一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法技术

本发明专利技术涉及风洞试验领域，公开了一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法，包括：选定飞行器模型的测量位置并开孔，安装稳态测压管和动态传感器；安装飞行器模型；安装多发进气道，开启真空引射，模拟飞行器的飞行速度流场，调节进气道流量达到各自试验所需流量，进气道内流场稳定后，进行动态和稳态压力采集，一个流量点采集完成；重复上述调节流量和采集压力步骤，采集下一个流量点，当流量点数量达到试验需求后关闭风洞流场、真空引射；调换多发进气道在飞行器模型上的位置，直到试验要求测试的所有位置全部进行完试验，试验结束。本发明专利技术解决了难以得出多发进气道之间相互不同位置和不同流量对各自进气道性能的影响。不同流量对各自进气道性能的影响。不同流量对各自进气道性能的影响。

【技术实现步骤摘要】
一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法


[0001]本专利技术涉及风洞试验领域，更具体地涉及一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法。

技术介绍

[0002]高涵道比、高效率的先进的动力装置是现代民用大型客机的心脏，作为动力装置重要组成部分的短舱进气道，对于整个民用动力客机装置的性能起着重要的作用。现今的民用大型客机一般为多发短舱进气道，一侧的多发进气道距离较近，如果其中一发进气道出现工作异常，例如无法正常工作、只能低速工作或损坏时，会对周边气动流场产生一定影响，进而对相邻的进气道和发动机的正常运行工作产生影响。
[0003]为了研究多发进气道之间相互不同位置和不同流量对各自进气道性能的影响，评估航空飞行器进气系统和动力装置系统的稳定性和安全性，必须进行飞行器多发进气道相互之间的干扰试验，但现有技术中并没有相关的试验方法。

技术实现思路

[0004]为解决现有技术中的上述技术问题，一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法，所述方法包括如下步骤：步骤一、选定飞行器模型的测量位置，在待测位置进行模型开孔，安装稳态测压管和动态传感器；步骤二、安装飞行器模型，达到试验所需的飞行器模型姿态；步骤三、安装多发进气道，将多发进气道连接相对应的测量段、管路和流量计；步骤四、开启真空引射，打开风洞调节阀门，开始模拟飞行器的飞行速度流场，当风洞流场稳定后，与各发进气道连接的流量计、管路、真空罐组成的进气道流量模拟系统调节进气道流量达到各自试验所需流量，进气道内流场稳定后，进行动态和稳态压力采集，一个流量点采集完成；重复上述调节流量和采集压力步骤，采集下一个流量点，当流量点数量达到试验需求后关闭风洞流场、真空引射；步骤五、调换多发进气道在飞行器模型上的位置，重复步骤四，直到所有位置全部进行完试验，试验结束。
[0005]所述管路的前端连接测量段，管路的后端连接所述流量计前端，所述流量计后端连接真空罐。
[0006]所述测量位置为飞行器模型的进气道入口机翼表面、进气道入口、进气道内表面和进气道出口。
[0007]所述飞行器模型由支撑杆支撑，支撑杆后端连接风洞的变迎角弯刀机构，前端通过变侧滑角装置连接支撑进气道模型和测量段，通过变迎角弯刀机构和变侧滑角装置可将进气道试验模型调节到试验时所需的迎角和侧滑角。
[0008]所述步骤一通过扫描阀测量压力，将压力载荷转化为电信号传输到压力采集系
统，并为每一个压力信号对应一个独立的压力处理通道。
[0009]所述多发进气道安装在短舱挂架上，短舱挂架安装在机翼下表面，所述机翼下表面按照进气道待安装的位置开螺丝孔，通过螺钉将短舱挂架安装在不同的螺丝孔处，可调节多发进气道的来实现多发进气道互相之间的位置变化。
[0010]所述步骤四中稳态压力采集是在测量段处测得的压力，该压力转换为进气道参数的方法为总压恢复系数σ等于进气道出口截面总压平均值除以自由流总压平均值；，进气道出口截面总压平均值则采用流量平均法求取；；为每个总压点测得的总压；为每个总压点测得的密流函数；为每个总压点代表的小面积；角标r代表测量耙数量，i代表每个测量耙测压点数量；测量段处通过总静压按流量平均法也可计算出一个流量系数，记为；；其中，为自由流总压平均值，为来流密流函数，为进气道参考面积。
[0011]本专利技术相对于现有技术具有如下有益效果：本专利技术公开了一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法，通过飞行器模型上加装多个可调节位置的进气道，多发进气道位置可变，可实现前后，左右位置变化；每个进气道都连接相对应的测量段、管路和流量计，可进行流量调节，风洞启动运行，待风洞形成稳定流场后，进行流量调节，飞行器模型的选定飞行器模型的进气道入口机翼表面、进气道入口、进气道内表面和进气道出口，在上述测量位置开孔，安装稳态测压管和动态传感器，通过扫描阀和动态传感器测量压力，获取各进气道对其他进气道周边模型表面、进气道内表面载荷和进气道性能的影响，分析进气道位置和流量对多发进气道之间干扰的影响。本专利技术形成一套对多发进气道之间相互干扰研究的试验方法，通过对比不同位置和流量条件下的各进气道壁面静压、进气道性能和畸变的指标，可以总结归纳出多发进气道干扰的影响，本专利技术提供的方法能够系统地开展多发进气道干扰影响的试验研究，进而评估航空飞行器进气系统和动力装置系统的稳定性和安全性，防止事故的发生。
附图说明
[0012]图1为本专利技术风洞中模拟多发干扰的进气道风洞试验装置示意图；图2为本专利技术中多发进气道布置安装示意图；图3为图2的俯视图；图4为图2的仰视图。
[0013]符号说明：1.真空罐、3.流量计、4.管路、5.弯刀机构、6.支撑杆、7.测量段、8.进气道模型、9.风洞洞壁、10.多发进气道、11.机翼、12.连接板、13.进气道支架。
具体实施方式
[0014]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本专利技术。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本专利技术的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本专利技术的概念。
[0015]结合附图1
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4，本专利技术公开了一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法，所述方法包括如下步骤：步骤一、选定飞行器模型的测量位置，在待测位置进行模型开孔，安装稳态测压管和动态传感器；步骤二、安装飞行器模型，达到试验所需的飞行器模型姿态；步骤三、安装多发进气道10，将多发进气道10连接相对应的测量段7、管路和流量计3；步骤四、开启真空引射，打开风洞调节阀门，开始模拟飞行器的飞行速度流场，当风洞流场稳定后，与各发进气道连接的流量计3、管路4、真空罐1组成的进气道流量模拟系统调节进气道流量达到各自试验所需流量，进气道内流场稳定后，进行动态和稳态压力采集，一个流量点采集完成；重复上述调节流量和采集压力步骤，采集下一个流量点，当流量点数量达到试验需求后关闭风洞流场、真空引射；步骤五、调换多发进气道10在飞行器模型上的位置，重复步骤四，直到所有位置全部进行完试验，试验结束。试验结束后，通过进气道测量得到的总静压和动态试验数据进行常规进气道参数处理，得到各自进气道性能参数，进行各自不同状态之间的进气道性能对比，可以得到多发进气道相互之间的干扰影响，进而评估航空飞行器进气系统和动力装置系统的稳定性和安全性，防止事故的发生。
[0016]所述管路4的前端连接测量段7，管路4的后端连接所述流量计3前端，所述流量计3后端连接真空罐1。通过流量计7调节并测量进气道流量，真空罐1内的真空气源对整个流量模拟系统提供后端的负压抽吸环境，使之达到试验所需流量。
[0017]所述测量位置为飞行器模型的进气道入口机翼11表面、进气道入口、进气道内表面和进气道出口。所述飞行器模型由支撑杆6支撑，支撑杆6后端连接风洞的变迎角弯刀机构5，前端通过变侧滑角装置连接支撑进气道模型8和测量段7，通过变迎角弯刀机构5和变侧滑角装置可将进气道试验模型调节到试验时所需的迎角和侧滑角。
[0018]所述本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种模拟多发干扰的进气道风洞试验方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤一、选定飞行器模型测量位置，在待测位置进行模型开孔，安装稳态测压管和动态传感器；步骤二、安装飞行器模型，达到试验所需的飞行器模型姿态；步骤三、安装多发进气道，将多发进气道连接相对应的测量段、管路和流量计；步骤四、开启真空引射，打开风洞调节阀门，开始模拟飞行器的飞行速度流场，当风洞流场稳定后，与各发进气道连接的流量计、管路、真空罐组成的进气道流量模拟系统调节进气道流量达到各自试验所需流量，进气道内流场稳定后，进行动态和稳态压力采集，一个流量点采集完成；重复上述调节流量和采集压力步骤，采集下一个流量点，当流量点数量达到试验需求后关闭风洞流场、真空引射；步骤五、调换多发进气道在飞行器模型上的位置，重复步骤四，直到所有位置全部进行完试验，试验结束。2.根据权利要求1所述的模拟多发干扰的进气道风洞试验方法，其特征在于，所述管路的前端连接测量段，管路的后端连接所述流量计前端，所述流量计后端连接真空罐。3.根据权利要求2所述的模拟多发干扰的进气道风洞试验方法，其特征在于，所述测量位置为飞行器模型的进气道入口机翼表面、进气道入口、进气道内表面和进气道出口。4.根据权利要求3所述的模拟多发干扰的进气道风洞试验方法，其特征在于，所述飞行器模型由支撑杆支撑，支撑杆后端连接风洞的变迎角弯刀机构，前端通过变侧滑角...

【专利技术属性】
技术研发人员：廖虹，马晓光，曹永飞，王争取，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：