【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于低速风洞试验，具体涉及一种低速风洞进气道非定常试验装置及其试验方法。
技术介绍
1、飞机进气道的基本功能是使迎面流入进气道的高速气流降低速度增加压力，提供发动机所需的合适的空气流量。当飞机在进行低亚音速快速俯仰运动时，发动机处于大迎角、大流量、大推力状态。此时飞机进气道唇口分离严重，气动参数表现出较强的迟滞特性。常规的进气道风洞试验，采用固定姿态的定常方式进行进气道性能参数评估，无法准确评估进气道机动状态非定常性能参数变化。因此需开展一种低速风洞进气道非定常试验方法，以获取非定常运动过程中进气道瞬态参数的变化。
技术实现思路
1、本专利技术要解决的问题是准确评估进气道机动状态非定常性能参数变化，提出一种低速风洞进气道非定常试验装置及其试验方法。
2、为实现上述目的，本专利技术通过以下技术方案实现：
3、一种低速风洞进气道非定常试验装置，包括第一偏航马达、装置底盘、俯仰马达、偏航弯刀、俯仰通气动密封管路、回转轴承、俯仰通气支杆、进气道模型、进气道测量段、回转通气管路、流量模拟测量装置、第二偏航马达；
4、所述第一偏航马达的下端连接装置底盘，所述第一偏航马达的左侧面连接偏航弯刀的一端，所述偏航弯刀的另一端连接俯仰马达，所述俯仰马达连接第二偏航马达，所述第一偏航马达的上端连接回转通气管路，所述第一偏航马达、装置底盘、俯仰马达、偏航弯刀构成双自由度运动支撑系统；
5、所述俯仰通气动密封管路、回转轴承、俯仰通气支杆构成动态通气支撑
6、所述进气道测量段的另一端连接进气道模型。
7、进一步的，所述俯仰通气动密封管路的输入端设置有多个凹槽，用于安装导向环和密封圈。
8、进一步的，所述第一偏航马达连接主控计算机，所述主控计算机连接采集上位机，所述采集上位机连接hbm高速处理器，所述hbm高速处理器控制角位移传感器和动态压力传感器，所述角位移传感器安装于俯仰马达中，所述动态压力传感器安装于进气道测量段中，所述主控计算机、上位机、hbm高速处理器构成数据采集系统。
9、进一步的，所述流量模拟测量装置包括流量计，流量计上总测点、静压测点均采用动态压力传感器进行脉动压力数据测量，所述流量计为文丘里流量计。
10、一种低速风洞进气道非定常试验方法，依托于所述的一种低速风洞进气道非定常试验装置实现，包括如下步骤：
11、s1. 在风洞内安装所述的一种低速风洞进气道非定常试验装置；
12、s2. 模拟进气道实验环境：控制风洞内风速稳定至预定风速后，开启流量模拟测量装置，调节流量模拟测量装置使回转通气管路内的流量达到预先设定流量，实现进气道模型的进气道处于真实发动机进气道相同的实验状态，然后保持风洞内风速稳定，待用；
13、s3. 稳定进气道实验测试：基于步骤s2调整的稳定风速的进气道实验环境，进行稳定进气道实验，在全部试验角度范围内按照固定角度间隔调节双自由度运动支撑系统，采集压力测点数据，计算进气道定常飞行状态下的试验流量系数；
14、s4. 机动状态实验测试：完成步骤s3的进气道定常飞行状态下的试验流量系数采集后，启动双自由度运动支撑系统的俯仰马达、偏航马达，使进气道模型按照预先设定的迎角与侧滑角组合变化状态进行连续角度变化，进行非定常运动状态实验测试，采集非定常运动状态下的各个测点的脉动压力数据以及模型姿态数据；
15、s5. 基于步骤s4采集的非定常运动状态下的各个测点的脉动压力数据以及模型姿态数据，进行非定常参数计算；
16、s6. 对步骤s5得到的非定常参数进行数据处理，得到低速风洞进气道非定常试验结果。
17、进一步的，步骤s3的具体实现方法包括如下步骤：
18、s3.1. 基于步骤s2调整的稳定风速的进气道实验环境，在有风速的状态下进行压力测点数据的采集；
19、s3.2. 计算进气道定常飞行状态下的试验流量系数，包括全动态压力测量段流量系数与流量模拟测量装置流量系数，的计算过程的公式为：
20、 （1）
21、 （2）
22、 （3）
23、 （4）
24、 （5）
25、其中，表示全动态压力测量段总压平均值，表示风洞总压，表示全动态压力测量段第 i点总压值，表示全动态压力测量段第 i点的流量函数，表示进气道测量段第 i点总压测点所对应的微元面积，q(π)表示流量函数，表示全动态测量段压比，表示全动态压力测量段静压平均值，表示全动态压力测量段通气截面积，表示模型进气道喉部面积，表示全动态测量段第 j个静压测点，表示全动态测量段上静压点数量；
26、流量模拟测量装置流量系数的计算过程的公式为：
27、 （6）
28、 （7）
29、 （8）
30、 （9）
31、其中，表示流量计总压平均值，表示流量计的流量函数，表示流量计通气截面积，表示流量计第 i个测量耙上第 j个测点总压，表示流量计压比，表示流量计静压平均值，表示流量计第 j点静压值。
32、进一步的，步骤s4的具体实现方法包括如下步骤：
33、s4.1. 进行机动状态实验测试：进气道模型机动状态模拟保持与真实飞机的斯特劳哈尔数一致，即满足进气道模型机与真实飞机间的减速频率相等，斯特劳哈尔数的公式为：
34、 (10)
35、其中， k表示斯特劳哈尔数， f表示进气道模型振荡圆频率， l表示进气道模型缩比， 本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种低速风洞进气道非定常试验装置，其特征在于，包括第一偏航马达（1）、装置底盘（2）、俯仰马达（3）、偏航弯刀（4）、俯仰通气动密封管路（5）、回转轴承（6）、俯仰通气支杆（7）、进气道模型（8）、进气道测量段（9）、回转通气管路（10）、流量模拟测量装置（11）、第二偏航马达（12）；
2.根据权利要求1所述的一种低速风洞进气道非定常试验装置，其特征在于，所述俯仰通气动密封管路（5）的输入端设置有多个凹槽，用于安装导向环（502）和密封圈（501）。
3.根据权利要求2所述的一种低速风洞进气道非定常试验装置，其特征在于，所述第一偏航马达（1）连接主控计算机（12），所述主控计算机（12）连接采集上位机（13），所述采集上位机（13）连接HBM高速处理器（14），所述HBM高速处理器（14）控制角位移传感器（15）和动态压力传感器（16），所述角位移传感器（15）安装于俯仰马达（3）中，所述动态压力传感器（16）安装于进气道测量段（9）中，所述主控计算机（12）、上位机（13）、HBM高速处理器（14）构成数据采集系统。
4.根据权利要求3
5.一种低速风洞进气道非定常试验方法，依托于权利要求1-4之一所述的一种低速风洞进气道非定常试验装置实现，其特征在于，包括如下步骤：
6.根据权利要求5所述的一种低速风洞进气道非定常试验方法，其特征在于，步骤S3的具体实现方法包括如下步骤：
7.根据权利要求6所述的一种低速风洞进气道非定常试验方法，其特征在于，步骤S4的具体实现方法包括如下步骤：
8.根据权利要求7所述的一种低速风洞进气道非定常试验方法，其特征在于，步骤S5的具体实现方法包括如下步骤：
9.根据权利要求8所述的一种低速风洞进气道非定常试验方法，其特征在于，步骤S6的数据处理方法为切片化处理方法。
...【技术特征摘要】
1.一种低速风洞进气道非定常试验装置，其特征在于，包括第一偏航马达（1）、装置底盘（2）、俯仰马达（3）、偏航弯刀（4）、俯仰通气动密封管路（5）、回转轴承（6）、俯仰通气支杆（7）、进气道模型（8）、进气道测量段（9）、回转通气管路（10）、流量模拟测量装置（11）、第二偏航马达（12）；
2.根据权利要求1所述的一种低速风洞进气道非定常试验装置，其特征在于，所述俯仰通气动密封管路（5）的输入端设置有多个凹槽，用于安装导向环（502）和密封圈（501）。
3.根据权利要求2所述的一种低速风洞进气道非定常试验装置，其特征在于，所述第一偏航马达（1）连接主控计算机（12），所述主控计算机（12）连接采集上位机（13），所述采集上位机（13）连接hbm高速处理器（14），所述hbm高速处理器（14）控制角位移传感器（15）和动态压力传感器（16），所述角位移传感器（15）安装于俯仰马达（3）中，所述动态压力传感器（16）安装于进气道测量段（9）中，所述主控计算机（12）、...
【专利技术属性】
技术研发人员：王献策，唐滨滨，杜希奇，郑然舜，江焕龙，刘郡郡，宋彦霆，李长坤，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：
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