可在同一模型上進行測量的進氣道實驗裝置的製作方法

2023-12-08 18:58:46 1

專利名稱：可在同一模型上進行測量的進氣道實驗裝置的製作方法
技術領域：
本發明涉及的是一種可在同一模型上進行性能和阻力測量的進氣道實驗技術，屬 於亞聲速和超聲速進氣道技術領域、空氣動力學實驗技術領域。
背景技術：
飛機動力裝置的性能與進氣道的工作特性關係很大，進氣道性能的好壞直接影響 到發動機所能產生的推力的大小以及發動機能否進行正常工作。長期以來，研究人員一直 偏重於提高進氣道的內流氣動性能和進氣道出口的流場品質，對進氣道阻力特性的研究較 少，而且在進氣道性能研究實驗中一般不測量阻力，通常採用理論分析法計算進氣道的附 加阻力並對發動機推力進行修正。近年來，出於提高飛機氣動性能和經濟性的考慮，減阻氣動布局和減阻方法等方 面的研究得到了重視。作為飛機的關鍵部件之一，進氣道不但影響全機的氣動布局，而且對 航空發動機的臺架推力與安裝推力的換算乃至對全機的推阻特性都有重要的影響。因此， 進氣道的阻力不容忽視，帶進氣道的飛機模型風洞實驗中，所測量的模型氣動力和力矩都 包括由於進氣道內流引起的氣動力分量。通常，進氣道阻力劃可分成內部阻力和外部阻力兩部分。在飛機模型的氣動力測 量實驗中，對進氣道一般採用通氣模型或堵錐模型(不通氣模型)，其中通氣模型用來測定 在進氣道自由通流情況下飛機的內外流氣動力，不通氣模型則把進氣道進口堵死並設計成 尖劈或尖錐狀來測量飛機的外部氣動力。由於在真實飛行條件下，航空發動機是以一定轉速工作的，進氣道出口具有一定 的壓力即反壓，反壓的大小要大於飛機前方自由來由的靜壓。當發動機工況變化時，反壓也 發生變化，此時進氣道出口氣流參數和氣動力也相應發生變化，所以進氣道的阻力應是在 出口有一定反壓情況下的阻力。而目前在飛機模型風洞實驗中所採用的氣動力測量方法，不管是通氣模型還是不 通氣模型，都無法測得進氣道真實的內外流阻力，所測得的阻力都不是發動機在實際工作 狀態時進氣道的真實阻力。因此實驗所測得的飛機氣動力，也與實際工作條件下飛機的氣 動力有很大差異。
發明內容本發明目的是提供一種可在同一套模型上進行進氣道性能和阻力測量的實驗技 術，該方法可應用於亞聲速、超聲速進氣道，實驗模型可以是全機模型，也可以是只包含前 機身/進氣道在內的模型。本發明可以解決目前飛機設計時無法獲知進氣道的真實阻力的 問題，可用於不同進氣道方案的阻力特性對比分析，從而獲得飛機的真實推阻特性。本發明為實現上述目的，採用如下技術方案可在同一模型上進行測量的進氣道實驗裝置，包括飛機機身、進氣口、附面層隔 道、進氣道內通道、內置盒式六分量應變天平、進氣道出口總壓測耙、機身測量段、流量調節錐、步進電機、支撐底座、風洞支撐、若干個靜壓孔，飛機機身上設置進氣口，飛機機身上靠 近進氣口處設置附面層隔道，進氣口向機身尾部延伸依次進入進氣道內通道和機身測量 段，位於進氣道內通道處的飛機機身上安裝內置盒式六分量應變天平，位於機身測量段處 的飛機機身內壁上分別均布進氣道出口總壓測耙、靜壓孔，總壓測耙前端和靜壓孔均位於 進氣道出口截面、靠近飛機機身的尾部；機身測量段的尾部出口處設置流量調節錐，流量調 節錐通過驅動螺杆與步進電機連接；內置盒式六分量應變天平與步進電機分別設置在支撐 底座上，支撐底座設置在風洞支撐上。本發明的進氣道內通道、機身測量段、流量調節錐位於同一軸線上。本發明的靜壓孔為8個、總壓測耙探針為41個。基於可在同一模型上進行測量的進氣道實驗裝置的工作方法，包括如下步驟第一步控制步行電機，使流量調節錐沿軸向移動，改變了機身測量段出口面積大 小，使進氣道出口反壓改變，利用進氣道出口總壓測耙測得不同錐位時進氣道出口的總壓 分布，利用靜壓孔測得不同錐位時的靜壓值，從而計算得到進氣道性能參數；第二步通過內置盒式六分量應變天平可測量風洞實驗時模型所受的氣動力；第三步根據進氣道和發動機的共同工作匹配要求，可計算求得匹配點時進氣道 的性能參數，並可獲得其性能參數隨流量係數的變化曲線。本發明採用上述技術方案，與現有技術相比具有如下的優點1)利用本發明可以在同一套模型上進行進氣道出口性能和阻力測量實驗，避免了 加工多個模型，而且目前飛機進氣道的風洞模型實驗都無法測量阻力，測阻力的飛機模型 無法測量進氣道出口性能。2)本發明可以在一次風洞吹風中同時完成進氣道出口性能和阻力測量，也可以分 兩次吹風完成，即第一次吹風測量進氣道出口性能，第二次吹風測量阻力。3)本發明可以測量進氣道在不同流量下(即不同反壓下)的阻力，獲得其阻力值 隨流量(或流量係數)的變化曲線，而目前的飛機進氣道通流實驗只能測得一個流量下的 阻力，而且通流情況下的阻力並不是真實工作條件下的阻力。

圖1是一採用本發明的兩側進氣的超聲速進氣道實驗模型剖視圖示意圖。圖2是一採用本發明的兩側進氣的超聲速進氣道實驗模型在風洞中的安裝示意 圖。圖3是進氣道實驗模型測量段靜壓孔和總壓耙位置示意圖。圖4是實驗測得的進氣道出口反壓與流量係數關係曲線示意圖。圖5是實驗測得的進氣道阻力係數與流量係數關係曲線示意圖。圖中1、亞聲速或超聲速來流，2、飛機機身，3、進氣口，4、附面層隔道，5、進氣道內 通道，6、內置盒式六分量應變天平，7、進氣道出口總壓測耙，8、模型測量段，9、流量調節錐， 10、流量調節錐的步進電機，11、支撐底座，12、風洞支撐，13、靜壓孔。
具體實施方式
本發明將在下面對照附圖給予更全面地說明，各圖中所給出的是本發明的一個應用實例，而不應當解釋成本發明僅局限於在此所述的應用實例。圖中所給飛機進氣道模型 為帶前機身的、有附面層隔道的進氣道模型，對於全機模型、無隔道進氣道、有無機翼模型 也同樣適用，本應用實例為兩側進氣方式，對於腹下進氣、背部進氣、頭部進氣，以及單通道 (單發動機)、雙通道(雙發動機)進氣道，本發明也可以予以實施。—種可在同一模型上進行測量的進氣道實驗裝置，其特徵在於包括飛機機身2、進 氣口 3、附面層隔道4、進氣道內通道5、內置盒式六分量應變天平6、進氣道出口總壓測耙7、 機身測量段8、流量調節錐9、步進電機10、支撐底座11、風洞支撐12、若干個靜壓孔13，飛 機機身2上設置進氣口 3，飛機機身2上靠近進氣口 3處設置附面層隔道4，進氣口 3向機 身尾部延伸依次進入進氣道內通道5和機身測量段8，位於進氣道內通道5處的飛機機身2 上安裝內置盒式六分量應變天平6，位於機身測量段8處的飛機機身2內壁上分別均布進氣 道出口總壓測耙7、靜壓孔13，總壓測耙前端和靜壓孔13均位於進氣道出口截面、靠近飛機 機身2的尾部；機身測量段8的尾部出口處相對設置流量調節錐9，流量調節錐9通過驅動 螺杆與步進電機10連接；內置盒式六分量應變天平6與步進電機10分別設置在支撐底座 11上，支撐底座11設置在風洞支撐12上。進氣道內通道5、機身測量段8、流量調節錐9位於同一軸線上。靜壓孔13為8個、總壓測耙探針為41個。基於本發明的可在同一模型上進行測量的進氣道實驗裝置的工作方法，包括如下 步驟第一步控制步行電機10，使流量調節錐9沿軸向移動，改變了機身測量段8出口 面積大小，使進氣道出口反壓改變，利用進氣道出口總壓測耙7測得不同錐位時進氣道出 口的總壓分布，利用靜壓孔13測得不同錐位時的靜壓值，從而計算得到進氣道性能參數， 如總壓恢復係數σ和總壓畸變指數DC6tl ；其中，總壓恢復係數ο其定義為進氣道出口截面平均總壓與自由流總壓之比值， 公式如下 式中，ρ J為自由流來流總壓，Z為進氣道出口截面平均總壓，；^採用流量平均等
方法計算。流量平均公式計算如下 式中，冶為第j環面上的流量，ρ:為第j環面上的平均總壓。總壓畸變指數DC6tl i ej
的定義為[0037] 式中，為進氣道出口截面60°扇形中平均總壓最低值，；^為進氣道出口截 面平均總壓，f為進氣道出口截面平均動壓頭。第二步通過內置盒式六分量應變天平6可測量風洞實驗時模型所受的氣動力 實驗時，模型感受到的氣動力通過應變天平轉化為電信號，通過計算機進行數據採集和處 理，將天平輸出的電信號轉化為升力L和阻力D的大小，從而求出模型的升阻力係數。其中，升力係數定義為 阻力係數定義為 式中，L為升力，D為阻力，P 為來流密度，V00為來流速度，Aref為升阻力係數的計 算參考面積。第三步根據進氣道和發動機的共同工作匹配要求，可計算求得匹配點時進氣道 的性能參數，並可獲得其性能參數隨流量係數的變化曲線。圖1示出一採用本發明的兩側進氣的超聲速進氣道實驗模型剖視圖示意圖。超聲 速來流1經過飛機機身頭部2，分兩股進入進氣道進口 3，經靠近機身表面的附面層隔道4 排出機身附面層，兩側氣流經過進氣道內通道5後匯合，內置式六分量應變天平6安裝在模 型內部，進氣道出口總壓測耙7安裝在機身測量段8上，進氣道出口總壓測耙7的探針前端 位於進氣道出口截面，機身測量段出口通過流量調節錐9調節流通面積大小。圖2示出一採用本發明的兩側進氣的超聲速進氣道實驗模型在風洞中的安裝示 意圖。流量調節錐9通過步進電機10驅動螺杆轉動可使調節錐沿進氣道出口軸線前後移 動，流量調節錐及步進電機與實驗模型不接觸，而是通過支撐底座11固定在風洞支撐12 上，保證調節錐所受氣動力不會傳到模型與天平上。圖3示出進氣道實驗模型測量段靜壓孔和總壓耙位置示意圖。總壓耙7呈米字形 布局，耙探針共41根，其中進氣道出口中心點一根，其餘40根按周向均布8根X徑向5根 安裝，探針徑向位置根據等環面積法計算出相應半徑。靜壓孔13與總壓探針的周向位置對 應並且也按周向均布，靜壓孔垂直於測量段壁面，孔徑0. 8 1. Omm0順流方向看，總壓耙面 積堵塞比應不大於進氣道出口面積的5%。本發明可以在一次風洞吹風中同時完成進氣道出口性能和阻力測量，也可以分兩 次吹風完成，即第一次吹風測量進氣道出口性能，第二次吹風測量阻力。分兩次實驗時，首 先測量進氣道出口性能，可獲得不同錐位下，即不同流量下的性能曲線，並可獲得進氣道出口反壓Pb與流量係數Φ的關係，如圖4所示。在測力實驗時拆除模型測量段的總壓測耙， 僅保留進氣道出口截面的8個靜壓孔以測量出口截面平均靜壓，然後密封模型上的不用的 測量孔並進行氣密性檢查，並對模型表面進行清潔處理。測力實驗時，不同錐位的進氣道出 口反壓Pb不同，通過圖4的關係換算，可求出對應的流量係數Φ，再根據實驗測得的阻力系 數CD，即可獲得進氣道阻力係數Cd隨流量係數Φ的變化曲線，如圖4所示。採用本發明時，如果需要比較不同進氣道方案的性能差異，只需要更換相應的進 氣道模塊，在相同的實驗條件下測試，測量得到的模型的阻力差即為進氣道的阻力差。採用該進氣道阻力測量技術，可以同時測量進氣道的內部流場特性(如總壓恢復 特性等)和進氣道的阻力特性，由於有流量調節錐進行反壓調節，可以真實模擬進氣道阻 力隨流量係數的變化，再通過求進氣道特性曲線與發動機工作線的交點，即可獲得進氣道 在發動機匹配點的性能參數和阻力特性。上述實施例只是用於對本發明的解釋，而不能作為對本發明的限制。因此凡是與 本發明設計思路相同的實施方式均在本發明的保護範圍內。
權利要求一種可在同一模型上進行測量的進氣道實驗裝置，其特徵在於包括飛機機身(2)、進氣口(3)、附面層隔道(4)、進氣道內通道(5)、內置盒式六分量應變天平(6)、進氣道出口總壓測耙(7)、機身測量段(8)、流量調節錐(9)、步進電機(10)、支撐底座(11)、風洞支撐(12)、若干個靜壓孔(13)，飛機機身(2)上設置進氣口(3)，飛機機身(2)上靠近進氣口(3)處設置附面層隔道(4)，進氣口(3)向機身尾部延伸依次進入進氣道內通道(5)和機身測量段(8)，位於進氣道內通道(5)處的飛機機身(2)上安裝內置盒式六分量應變天平(6)，位於機身測量段(8)處的飛機機身(2)內壁上分別均布進氣道出口總壓測耙(7)、靜壓孔(13)，總壓測耙(7)前端和靜壓孔(13)均位於進氣道出口截面、靠近飛機機身(2)的尾部；機身測量段(8)的尾部出口處設置流量調節錐(9)，流量調節錐(9)通過驅動螺杆與步進電機(10)連接；內置盒式六分量應變天平(6)與步進電機(10)分別設置在支撐底座(11)上，支撐底座(11)設置在風洞支撐(12)上。
2.根據權利要求1所述的可在同一模型上進行測量的進氣道實驗裝置，其特徵在於上 述進氣道內通道(5)、機身測量段(8)、流量調節錐(9)位於同一軸線上。
3.根據權利要求1所述的可在同一模型上進行測量的進氣道實驗裝置，其特徵在於上 述靜壓孔(13)為8個、總壓測耙(7)探針為41個。
專利摘要可在同一模型上進行測量的進氣道實驗裝置，涉及亞聲速和超聲速進氣道技術領域。本實用新型的飛機機身上設置進氣口，飛機機身上靠近進氣口處設置附面層隔道，位於進氣道內通道處的飛機機身上安裝內置盒式六分量應變天平，位於機身測量段處的飛機機身內壁上分別均布進氣道出口總壓測耙、靜壓孔，總壓測耙前端和靜壓孔均位於進氣道出口截面、靠近飛機機身的尾部；機身測量段的尾部出口處設置流量調節錐，流量調節錐通過驅動螺杆與步進電機連接。本實用新型可在同一套模型上進行進氣道性能和阻力測量的實驗技術，解決目前飛機設計時無法獲知進氣道的真實阻力的問題，可用於不同進氣道方案的阻力特性對比分析，從而獲得飛機的真實推阻特性。
文檔編號G01M9/06GK201688962SQ201020144290
公開日2010年12月29日 申請日期2010年3月29日 優先權日2010年3月29日
發明者李博, 梁德旺, 黃國平 申請人:南京航空航天大學