专利名称：可在同一模型上进行测量的进气道实验装置及工作方法
技术领域：
本发明涉及的是一种可在同一模型上进行性能和阻力测量的进气道实验技术，属于亚声速和超声速进气道技术领域、空气动力学实验技术领域。
背景技术：
飞机动力装置的性能与进气道的工作特性关系很大，进气道性能的好坏直接影响 到发动机所能产生的推力的大小以及发动机能否进行正常工作。长期以来，研究人员一直 偏重于提高进气道的内流气动性能和进气道出口的流场品质，对进气道阻力特性的研究较 少，而且在进气道性能研究实验中一般不测量阻力，通常采用理论分析法计算进气道的附 加阻力并对发动机推力进行修正。近年来，出于提高飞机气动性能和经济性的考虑，减阻气动布局和减阻方法等方 面的研究得到了重视。作为飞机的关键部件之一，进气道不但影响全机的气动布局，而且对 航空发动机的台架推力与安装推力的换算乃至对全机的推阻特性都有重要的影响。因此， 进气道的阻力不容忽视，带进气道的飞机模型风洞实验中，所测量的模型气动力和力矩都 包括由于进气道内流引起的气动力分量。通常，进气道阻力划可分成内部阻力和外部阻力两部分。在飞机模型的气动力测 量实验中，对进气道一般采用通气模型或堵锥模型(不通气模型)，其中通气模型用来测定 在进气道自由通流情况下飞机的内外流气动力，不通气模型则把进气道进口堵死并设计成 尖劈或尖锥状来测量飞机的外部气动力。由于在真实飞行条件下，航空发动机是以一定转速工作的，进气道出口具有一定 的压力即反压，反压的大小要大于飞机前方自由来由的静压。当发动机工况变化时，反压也 发生变化，此时进气道出口气流参数和气动力也相应发生变化，所以进气道的阻力应是在 出口有一定反压情况下的阻力。而目前在飞机模型风洞实验中所采用的气动力测量方法，不管是通气模型还是不 通气模型，都无法测得进气道真实的内外流阻力，所测得的阻力都不是发动机在实际工作 状态时进气道的真实阻力。因此实验所测得的飞机气动力，也与实际工作条件下飞机的气 动力有很大差异。
发明内容
本发明目的是提供一种可在同一套模型上进行进气道性能和阻力测量的实验技 术，该方法可应用于亚声速、超声速进气道，实验模型可以是全机模型，也可以是只包含前 机身/进气道在内的模型。本发明可以解决目前飞机设计时无法获知进气道的真实阻力的 问题，可用于不同进气道方案的阻力特性对比分析，从而获得飞机的真实推阻特性。本发明为实现上述目的，采用如下技术方案可在同一模型上进行测量的进气道实验装置，包括飞机机身、进气口、附面层隔 道、进气道内通道、内置盒式六分量应变天平、进气道出口总压测耙、机身测量段、流量调节锥、步进电机、支撑底座、风洞支撑、若干个静压孔，飞机机身上设置进气口，飞机机身上靠近进气口处设置附面层隔道，进气口向机身尾部延伸依次进入进气道内通道和机身测量 段，位于进气道内通道处的飞机机身上安装内置盒式六分量应变天平，位于机身测量段处 的飞机机身内壁上分别均布进气道出口总压测耙、静压孔，总压测耙前端和静压孔均位于 进气道出口截面、靠近飞机机身的尾部；机身测量段的尾部出口处设置流量调节锥，流量调 节锥通过驱动螺杆与步进电机连接；内置盒式六分量应变天平与步进电机分别设置在支撑 底座上，支撑底座设置在风洞支撑上。本发明的进气道内通道、机身测量段、流量调节锥位于同一轴线上。本发明的静压孔为8个、总压测耙探针为41个。基于可在同一模型上进行测量的进气道实验装置的工作方法，包括如下步骤第一步控制步行电机，使流量调节锥沿轴向移动，改变了机身测量段出口面积大 �。菇莱隹诜囱垢谋洌媒莱隹谧苎共獍也獾貌煌段皇苯莱隹诘淖苎� 分布，利用静压孔测得不同锥位时的静压值，从而计算得到进气道性能参数；第二步通过内置盒式六分量应变天平可测量风洞实验时模型所受的气动力；第三步根据进气道和发动机的共同工作匹配要求，可计算求得匹配点时进气道 的性能参数，并可获得其性能参数随流量系数的变化曲线。本发明采用上述技术方案，与现有技术相比具有如下的优点1)利用本发明可以在同一套模型上进行进气道出口性能和阻力测量实验，避免了 加工多个模型，而且目前飞机进气道的风洞模型实验都无法测量阻力，测阻力的飞机模型 无法测量进气道出口性能。2)本发明可以在一次风洞吹风中同时完成进气道出口性能和阻力测量，也可以分 两次吹风完成，即第一次吹风测量进气道出口性能，第二次吹风测量阻力。3)本发明可以测量进气道在不同流量下(即不同反压下)的阻力，获得其阻力值 随流量(或流量系数)的变化曲线，而目前的飞机进气道通流实验只能测得一个流量下的 阻力，而且通流情况下的阻力并不是真实工作条件下的阻力。
图1是一采用本发明的两侧进气的超声速进气道实验模型剖视图示意图。图2是一采用本发明的两侧进气的超声速进气道实验模型在风洞中的安装示意 图。图3是进气道实验模型测量段静压孔和总压耙位置示意图。图4是实验测得的进气道出口反压与流量系数关系曲线示意图。图5是实验测得的进气道阻力系数与流量系数关系曲线示意图。图中1、亚声速或超声速来流，2、飞机机身，3、进气口，4、附面层隔道，5、进气道内 通道，6、内置盒式六分量应变天平，7、进气道出口总压测耙，8、模型测量段，9、流量调节锥， 10、流量调节锥的步进电机，11、支撑底座，12、风洞支撑，13、静压孔。
具体实施例方式本发明将在下面对照附图给予更全面地说明，各图中所给出的是本发明的一个应用实例，而不应当解释成本发明仅局限于在此所述的应用实例。图中所给飞机进气道模型 为带前机身的、有附面层隔道的进气道模型，对于全机模型、无隔道进气道、有无机翼模型 也同样适用，本应用实例为两侧进气方式，对于腹下进气、背部进气、头部进气，以及单通道 (单发动机)、双通道(双发动机)进气道，本发明也可以予以实施。
—种可在同一模型上进行测量的进气道实验装置，其特征在于包括飞机机身2、进 气口 3、附面层隔道4、进气道内通道5、内置盒式六分量应变天平6、进气道出口总压测耙7、 机身测量段8、流量调节锥9、步进电机10、支撑底座11、风洞支撑12、若干个静压孔13，飞 机机身2上设置进气口 3，飞机机身2上靠近进气口 3处设置附面层隔道4，进气口 3向机 身尾部延伸依次进入进气道内通道5和机身测量段8，位于进气道内通道5处的飞机机身2 上安装内置盒式六分量应变天平6，位于机身测量段8处的飞机机身2内壁上分别均布进气 道出口总压测耙7、静压孔13，总压测耙前端和静压孔13均位于进气道出口截面、靠近飞机 机身2的尾部；机身测量段8的尾部出口处相对设置流量调节锥9，流量调节锥9通过驱动 螺杆与步进电机10连接；内置盒式六分量应变天平6与步进电机10分别设置在支撑底座 11上，支撑底座11设置在风洞支撑12上。进气道内通道5、机身测量段8、流量调节锥9位于同一轴线上。静压孔13为8个、总压测耙探针为41个。基于本发明的可在同一模型上进行测量的进气道实验装置的工作方法，包括如下 步骤第一步控制步行电机10，使流量调节锥9沿轴向移动，改变了机身测量段8出口 面积大�。菇莱隹诜囱垢谋洌媒莱隹谧苎共獍�7测得不同锥位时进气道出 口的总压分布，利用静压孔13测得不同锥位时的静压值，从而计算得到进气道性能参数， 如总压恢复系数σ和总压畸变指数DC6tl ；其中，总压恢复系数ο其定义为进气道出口截面平均总压与自由流总压之比值， 公式如下
*σ =—
*
Ao式中，ρ J为自由流来流总压，;^为进气道出口截面平均总压，；^采用流量平均等
方法计算。流量平均公式计算如下
5 「_ -,
_ Σ □气
* — y=i_
Pe~-5-
TrhJ
7=1式中，为第j环面上的流量，g为第j环面上的平均总压。总压畸变指数DC6tl的定义为<formula>formula see original document page 6</formula>式中，为进气道出口截面60°扇形中平均总压最低值，g为进气道出口截面 平均总压，f为进气道出口截面平均动压头。第二步通过内置盒式六分量应变天平6可测量风洞实验时模型所受的气动力 实验时，模型感受到的气动力通过应变天平转化为电信号，通过计算机进行数据采集和处 理，将天平输出的电信号转化为升力L和阻力D的大�。佣蟪瞿Ｐ偷纳枇ο凳Ｆ渲校ο凳ㄒ逦�<formula>formula see original document page 6</formula>
式中，L为升力，D为阻力，P 为来流密度，V00为来流速度，Aref为升阻力系数的计 算参考面积。第三步根据进气道和发动机的共同工作匹配要求，可计算求得匹配点时进气道 的性能参数，并可获得其性能参数随流量系数的变化曲线。图1示出一采用本发明的两侧进气的超声速进气道实验模型剖视图示意图。超声 速来流1经过飞机机身头部2，分两股进入进气道进口 3，经靠近机身表面的附面层隔道4 排出机身附面层，两侧气流经过进气道内通道5后汇合，内置式六分量应变天平6安装在模 型内部，进气道出口总压测耙7安装在机身测量段8上，进气道出口总压测耙7的探针前端 位于进气道出口截面，机身测量段出口通过流量调节锥9调节流通面积大小。图2示出一采用本发明的两侧进气的超声速进气道实验模型在风洞中的安装示 意图。流量调节锥9通过步进电机10驱动螺杆转动可使调节锥沿进气道出口轴线前后移 动，流量调节锥及步进电机与实验模型不接触，而是通过支撑底座11固定在风洞支撑12 上，保证调节锥所受气动力不会传到模型与天平上。图3示出进气道实验模型测量段静压孔和总压耙位置示意图。总压耙7呈米字形 布局，耙探针共41根，其中进气道出口中心点一根，其余40根按周向均布8根X径向5根 安装，探针径向位置根据等环面积法计算出相应半径。静压孔13与总压探针的周向位置对 应并且也按周向均布，静压孔垂直于测量段壁面，孔径0. 8 1. Omm0顺流方向看，总压耙面 积堵塞比应不大于进气道出口面积的5%。本发明可以在一次风洞吹风中同时完成进气道出口性能和阻力测量，也可以分两 次吹风完成，即第一次吹风测量进气道出口性能，第二次吹风测量阻力。分两次实验时，首 先测量进气道出口性能，可获得不同锥位下，即不同流量下的性能曲线，并可获得进气道出 口反压Pb与流量系数Φ的关系，如图4所示。在测力实验时拆除模型测量段的总压测耙，仅保留进气道出口截面的8个静压孔以测量出口截面平均静压，然后密封模型上的不用的测量孔并进行气密性检查，并对模型表面进行清洁处理。测力实验时，不同锥位的进气道出 口反压Pb不同，通过图4的关系换算，可求出对应的流量系数Φ，再根据实验测得的阻力系 数CD，即可获得进气道阻力系数Cd随流量系数Φ的变化曲线，如图4所示。采用本发明时，如果需要比较不同进气道方案的性能差异，只需要更换相应的进 气道�？椋谙嗤氖笛樘跫虏馐裕饬康玫降哪Ｐ偷淖枇Σ罴次赖淖枇Σ�。采用该进气道阻力测量技术，可以同时测量进气道的内部流场特性(如总压恢复 特性等)和进气道的阻力特性，由于有流量调节锥进行反压调节，可以真实模拟进气道阻 力随流量系数的变化，再通过求进气道特性曲线与发动机工作线的交点，即可获得进气道 在发动机匹配点的性能参数和阻力特性。上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制。因此凡是与 本发明设计思路相同的实施方式均在本发明的保护范围内。
权利要求
一种可在同一模型上进行测量的进气道实验装置，其特征在于包括飞机机身(2)、进气口(3)、附面层隔道(4)、进气道内通道(5)、内置盒式六分量应变天平(6)、进气道出口总压测耙(7)、机身测量段(8)、流量调节锥(9)、步进电机(10)、支撑底座(11)、风洞支撑(12)、若干个静压孔(13)，飞机机身(2)上设置进气口(3)，飞机机身(2)上靠近进气口(3)处设置附面层隔道(4)，进气口(3)向机身尾部延伸依次进入进气道内通道(5)和机身测量段(8)，位于进气道内通道(5)处的飞机机身(2)上安装内置盒式六分量应变天平(6)，位于机身测量段(8)处的飞机机身(2)内壁上分别均布进气道出口总压测耙(7)、静压孔(13)，总压测耙(7)前端和静压孔(13)均位于进气道出口截面、靠近飞机机身(2)的尾部；机身测量段(8)的尾部出口处设置流量调节锥(9)，流量调节锥(9)通过驱动螺杆与步进电机(10)连接；内置盒式六分量应变天平(6)与步进电机(10)分别设置在支撑底座(11)上，支撑底座(11)设置在风洞支撑(12)上。
2.根据权利要求1所述的可在同一模型上进行测量的进气道实验装置，其特征在于上 述进气道内通道(5)、机身测量段(8)、流量调节锥(9)位于同一轴线上。
3.根据权利要求1所述的可在同一模型上进行测量的进气道实验装置，其特征在于上 述静压孔(13)为8个、总压测耙(7)探针为41个。
4.基于权利要求1所述的可在同一模型上进行测量的进气道实验装置的工作方法，其 特征在于包括如下步骤第一步控制步行电机(10)，使流量调节锥(9)沿轴向移动，改变了机身测量段(8)出 口面积大�。菇莱隹诜囱垢谋洌媒莱隹谧苎共獍�(7)测得不同锥位时进气 道出口的总压分布，利用静压孔(13)测得不同锥位时的静压值，从而计算得到进气道性能 参数；第二步通过内置盒式六分量应变天平(6)可测量风洞实验时模型所受的气动力； 第三步根据进气道和发动机的共同工作匹配要求，可计算求得匹配点时进气道的性 能参数，并可获得其性能参数随流量系数的变化曲线。
全文摘要
可在同一模型上进行测量的进气道实验装置及工作方法，涉及亚声速和超声速进气道技术领域。本发明的飞机机身上设置进气口，飞机机身上靠近进气口处设置附面层隔道，位于进气道内通道处的飞机机身上安装内置盒式六分量应变天平，位于机身测量段处的飞机机身内壁上分别均布进气道出口总压测耙、静压孔，总压测耙前端和静压孔均位于进气道出口截面、靠近飞机机身的尾部；机身测量段的尾部出口处设置流量调节锥，流量调节锥通过驱动螺杆与步进电机连接。本发明可在同一套模型上进行进气道性能和阻力测量的实验技术，解决目前飞机设计时无法获知进气道的真实阻力的问题，可用于不同进气道方案的阻力特性对比分析，从而获得飞机的真实推阻特性。
文档编号G01M9/06GK101813554SQ20101013486
公开日2010年8月25日 申请日期2010年3月29日 优先权日2010年3月29日
发明者李博, 梁德旺, 黄国平 申请人:南京航空航天大学
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