开关的横截面为椭圆形，调节腔的横截面也近似为椭圆形，两个椭圆形位于同一中心，调节开关的横截面椭圆形的长轴长度与调节腔的横截面椭圆形的短轴长度相配合，调节开关旋转到垂直角度后将调节腔内的空间隔开成两部分。3.根据权利要求2所述的一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置，其特征在于：所述的稳压腔的横截面为矩形。4.根据权利要求1所述的一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置，其特征在于：所述的上端板外侧安装有轴盖板，对旋转轴伸出处和供气管路伸出处进行密封。5.根据权利要求1
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4任一项所述的一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置，其特征在于：通过电机控制系统控制驱动电机的旋转方式，进而实现调节开关按照指定规律进行运动，控制尾缘处的射流孔道的流量随时间变化，产生周期性阵风场。

技术总结
本发明提供一种基于尾缘吹气形式的高速风洞阵风发生装置，包括：翼型左侧壁板、翼型右侧壁板、上端板、下端板、调节开关、联轴器、驱动电机和供气管路，翼型左侧壁板、翼型右侧壁板、上端板、下端板分别连接在一起组成翼型壳体，在翼型壳体的内部延弦向分别有开稳压腔和调节腔，稳压腔和调节腔互相连通，在翼型壳体的尾缘处开有射流孔道，射流孔道与调节腔连接，通过射流孔道的切向吹气，从而产生垂直方向阵风；调节腔内安装有调节开关，通过控制调节开关的旋转度能够调节射流孔道的流量。本装置便于与风洞连接，没有惯性载荷；控制形式简单，可以产生较宽频率范围和形式多样的阵风场，以实现对大气中阵风扰动的合理模拟。现对大气中阵风扰动的合理模拟。现对大气中阵风扰动的合理模拟。


技术研发人员：张颖 刘南 郭承鹏 金福旭 刘昱 王冬 杨希明
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所
技术研发日：2021.06.23
技术公布日：2021/9/21