CN107655691B - 一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本公开提供了一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置及方法，该装置包括：管道，用于放置爆炸源；进气道，所述进气道的进气口与所述管道密封连接；压力传感器，设置在所述进气道的进气口，用于实时监测所述爆炸源产生的冲击波传输至所述进气道的进气口的压力数值；应变片，设置在所述进气道的表面，用于实时监测所述进气道在所述爆炸源产生的冲击波的作用过程中的应变值。本公开提供了一种完善的考核进气道在锤击波作用下的力学性能的工程试验装置和方法，且试验装置简单，试验方法简单，成本低。
Description
技术领域
本公开涉及可靠性试验技术领域，尤其涉及一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置及方法。
背景技术
航空发动机一直以来被称为飞机的心脏，当航空发动机严重偏离设计工作状态、压气机前后流通能力不匹配时，压气机内就会出现叶片边界层流动分离现象，甚至进一步发展成旋转失速状态直至喘振状态。由此可见，喘振是发动机的一种不稳定工作状态。在飞行器发生喘振时，发动机将会出现振动，发出低沉的噪声，燃气温度急剧升高，转速摆动或下降，严重时会造成发动机停车。
在飞行器高速(Ma＞0.6)飞行状态下，当发动机发生强喘振，流量突然减少并伴随压气机高压能量的释放时，发动机进口会在稳态流动压力基础上瞬间(毫秒量级)产生额外的压力升高。压力升高的大小会导致强弱不同的激波，该激波会快速地向进气道上游传播，称为锤激波，其对进气道产生的载荷被称为锤激波载荷。虽然锤激波并不常见，但在战斗机进气道结构设计中是决定性因素之一。
目前，主要通过CFD(计算流体动力学)软件进行数值模拟分析的方式考核进气道在锤击波作用下的力学性能，还没有具体的考核进气道在锤击波作用下的力学性能的工程试验装置和方法。此外，由于锤击波的载荷是在极短的时间内(小于15ms)增大并作用于进气道，因此，在考核进气道在锤击波作用下的力学性能时，如何在极短的时间内(小于15ms)使作用于进气道的载荷增加至指定载荷为本工程试验的技术难点。
需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
本公开的目的在于提供一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置及方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。
根据本公开的一个方面，提供一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置，包括：
管道，用于放置爆炸源；
进气道，所述进气道的进气口与所述管道密封连接；
压力传感器，设置在所述进气道的进气口，用于实时监测所述爆炸源产生的冲击波传输至所述进气道的进气口的压力数值；
应变片，设置在所述进气道的表面，用于实时监测所述进气道在所述爆炸源产生的冲击波的作用过程中的应变值。
在本公开的一种示例性实施例中，所述装置还包括：
多个固定部件，用于固定所述进气道以及所述管道。
在本公开的一种示例性实施例中，所述装置还包括：
数据采集系统，分别与所述压力传感器和所述应变片连接，用于采集所述压力传感器监测到的压力数值以及所述应变片监测到的应变值。
在本公开的一种示例性实施例中，所述管道为一实心圆柱体去掉一实心的圆锥体的剩余部分。
在本公开的一种示例性实施例中，所述压力传感器为高频压力传感器。
在本公开的一种示例性实施例中，所述进气道的进气口与所述管道通过密封胶进行密封连接。
在本公开的一种示例性实施例中，所述压力传感器的数量为多个。
在本公开的一种示例性实施例中，所述应变片的数量为多个。
根据本公开的一个方面，提供一种飞行器进气道喘振锤击波试验方法，应用于所述飞行器进气道喘振锤击波试验装置，所述方法包括：
控制管道中的爆炸源爆炸，以使所述爆炸源爆炸产生的冲击波通过所述管道传输至所述进气道，其中，所述爆炸源爆炸产生的冲击波与所述喘振产生的锤击波原理相同；
通过压力传感器实时监测所述冲击波传输至所述进气道的进气口的压力数值，并通过应变片实时监测所述进气道在所述冲击波的作用过程中的应变值；
根据所述压力传感器监测到的压力数值并结合所述应变片监测到的应变值验证所述进气道的力学性能。
在本公开的一种示例性实施例中，所述爆炸源爆炸产生的冲击波的压力的计算公式如下：
其中，△p为所述爆炸源爆炸产生的冲击波的压力，
为所述进气道的进气口距所述爆炸源的距离与所述爆炸源的质量的立方根之比。
本公开一种示例实施例提供的一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置及方法。通过爆炸源爆炸产生的冲击波的压力模拟喘振产生的锤击波的载荷，并通过压力传感器实时监测冲击波的压力数值、通过应变片实时监测进气道在冲击波的作用过程中的应变值，以使试验人员根据压力数值以及应变值研究进气道的力学性能。一方面，提供了一种完善的考核进气道在锤击波作用下的力学性能的工程试验装置和方法；另一方面，由于爆炸源爆炸产生的冲击波与所述喘振产生的锤击波原理相同，(即均为在短时间内增加的冲击波，且压力和时间的评价一致)，因此，可以通过爆炸源爆炸产生的冲击波的压力模拟喘振产生的锤击波的载荷，解决了背景技术中的如何在极短的时间内(小于15ms)使作用于进气道的载荷增加至指定载荷的技术难点；又一方面，该试验装置结构简单，便于试验人员安装和调试，且成本低；再一方面，由于该试验方法的步骤简单，进一步的降低了试验成本。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。
附图说明
通过参照附图来详细描述其示例性实施例，本公开的上述和其它特征及优点将变得更加明显。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。在附图中：
图1为本公开一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置的示意图；
图2为本公开一种飞行器进气道喘振锤击波试验方法的流程图。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例；相反，提供这些实施例使得本公开将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、材料、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知结构、方法、装置、实现、材料或者操作以避免模糊本公开的各方面。
此外，附图仅为本公开的示意性图解，并非一定是按照比例绘制。图中相同的附图标记标识相同或相似的部分，因而将省略对它们的重复描述。
本示例性实施例中首先公开了一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置，参照图1所示，该飞行器进气道喘振锤击波试验装置可以包括：管道1、进气道2、压力传感器3、应变片(图中未示出)。其中：
管道1可以用于放置爆炸源5；
进气道2，所述进气2的进气口与所述管道1密封连接；
压力传感器3可以设置在所述进气道2的进气口，用于实时监测所述爆炸源5产生的冲击波传输至所述进气道2的进气口的压力数值；
应变片可以设置在所述进气道2的表面，用于实时监测所述进气道2在所述爆炸源5产生的冲击波的作用过程中的应变值。
在本示例性实施例提供的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，一方面，提供了一种完善的考核进气道在锤击波作用下的力学性能的工程试验装置；另一方面，该试验装置结构简单，便于试验人员安装和调试，且成本低。
下面，参考图1对本示例性实施例中的飞行器进气道喘振锤击波试验装置的各部分进行更详细的说明。
管道1可以用于放置爆炸源5。
在本示例性实施例中，所述管道1可以选择高强度且高韧性的材料，例如，高合金钢、中合金钢等。所述管道1可以为一实心圆柱体去掉一实心的圆锥体的剩余部分，且所述实现圆柱体的高度与所述实心圆锥体的高度相同，所述实心圆柱体的底面的半径与所述实心圆锥体的底面的半径相等。所述管道1还可以为一具有一预设厚度的圆锥体，所述预设厚度可以根据实验的要求进行设置，例如，可以为10厘米，也可以为15厘米，本示例性实施例对此不作特殊限定。
进气道2，所述进气2的进气口与所述管道1密封连接。
在本示例性实施例中，为了避免泄露爆炸源5爆炸产生的冲击波，以使爆炸源5爆炸产生的冲击波的压力全部作用于所述进气道2，所述进气道2的进气口与所述管道1密封连接。具体的，所述进气道2的进气口与所述管道1可以通过密封胶进行密封连接，所述进气道2的进气口与所述管道1还可以通过密封条等可以起到密封作用的材料进行密封连接。所述进气道2例如可以为亚声速进气道、超声速进气道、三维轴对称进气道或二维轴对称等进气道等，本示例性实施例对此不作特殊限定。
压力传感器3可以设置在所述进气道2的进气口，用于实时监测所述爆炸源5产生的冲击波传输至所述进气道2的进气口的压力数值。
在本示例性实施例中，所述压力传感器3可以实时监测冲击波传输至所述进气道2的进气口的时间和该时间点的压力数值。所述压力传感器3还可以以一侦测频率侦测冲击波传输至所述进气道的进气口的时间和该时间点的压力数值。所述侦测频率可以根据试验的具体需求进行设置，需要说明的是，为了能够监测到更为精确的数值，所述压力传感器3可以为高频压力传感器，以防止由于压力传感器的监测频率过低，而遗漏关键数值。所述压力传感器3可以通过螺栓、螺杆、卡扣等固定部件固定在进气道的进气口，所述压力传感器还可以通过粘贴的方式固定在进气道的进气口，本示例性实施例对此不作特殊限定。需要说明的是，所述压力传感器3的固定为可拆卸的固定，以使试验人员根据进气道的类型以及试验的具体要求调整压力传感器3的固定位置。所述压力传感器例如可以为半导体压力传感器或静电容量型压力传感器等，本示例性实施例对此不作特殊限定。
进一步的，为了能够获取进气口的不同位置的压力数值，以获取更为准确的数值，所述压力传感器3的数量可以为多个，即可以根据试验对数据的准确度的要求选择压力传感器3的数量以及各压力传感器3的安装位置，例如，可以在进气口设置两个压力传感器3，也可以在进气道口设置四个压力传感器3，本示例性实施例对此不作特殊限定。
应变片可以设置在所述进气道的表面，用于实时监测所述进气道2在所述爆炸源产生的冲击波的作用过程中的应变值。
在本示例性实施例中，所述应变片可以为电阻应变片，通过检测所述电阻应变片的电阻的变化量来计算所述进气道的应变值。所述电阻应变片例如可以为丝式电阻应变片，也可以为箔式电阻应变片，还可以为薄膜型电阻应变片等，本示例性实施例对此不作特殊限定。需要说明的是，所述应变片还可以为光学应变片。所述应变片可以通过粘贴或焊接等方式设置在进气道的表面。
为了获取进气道的不同位置在冲击波的作用过程中的应变值，所述应变片的数量可以为多个，其中，各应变片的设置位置可以由试验人员根据试验目标确定。
综上所述，本公开提供了一种完善的考核进气道在锤击波作用下的力学性能的工程试验装置；此外，该试验装置结构简单，便于试验人员安装和调试，且成本低。
在此基础上，该飞行器进气道喘振锤击波试验装置还可以包括：多个固定部件4。所述多个固定部件4可以用于固定所述进气道2以及所述管道1。
在本示例性实施例中，所述固定部件4的数量可以根据进气道的长度、管道的长度以及试验对固定强度的需求确定。例如，管道1和进气道2的长度越长，固定部件4的数量就越多。所述各固定部件4的位置可以根据管道1和进气道2的形状和长度进行调整。所述各固定部件4的高度也可以调整，以满足对不同形状的进气道2的固定需求。所述各固定部件4为可拆卸的固定部件，以使试验人员可以根据进气道2的类型和管道1的形状调整固定部件的位置。所述固定部件4的材料可以选择高强度且能够起到固定和支撑作用的材料，例如，钢、铁等。
在此基础上，该飞行器进气道喘振锤击波试验装置还可以包括：数据采集系统，该数据采集系统分别与所述压力传感器3和所述应变片连接，用于采集所述压力传感器3监测到的压力数值以及所述应变片监测到的应变值。
在本示例性实施例中，所述数据采集系统采集所述压力传感器监测到的时间以及该时间点的压力数值，以使试验人员根据时间以及该时间点的压力数值判断爆炸源爆炸产生的冲击波是否在极短的时间内增加至指定压力。所述数据采集系统采集所述应变片监测到的应变值，以使试验人员可以根据应变值并结合所述压力数值分析所述进气道的力学性能。
在本公开的示例性实施例中，如图2所示，还提供了一种飞行器进气道喘振锤击波试验方法，应用于如图1所示的所述飞行器进气道喘振锤击波试验装置，该方法可以包括以下步骤：
步骤S1，控制管道中的爆炸源爆炸，以使所述爆炸源爆炸产生的冲击波通过所述管道传输至所述进气道，其中，所述爆炸源爆炸产生的冲击波与所述喘振产生的锤击波原理相同。
在本示例性实施例中，可以通过引线、引爆装置等控制管道中的爆炸源爆炸。所述爆炸源可以为TNT(三硝基甲苯)炸药，还可以为硝胺炸药等，本示例性实施例对此不作特殊限定。
所述爆炸源爆炸产生的冲击波与所述喘振产生的锤击波原理相同，即爆炸源爆炸产生的冲击波与所述喘振产生的锤击波均为在短时间内增加的冲击波，且压力和时间的评价一致。因此，可以通过爆炸源爆炸产生的冲击波的压力模拟喘振产生的锤击波的载荷，解决了背景技术中的如何在极短的时间内(小于15ms)使作用于进气道的载荷增加至指定载荷的技术难点。
进一步的，所述爆炸源爆炸产生的冲击波的压力的计算公式如下：
其中，△p为所述爆炸源爆炸产生的冲击波的压力，
为所述进气道的进气口距所述爆炸源的距离R与所述爆炸源的质量的立方根之比。
通过上述公式，可以使试验人员根据进气道的进气口距所述爆炸源的距离R和爆炸源的质量计算所述爆炸源产生的冲击波的压力；还可以使试验人员根据爆炸源产生的冲击波的压力并结合上述公式计算爆炸源的质量；还可以使试验人员根据所述爆炸源的质量并结合上述公式计算所述爆炸源爆炸产生的冲击波的压力。为了得到更为精确的爆炸源的质量，在通过上述计算公式计算出爆炸源的质量后，可以通过数值仿真方法，例如CFD(计算流体动力学)，对爆炸源的质量进行验证和调整。通过对爆炸源的质量的验证和调整，可以提高试验的效率、数据的准确性，进而节约试验资源，降低试验成本。
步骤S2，通过压力传感器实时监测所述冲击波传输至所述进气道的进气口的压力数值，并通过应变片实时监测所述进气道在所述冲击波的作用过程中的应变值。
步骤S3，根据所述压力传感器监测到的压力数值并结合所述应变片监测到的应变值验证所述进气道的力学性能。
综上所述，本公开提供了一种完善的考核进气道在锤击波作用下的力学性能的工程试验方法；其次，由于爆炸源爆炸产生的冲击波与所述喘振产生的锤击波原理相同，(即均为在短时间内增加的冲击波，且压力和时间的评价一致)，因此，可以通过爆炸源爆炸产生的冲击波的压力模拟喘振产生的锤击波的载荷，解决了背景技术中的如何在极短的时间内(小于15ms)使作用于进气道的载荷增加至指定载荷的技术难点；此外，由于该试验方法的步骤简单，进一步的降低了试验成本。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施例。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由权利要求指出。
应当理解的是，本公开并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本公开的范围仅由所附的权利要求来限。
Claims (9)
1.一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，包括：
管道，所述管道内放置爆炸源，其中，所述爆炸源爆炸产生的冲击波的压力的计算公式如下，以使所述爆炸源爆炸产生的冲击波与所述喘振产生的锤击波原理相同：
其中，△p为所述爆炸源爆炸产生的冲击波的压力，
为所述进气道的进气口距所述爆炸源的距离与所述爆炸源的质量的立方根之比；
进气道，所述进气道的进气口与所述管道密封连接；
压力传感器，设置在所述进气道的进气口，用于实时监测所述爆炸源产生的冲击波传输至所述进气道的进气口的压力数值；
应变片，设置在所述进气道的表面，用于实时监测所述进气道在所述爆炸源产生的冲击波的作用过程中的应变值，以根据所述压力传感器监测到的压力数值并结合所述应变片监测到的应变值验证所述进气道在所述锤击波作用下的力学性能。
2.根据权利要求1所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述装置还包括：
多个固定部件，用于固定所述进气道以及所述管道。
3.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述装置还包括：
数据采集系统，分别与所述压力传感器和所述应变片连接，用于采集所述压力传感器监测到的压力数值以及所述应变片监测到的应变值。
4.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述管道为一实心圆柱体去掉一实心的圆锥体的剩余部分。
5.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述压力传感器为高频压力传感器。
6.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述进气道的进气口与所述管道通过密封胶进行密封连接。
7.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述压力传感器的数量为多个。
8.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述应变片的数量为多个。
9.一种飞行器进气道喘振锤击波试验方法，应用于如权利要求1至8中任意一项所述飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述方法包括：
控制管道中的爆炸源爆炸，以使所述爆炸源爆炸产生的冲击波通过所述管道传输至所述进气道；
通过设置在所述进气道的进气口的压力传感器实时监测所述冲击波传输至所述进气道的进气口的压力数值，并通过设置在所述进气道的表面的应变片实时监测所述进气道在所述爆炸源产生的冲击波的作用过程中的应变值；
根据所述压力传感器监测到的压力数值并结合所述应变片监测到的应变值验证所述进气道在所述锤击波作用下的力学性能。
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| CN105224742A (zh) * | 2015-09-29 | 2016-01-06 | 鞍钢集团矿业公司 | 一种分析爆破作用下台阶边坡稳定性的方法 |
| CN106546433A (zh) * | 2016-10-12 | 2017-03-29 | 南京航空航天大学 | 可替代自由射流试验的超燃冲压发动机直连试验装置及设计方法 |
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2017
- 2017-08-28 CN CN201710752388.4A patent/CN107655691B/zh not_active Expired - Fee Related
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| 结构内爆炸荷载作用下钢筋钢纤维混凝土抗爆墙设计探讨;夏志成等;《工程爆破》;20080630;第14卷(第02期);第8-9页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107655691A (zh) | 2018-02-02 |
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