CN108181081A - 一种用于风洞中流道壁面切应力的测量装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于风洞中流道壁面切应力的测量装置，包括壳体和储气腔；所述壳体，开口向上，上端设有气膜板；所述气膜板与所述壳体之间形成密封空腔；所述空腔内设有与所述气膜板连接的光轴，以及测量所述气膜板壁面切应力的测力传感器；所述光轴上套设有与所述壳体底部相连接的轴承，所述气膜板相对所述壳体底部沿风洞气流方向相对移动；所述储气腔设置在所述壳体的前端，且所述气膜板连通，用于为所述气膜板提供气膜。本发明的测量装置具有抗外界干扰能力强、测量精度高的特点，可有效隔离外界震动、主气流干扰；该装置测量范围域广，可在多马赫数状态下，进行切应力的测量研究。

Description

一种用于风洞中流道壁面切应力的测量装置
技术领域
本发明属于超声速风洞技术领域。更具体地，涉及一种用于风洞中流道壁面切应力的测量装置。
背景技术
超燃冲压发动机作为超声速飞行器的主要动力装置之一，具备飞行器一体化设计的特点，其产生的推阻力受到飞行高度和飞行速度、发动机与飞行器自身结构以及燃油调节特性等因素的影响，极为复杂。因此研究分析发动机的自身结构对推阻力特性及其影响因素，是提高优化发动机性能的有效措施。
超燃冲压发动机的内流道壁面切应力(摩擦阻力)是高超声速飞行器阻力的主要部分之一。在典型飞行状态下，壁面切应力可占总阻力的约四分之一。为了能够降低超燃冲压发动机的内流道壁面切应力，提高超燃冲压发动机的推力性能，需要对超燃冲压发动机的内流道壁面切应力进行测量研究。
发明内容
本发明的一个目的在于提供一种用于风洞中流道壁面切应力的测量装置。所述测量装置具有响应快、抗干扰能力强的、测量精度高的特点。
为达到上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种用于风洞中流道壁面切应力的测量装置，包括
壳体，开口向上，上端设有气膜板；所述气膜板与所述壳体之间形成密封空腔；所述空腔内设有与所述气膜板连接的光轴，以及测量所述气膜板壁面切应力的测力传感器；所述光轴上套设有与所述壳体底部相连接的轴承，所述气膜板相对所述壳体底部沿风洞气流方向相对移动；
储气腔，设置在所述壳体的前端，且所述气膜板连通，用于为所述气膜板提供气膜。
优选地，所述气膜板与所述壳体采用非接触式迷宫密封；更优选地，所述气膜板与所述壳体采用非接触式翼翅类迷宫密封。
优选地，所述光轴两端通过连接件悬挂在所述气膜板的下方；所述连接件的一端与所述气膜板下表面连接，另一端与所述光轴连接。
优选地，所述测力传感器的一端与所述气膜板通过连接件连接，另一端与所述壳体底部连接。
优选地，所述连接件的一端与所述气膜板连接，另一端与所述测力传感器通过精密螺纹副连接。
优选地，所述测力传感器的精度<0.05％。
优选地，所述风洞内固定有弹射升降台，所述测量装置通过阻尼减震器与所述弹射升降台连接。
优选地，所述测力装置上靠近储气腔的一端设置在距离风洞喷管出口200mm处，另一端设置在发动机的扩压器内。
本发明的有益效果如下：
本发明的测量装置具有抗外界干扰能力强、测量精度高的特点，可有效隔离外界震动、主气流干扰；该装置测量范围域广，可在多马赫数状态下，进行切应力的测量研究。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作优选地详细的说明。
图1为本发明测量装置在风洞中进行测量的结构示意图。
图2为本发明测量装置的结构示意图。
其中，风洞喷管出口1，测量装置2，弹射升降台3，扩压器4，储气腔5，气膜板6，测力传感器7，传感器安装件8，精密螺纹副9，光轴10，不锈钢螺钉11，不锈钢转接头12，底板13，轴承14，支架15，阻尼减震器16，壳体17，第一连接件18，第二连接件19。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做优选地的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体，描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
如图2所示，在本发明的一个实施方式中，一种用于风洞中流道壁面切应力的测量装置，包括壳体17和储气腔5，
壳体17开口向上，上端设有气膜板6；气膜板6与壳体17之间形成密封的空腔；空腔内设有与气膜板6连接的光轴10，以及测量气膜板6壁面切应力的测力传感器7；光轴10套设有与壳体17底部相连接的轴承14，气膜板6相对所述壳体17底部沿风洞气流方向相对移动；
在本发明的实施方式中，气膜板6与壳体17之间采用非接触式翼翅类迷宫密封，可以减少风洞中主流气体进入测量装置2的空腔，避免因压差影响气膜板6的受力。轴承14采用的直线轴承，直线轴承和光轴10均具有很小的摩擦系数，摩擦力基本可以忽略不计。
在本发明的实施方式中，为了实现对气膜板壁面切应力的精确测量，测量装置采用了高精度的测力传感器7，其精度<0.05％；气膜板6与测力传感器7之间采用精密螺纹副9进行连接，大大减小了因装配误差引起的测量误差。
具体地，气膜板6下表面固定有连接件，连接件包括第一连接件18和第二连接件19；光轴10两端通过第一连接件18悬挂在气膜板6的下方；第一连接件18的一端与气膜板6下表面连接，另一端与光轴10通过不锈钢螺钉11连接；测力传感器7的一端与气膜板6通过第二连接件19连接，另一端与壳体17底部通过传感器安装件8连接；第二连接件19的一端与气膜板6连接，另一端通过精密螺纹副9与测力传感器7连接，采用精密螺纹副连接，大大减小了因装配误差引起的测量误差。本发明在进行实验时，需要采用砝码对测力传感器进行静校标定。
在本发明实施方式中，测量装置的压力测点经不锈钢转接头12通过软管与压力传感器连接相连，压力传感器连接在信号公共采集系统的采集卡上。
测量装置的温度测点处贴有温度传感器，温度传感器连接在信号公共采集系统的采集卡上，可实时监控记录气膜板的下壁面温度。
如图1所示，在本发明的另一个实施方式中，实验时，将测量装置通过阻尼减震器16与风洞内的弹射升降台3连接；测量装置2的一端位于位于风洞中扩压器4内，另一端位于距离风洞喷管出口1的200mm处；在测量装置2和阻尼减震器16之间设有支架15，用于支撑测量装置2，通过调节支架15的方向可以水平调节测量装置2的位置；通过调节弹射升降台3的高度可以实现测量装置2在扩压器4内高度的调节。测力传感器7连接在信号公共采集系统的采集卡上，可实时监控记录测量装置的气膜板6壁面切应力，确保测量的精确度。
进行测量实验时，主气流模拟高空环境和飞行速度，通过调节外部气源调节储气腔5出口的压力和流量；从储气腔5出来的气体进入气膜板6并在气膜板6上形成气膜对气膜板6产生壁面切应力，气膜板6受力后，与气膜板6连接的光轴10沿直线轴承产生微小的位移；使得与气膜板6连接的精密螺纹副9带动测力传感器7产生变形，将应变量转换成数字信号后传输到公共采集卡上，经过演算可在计算机上实时记录力的大小。通过改变储气腔5出口的压力和流量的大小，可以测量不同的壁面切应力。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (8)

1.一种用于风洞中流道壁面切应力的测量装置，其特征在于，包括
壳体，开口向上，上端设有气膜板；所述气膜板与所述壳体之间形成密封空腔；所述空腔内设有与所述气膜板连接的光轴，以及测量所述气膜板壁面切应力的测力传感器；所述光轴上套设有与所述壳体底部相连接的轴承，所述气膜板相对所述壳体底部沿风洞气流方向相对移动；
储气腔，设置在所述壳体的前端，且所述气膜板连通，用于为所述气膜板提供气膜。
2.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于，所述气膜板与所述壳体采用非接触式迷宫密封。
3.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于，所述光轴两端通过连接件悬挂在所述气膜板的下方；所述连接件的一端与所述气膜板下表面连接，另一端与所述光轴连接。
4.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于，所述测力传感器的一端与所述气膜板通过连接件连接，另一端与所述壳体底部连接。
5.根据权利要求4所述的测量装置，其特征在于，所述连接件的一端与所述气膜板连接，另一端与所述测力传感器通过精密螺纹副连接。
6.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于，所述测力传感器的精度<0.05％。
7.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于，所述风洞内固定有弹射升降台，所述测量装置通过阻尼减震器与所述弹射升降台连接。
8.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于，所述测力装置上靠近储气腔的一端设置在距离风洞喷管出口200mm处，另一端设置在发动机的扩压器内。
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