CN106092495A - 风洞试验中飞行器机体阻力的测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种风洞试验中飞行器机体阻力的测量方法，用于测量吸气式一体化飞行器的机体阻力，所述的飞行器为通流模型，对推进流道内部通道进行简化、整流，获得均匀出口流场，应用动量法获得推进流道阻力，将风洞天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力，即得到飞行器机体阻力，从而实现一体化飞行器通气模型机体阻力的间接测量；本方法主要基于试验结果，有效地解决飞行器机体阻力测量问题，既避免了直接测量推进流道阻力产生的误差，也排除了计算复杂流场带来的不确定性。

Description

风洞试验中飞行器机体阻力的测量方法

技术领域

本发明属于空气动力学技术领域，尤其是一种风洞试验中飞行器机体阻力的测量方法。

背景技术

现有典型的吸气式一体化飞行器机身与发动机高度融合，如图1所示，1为机体一体化构型，其机身前下表面是发动机进气道前体压缩面2，机身后下表面是发动机尾喷管的后体膨胀面3，4为喷油，机体与发动机之间没有明显的分界线。

为研究飞行器的气动与发动机性能，需进行机体/发动机力界面划分。采用“noseto tail”的划分方法(罗金玲,周丹,康宏琳,等.典型气动问题试验方法研究的综述[J].空气动力学学报,2014,32(5):600～609.)，将一体化飞行器各部件的受力体系划归机体系统和推进系统。其中，机体系统包括机翼7、尾翼8、飞行器上表面和侧面9、发动机外罩10；推进系统包括前体进气道5、发动机唇口以后的内流道11和尾喷管12，如图2所示。

这种采用机体推进一体化气动布局形式的飞行器，机体系统和推进系统耦合紧密，风洞天平通常只能测得机体与推进流道的总阻力，想要直接测量飞行器机体阻力非常困难。目前，获取飞行器机体阻力的技术手段主要有以下两种：

一、采用通气飞行器模型在常规风洞中开展气动性能试验，获得飞行器冷态气动力数据，扣除模型推进流道阻力后即可得到机体阻力。

二、通过计算软件对飞行器在发动机通流工作状态的内外流场进行数值仿真，直接得到机体阻力的预测值。

对于通气飞行器模型的气动试验，这种方法最大的缺点是推进流道阻力的直接测量存在较大误差，而通过计算得到的推进流道阻力有很大的不确定度，因为发动机内部流动存在大量的分离流、漩涡等，是一种非定常复杂流动，计算精度不高。对于通过计算软件对飞行器内外流场进行数值模拟，这种方法的缺点主要是支架对气动力的计算精度影响大，另外网格质量对流场计算起着重要的作用，而目前对复杂外形生成质量较好的网格是非常困难的。

在一体化飞行器风洞试验中，高马赫数条件下，发动机尾喷管流场的静压值很低，流场方向不均匀，不易准确计算出口截面的动量，导致利用动量法获得推进流道阻力的方法实际应用困难。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种风洞试验中飞行器机体阻力的测量方法。

本发明的目的是通过以下技术方案实现：

一种风洞试验中飞行器机体阻力的测量方法，用于测量吸气式一体化飞行器的机体阻力，所述的飞行器为通流模型，对推进流道内部通道进行简化、整流，获得均匀出口流场，应用动量法获得推进流道阻力，将风洞天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力，即得到飞行器机体阻力。

作为优选方式，对推进流道内部通道进行简化的方式为把飞行器推进流道内部通道替换成一个简化流道，简化流道入口与飞行器进气道出口连接，简化流道出口与飞行器尾部平齐，简化流道由进气道出口开始扩张，形成扩张段，通过多孔整流板对内通道进行整流，整流板前形成正激波，正激波后方流场从超音速减速至亚音速，亚音速气流通过整流板后形成均匀的流场，出口处截面收缩使气流加速至一倍音速。

作为优选方式，多孔整流板距离简化流道扩张段出口的距离至少为整流板直径的两倍。这样给予气流一个缓冲距离，以免正激波反压回扩张段。

作为优选方式，所述简化流道为流量计。

作为优选方式，所述天平为盒式天平。

作为优选方式，用于测量出口静压的静压测点布置在出口截面上下壁面，总温总压耙位于简化流道出口截面后。

作为优选方式，利用动量法获得推进流道阻力的具体过程如下：

$D_{duct}=\underset{A_{10}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_e{u_e}^{2}dA-\underset{A_{\mathrm{\∞}}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{\∞}}{u_{\mathrm{\∞}}}^{2}dA+\underset{A_{10}}{\∫}(p_e-p_{\mathrm{\∞}})dA---\left(1\right)$

式中，D_duct是需要求解的推进流道阻力，ρ_e为简化流道出口的气流密度，ρ_∞为来流密度，u_e为简化流道出口的气流速度，u_∞为来流速度，P_e是出口截面的静压，P_∞是来流的静压，A_∞是流量捕获面积，A₁₀是简化流道出口截面面积，其中，ρ_e、u_e未知，需通过以下方程(2)、(3)求解：

${\mathrm{\ρ}}_e=\frac{P_e}{{\mathrm{RT}}_e}---\left(2\right)$

式中，R为通用气体常数(R＝287J/(kg·K))；T_e为简化流道出口气流温度，该值通过方程(4)得到：

$u_e={\mathrm{Ma}}_e\sqrt{{\mathrm{\γRT}}_e}---\left(3\right)$

式中，Ma_e为简化流道出口马赫数，该值通过方程(5)得到；γ为比热比，与来流气体组分相关，正常条件的空气下γ＝1.4；

$\frac{T_{e0}}{T_e}=1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2---\left(4\right)$

式中，出口总温T_e0由总温总压耙测得，Ma_e通过方程(5)得到，因此求得T_e的值：

$\frac{P_{e0}}{P_e}={(1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2)}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}---\left(5\right)$

式中，通过试验测量测得简化流道出口截面静压P_e、总压P_e0，γ为常数，因此求得Ma_e；根据方程(1)得到推进流道阻力D_duct后，即通过方程(6)得到飞行器机体阻力D_ext；D_all为天平测得的飞行器模型总阻力：

D_all＝D_ext+D_duct (6)。

本发明的有益效果为：本发明用简化流道替换推进流道内部通道，利用简化流道对内部通道流场进行整流，获得较为均匀的出口流场，再应用动量法的测量方案，通过直接测量和间接计算，获得推进流道阻力，再利用天平测得的总阻力减去推进流道阻力，从而实现一体化飞行器通气模型机体阻力的间接测量。本方法主要基于试验结果，有效地解决一体化飞行器机体阻力测量问题，既避免了直接测量推进流道阻力产生的误差，也排除了计算复杂流场带来的不确定性。

附图说明

图1为机体推进一体化飞行器示意图；

图2为一体化飞行器nose to tail力界划分方法示意图；

图3为流量计与天平安装位置示意图；

图4为测量设备安装位置示意图。

1为机体一体化构型，2为前体压缩面，3为后体膨胀面，4为喷油，5为前体进气道，6为唇口，7为机翼，8为尾翼，9为飞行器上表面和侧面，10为发动机外罩，11为发动机唇口以后的内流道，12为尾喷管，13为进气道，14为扩张段，15为多孔整流板，16为流量计，17为天平，18为静压测点，19为总温总压耙。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。

本实施例提供一种风洞试验中飞行器机体阻力的测量方法，用于测量吸气式一体化飞行器的机体阻力，所述的飞行器为通流模型，对推进流道内部通道进行简化、整流，获得均匀出口流场，应用动量法获得推进流道阻力，将风洞天平17测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力，即得到飞行器机体阻力。

如图3所示，对推进流道内部通道进行简化的方式为把飞行器推进流道内部通道替换成一个简化流道，简化流道入口与飞行器进气道13出口连接，简化流道出口与飞行器尾部平齐，简化流道由进气道出口开始扩张，形成扩张段14，通过多孔整流板15对内通道进行整流，整流板15前形成正激波，正激波后方流场从超音速减速至亚音速，亚音速气流通过整流板后形成均匀的流场，出口处截面收缩使气流加速至一倍音速。

进一步的，本实施例中所述简化流道为流量计16。流量计入口与进气道出口相连接，流量计出口与飞行器模型尾部平齐，如图3所示。不用流量计，采用其他简化流道也可以应用此方案。

多孔整流板15距离简化流道扩张段出口的距离至少为整流板直径的两倍。这样给予气流一个缓冲距离，以免正激波反压回扩张段。

所述天平17为盒式天平。天平外形尺寸采用扁平结构。流量计内通道由进气道出口截面逐渐转为圆截面，通过多孔整流板对内通道进行整流，获得较为均匀的出口流场，出口处截面收缩形成音速喷嘴。

用于测量出口静压的静压测点18布置在出口截面上下壁面，总温总压耙19位于简化流道出口截面后。如图4所示。

利用动量法获得推进流道阻力的具体过程如下：

$D_{duct}=\underset{A_{10}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_e{u_e}^{2}dA-\underset{A_{\mathrm{\∞}}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{\∞}}{u_{\mathrm{\∞}}}^{2}dA+\underset{A_{10}}{\∫}(p_e-p_{\mathrm{\∞}})dA---\left(1\right)$

式中，D_duct是需要求解的推进流道阻力，ρ_e为流量计出口的气流密度，ρ_∞为来流密度，u_e为流量计出口的气流速度，u_∞为来流速度，P_e是出口截面的静压，P_∞是来流的静压，A_∞是流量捕获面积，A₁₀是流量计出口截面面积，其中，ρ_e、u_e未知，需通过以下方程(2)、(3)求解：

${\mathrm{\ρ}}_e=\frac{P_e}{{\mathrm{RT}}_e}---\left(2\right)$

式中，R为通用气体常数(R＝287J/(kg·K))；T_e为流量计出口气流温度，该值通过方程(4)得到：

$u_e={\mathrm{Ma}}_e\sqrt{{\mathrm{\γRT}}_e}---\left(3\right)$

式中，Ma_e为流量计出口马赫数，该值通过方程(5)得到；γ为比热比，与来流气体组分相关，正常条件的空气下γ＝1.4；

$\frac{T_{e0}}{T_e}=1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2---\left(4\right)$

式中，出口总温T_e0由总温总压耙测得，Ma_e通过方程(5)得到，因此知T_e的值：

$\frac{P_{e0}}{P_e}={(1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2)}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}---\left(5\right)$

式中，通过试验测量测得出口截面静压P_e、总压P_e0，γ为常数，因此求得Ma_e；根据方程(1)得到推进流道阻力D_duct后，即通过方程(6)得到飞行器机体阻力D_ext；D_all为天平测得的飞行器模型总阻力：

D_all＝D_ext+D_duct (6)。

本实施例用简化流道替换推进流道内部通道，利用简化流道对内部通道流场进行整流，获得较为均匀的出口流场，再应用动量法的测量方案，通过直接测量和间接计算，获得推进流道阻力，再利用天平测得的总阻力减去推进流道阻力，从而实现一体化飞行器通气模型机体阻力的间接测量。本方法主要基于试验结果，有效地解决飞行器机体阻力测量问题，既避免了直接测量推进流道阻力产生的误差，也排除了计算复杂流场带来的不确定性。

上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (7)

1.一种风洞试验中飞行器机体阻力的测量方法，用于测量吸气式一体化飞行器的机体阻力，所述的飞行器为通流模型，其特征在于：对推进流道内部通道进行简化、整流，获得均匀出口流场，应用动量法获得推进流道阻力，将风洞天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力，即得到飞行器机体阻力。

2.如权利要求1所述的测量方法，其特征在于：对推进流道内部通道进行简化的方式为把飞行器推进流道内部通道替换成一个简化流道，简化流道入口与飞行器进气道出口连接，简化流道出口与飞行器尾部平齐，简化流道由进气道出口开始扩张，形成扩张段，通过多孔整流板对内通道进行整流，整流板前形成正激波，正激波后方流场从超音速减速至亚音速，亚音速气流通过整流板后形成均匀的流场，出口处截面收缩使气流加速至一倍音速。

3.如权利要求2所述的测量方法，其特征在于：多孔整流板距离简化流道扩张段出口的距离至少为整流板直径的两倍。

4.如权利要求2所述的测量方法，其特征在于：所述简化流道为流量计。

5.如权利要求1所述的测量方法，其特征在于：所述天平为盒式天平。

6.如权利要求2所述的测量方法，其特征在于：用于测量出口静压的静压测点布置在出口截面上下壁面，总温总压耙位于简化流道出口截面后。

7.如权利要求2所述的测量方法，其特征在于：利用动量法获得推进流道阻力的具体过程如下：

$D_{duct}=\underset{A_{10}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_e{u_e}^{2}dA-\underset{A_{\mathrm{\∞}}}{\∫}{\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{\∞}}{u_{\mathrm{\∞}}}^{2}dA+\underset{A_{10}}{\∫}(p_e-p_{\mathrm{\∞}})dA---\left(1\right)$

式中，D_duct是需要求解的推进流道阻力，ρ_e为简化流道出口的气流密度，ρ_∞为来流密度，u_e为简化流道出口的气流速度，u_∞为来流速度，P_e是出口截面的静压，P_∞是来流的静压，A_∞是流量捕获面积、A₁₀是简化流道出口截面面积，其中，ρ_e、u_e未知，需通过以下方程(2)、(3)求解：

${\mathrm{\ρ}}_e=\frac{P_e}{{\mathrm{RT}}_e}---\left(2\right)$

式中，R为通用气体常数(R＝287J/(kg·K))；T_e为简化流道出口气流温度，该值通过方程(4)得到：

$u_e={\mathrm{Ma}}_e\sqrt{{\mathrm{\γRT}}_e}---\left(3\right)$

式中，Ma_e为简化流道出口马赫数，该值通过方程(5)得到；γ为比热比，与来流气体组分相关，正常条件的空气下γ＝1.4；

$\frac{T_{e0}}{T_e}=1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2---\left(4\right)$

式中，出口总温T_e0由总温总压耙测得，Ma_e通过方程(5)得到，因此知T_e的值：

$\frac{P_{e0}}{P_e}={(1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_e}^2)}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}---\left(5\right)$

式中，通过试验测量获得出口截面静压P_e、总压P_e0，γ为常数，因此求得Ma_e；根据方程(1)得到推进流道阻力D_duct后，即通过方程(6)得到飞行器机体阻力D_ext；D_all为天平测得的飞行器模型总阻力：

D_all＝D_ext+D_duct (6)。