CN110455544A - 基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统及方法 - Google Patents

Abstract

本公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统及方法，属于发动机试车台进气流场监测领域。本发明公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统，主要由第一皮托管、第一皮托管安装架、气路连接管、第二皮托管、第二皮托管安装架、第一差压传感器、第二差压传感器、第三差压传感器、第一转接头、第二转接头、第一三通转接头、第二三通转接头及数据采集系统组成。所述第一皮托管、第二皮托管分别包括总压孔、静压孔、侧头、支杆、定向杆、静压管、总压管。本发明还公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的监测方法。本发明能够实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测，具有结构简单、便于安装、测量参数少优点。

Description

基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统及方法

技术领域

本发明属于发动机试车台进气流场监测领域，涉及基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统及方法，尤其涉及用于航空发动机室内试车台流场参数的长期监测系统及方法。

背景技术

航空发动机在室内试车台试车时，试车间内存在一定的气流流动，试车间内的进气流速、试车间压降等参数对发动机性能及试车试验结果。

目前国外对于航空发动机室内试车台流场参数测量主要采用在试车间内主要测量截面搭建测量架，通过在测量架上安装速度及压力传感器，进行试车间流场参数的测量。国内对于室内试车台流场参数的测试主要是在试车间内远前方截面、唇口截面、尾喷截面等主要测量截面搭建固定或移动式测量架，这种测量架一般占据试车间整个截面，结构复杂、搭建过程耗时长，拖延原有的试车工时。另外，测量架影响发动机的上下台架，每次流场参数测量结束后都要拆除，测量过程只能单次进行，不能实现试车间流场的长期监测。

发明内容

本公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统及方法要解决的技术问题是：实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测，具有结构简单、便于安装、测量参数少优点。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统，主要由第一皮托管、第一皮托管安装架、气路连接管、第二皮托管、第二皮托管安装架、第一差压传感器、第二差压传感器、第三差压传感器、第一转接头、第二转接头、第一三通转接头、第二三通转接头及数据采集系统组成。

第一皮托管头部朝向发动机进气方向，且第一皮托管头部与进气方向平行。第一皮托管安装架的一端固定在试车间壁面上，另一端安装第一皮托管，中部预留有第一皮托管的总静压管走线空间。第一皮托管总静压管与气路连接管内的总静压管通过第一转接头转接；气路连接管内的总静压管另一端通过第二转接头与第一差压传感器相连。第二皮托管安装在第二皮托管安装架，第二皮托管的总静压管与第二差压传感器相连。所述总静压管包括总压管和静压管。第一皮托管的静压通过第一三通转接头与第三差压传感器相连。第二皮托管的静压通过第二三通转接头与第三差压传感器相连。第一差压传感器、第二差压传感器、第三差压传感器分别接入数据采集系统。

所述第一皮托管、第二皮托管分别包括总压孔、静压孔、侧头、支杆、定向杆、静压管、总压管。

本发明公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的监测方法，包括如下步骤：

步骤一、搭建基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统。

基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统主要由第一皮托管、第一皮托管安装架、气路连接管、第二皮托管、第二皮托管安装架、第一差压传感器、第二差压传感器、第三差压传感器、第一转接头、第二转接头、第一三通转接头、第二三通转接头及数据采集系统组成。各组成部分的安装位置及测量参数见表1。

表1固定测点的发动机试车台进气流场监测系统

步骤二、连接基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的现场气路。气路连接分为两路，一路为总压信号，一路为静压信号。

第一皮托管总静压管与气路连接管内的总静压管通过第一转接头转接；气路连接管内的总静压管另一端通过第二转接头与第一差压传感器相连。第二皮托管安装在第二皮托管安装架，第二皮托管的总静压管与第二差压传感器相连。所述总静压管包括总压管和静压管。第一皮托管的静压通过第一三通转接头与第三差压传感器相连。第二皮托管的静压通过第二三通转接头与第三差压传感器相连。所述第一差压传感器H端连接固前总压，L端连接固前静压；第二差压传感器H端连接固后总压，L端连接固后静压；第三差压传感器H端连接固前静压，L端连接固后静压。

步骤三、通过数据采集系统采集压力信号，具体采集的压力信号见表2。

表2采集参数说明

所述台架参数包括发动机状态参数、湿度、大气压、温度。

步骤四、根据步骤三进行流场参数测试，实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测。

步骤4.1：试验前准备。

步骤4.1.1：查验第一皮托管、第二皮托管、第一差压传感器、第二差压传感器、第三差压传感器的校准证书，确认其在校准有效期内。

步骤4.1.2：第一皮托管、第二皮托管工作正常性检查：皮托管总压孔、静压孔的孔径较小，容易被赃物堵住，所述赃物包括粉尘。一旦发生孔径受堵的情况，反吹总压接头、静压接头进行疏通，直至满足皮托管工作正常性要求。

步骤4.1.3：气路气密性检查：检查方法是拉伸第一转接头、第一转接头、第一三通转接头、第二三通转接头两侧气管，看气管连接是否正常，有无气管脱落、憋气、漏气情况，直至满足气路气密性要求。

步骤4.1.4：传感器供电及数采检查：检查第一差压传感器、第二差压传感器、第三差压传感器、数采系统供电是否正常。

步骤4.2：根据步骤三进行流场参数测试，实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测。

步骤4.2.1：停车状态采集初始值，设置采集时间，采集ΔP_{初始值-固前}、ΔP_{初始值-固后}、ΔPs_初始值。

步骤4.2.2：按试车程序采集状态参数值，设置采集时间，采集ΔP_ave-固前、ΔP_ave-固后、ΔPs_ave。

步骤4.3：数据分析，得到试车间流速、试车间远前方截面与尾喷截面静压差的参数，实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测。

步骤4.3.1：计算初始值：计算预设采集时间内初始值的平均值作为最终的初始值，ΔP_{初始值-固前}、ΔP_{初始值-固后}、ΔPs_初始值。

步骤4.3.2：采集最大状态参数：试车程序执行发动机地面起飞状态下，采集最大状态参数ΔP_ave-固前、ΔP_ave-固后、ΔPs_ave、发动机状态参数、湿度、大气压、温度。

步骤4.3.3：计算最大状态参数：计算采集到的状态参数的平均值，减去初始值，作为最终状态参数值，计算公式如式(1)、(2)、(3)所示：

ΔP_固前＝ΔP_ave-固前-ΔP_{初始值-固前} (1)

ΔP_固后＝ΔP_ave-固后-ΔP_{初始值-固后} (2)

ΔPs＝ΔPs_ave-ΔPs_初始值 (3)

式中：

ΔP_固前——试车间远前方截面总静压差；

ΔP_固后——试车间尾喷截面总静压差；

ΔPs——试车间远前方截面与尾喷截面静压差。

步骤4.3.4：计算试车间密度：试车间密度计算如式(4)。

式中：

ρ——试车间密度；

P——试车间大气压；

T——试车间温度；

R——气体常数。

步骤4.3.5：计算试车间流速：试车间远前方截面和尾喷截面气流速度如式(5)、(6)。

式中：

v——试车间气流速度；

ΔP_固前——试车间远前方截面总静压差；

ρ——试车间密度。

式中：

v——试车间气流速度；

ΔP_固后——试车间尾喷截面总静压差；

ρ——试车间密度。

步骤4.3.6：计算试车间远前方截面与尾喷截面静压差如式(3)，即为发动机最大起飞状态下，试车间压降。

作为优选，步骤三、四中所述数据采集要求：

a)试车前进行初始值采集，采集时间≥10min；

b)发动机最大起飞状态，采集时间≥1min。

有益效果：

1、现有技术中测量架一般占据试车间整个截面，结构复杂、搭建过程耗时长，拖延原有的试车工时。本公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统及方法，第一皮托管安装架一端固定在试车间壁面上，另一端安装第一皮托管，中部预留有第一皮托管总静压管走线空间；第一皮托管安装架、第二皮托管安装架统称皮托管安装架。因此，皮托管安装架结构简单、占用空间小、无需重复搭建；此外，皮托管安装架仅需在试车间侧壁面安装，对试车间流场干扰小、不影响正常试车工作。

2、本公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统及方法，第一皮托管总静压管与气路连接管内的总静压管通过第一转接头转接；气路连接管内的总静压管另一端通过第二转接头与第一差压传感器相连。第二皮托管安装在第二皮托管安装架，第二皮托管的总静压管与第二差压传感器相连。所述总静压管包括总压管和静压管。第一皮托管的静压通过第一三通转接头与第三差压传感器相连。第二皮托管的静压通过第二三通转接头与第三差压传感器相连，即现场气路连接在关键节点处采用转接头形式，方便进行气密性检查和排故处理。

3、本公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统及方法，通过搭建基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统，仅需要监测步骤三表1中的采集参数即能够实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测，因此，采集参数少，计算过程简便，能够解决航空发动机在室内试车台试车时进气流场速度、试车间压降的监测问题。

附图说明

图1本发明的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统及方法流程示意图；

图2现场气路连接；

图3皮托管气路连接；

其中：1—第一皮托管、2—第一皮托管安装架、3—气路连接管、4—第二皮托管、5—第二皮托管安装架、6—第一差压传感器、7—第二差压传感器、8—第三差压传感器、9—第一转接头、10—第二转接头、11—第一三通转接头、12—第二三通转接头、13—数据采集系统、1.1—总压孔、1.2—静压孔、1.3—侧头、1.4—支杆、1.5—定向杆、1.6—静压管、1.7—总压管。

具体实施方式

为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。

实施例1：

以12m×12m截面、进气道直径905mm的试车间为例，对基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统及方法进行说明。

如图2所示，本实施例公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统，主要由第一皮托管1、第一皮托管安装架2、气路连接管3、第二皮托管4、第二皮托管安装架5、第一差压传感器6、第二差压传感器7、第三差压传感器8、第一转接头9、第二转接头10、第一三通转接头11、第二三通转接头12及数据采集系统13组成。

第一皮托管1头部朝向发动机进气方向，且第一皮托管1头部与进气方向平行。第一皮托管安装架2的一端固定在试车间壁面上，另一端安装第一皮托管1，中部预留有第一皮托管1的总静压管走线空间。第一皮托管1总静压管与气路连接管3内的总静压管通过第一转接头9转接；气路连接管3内的总静压管另一端通过第二转接头10与第一差压传感器6相连。第二皮托管4安装在第二皮托管安装架5，第二皮托管4的总静压管与第二差压传感器相连7。所述总静压管包括总压管和静压管。第一皮托管1的静压通过第一三通转接头11与第三差压传感器8相连。第二皮托管4的静压通过第二三通转接头12与第三差压传感器8相连。第一差压传感器6、第二差压传感器7、第三差压传感器8分别接入数据采集系统。

如图3所示，所述第一皮托管1、第二皮托管4分别包括总压孔1.1、静压孔1.2、侧头1.3、支杆1.4、定向杆1.5、静压管1.6、总压管1.7。

如图1所示，本实施例公开的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的监测方法，具体实现步骤如下：

步骤一、搭建基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统。

基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统主要由第一皮托管1、第一皮托管安装架2、气路连接管3、第二皮托管4、第二皮托管安装架5、第一差压传感器6、第二差压传感器7、第三差压传感器8、第一转接头9、第二转接头10、第一三通转接头11、第二三通转接头12及数据采集系统13组成。第一皮托管1安装在试车间右侧壁面(顺航向)，距墙壁1.5m，距进气道唇口4.5m。第二皮托管4安装在试车间右侧壁面(顺航向)，距墙壁1.5m，与发动机尾喷口平齐。各组成部分的安装位置及测量参数见表1。

表1固定测点的发动机试车台进气流场监测系统

步骤二、连接基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的现场气路。气路连接分为两路，一路为总压信号，一路为静压信号。

第一皮托管1总静压管与气路连接管3内的总静压管通过第一转接头9转接；气路连接管3内的总静压管另一端通过第二转接头10与第一差压传感器6相连。第二皮托管4安装在第二皮托管安装架5，第二皮托管4的总静压管与第二差压传感器7相连。所述总静压管包括总压管和静压管。第一皮托管1的静压通过第一三通转接头11与第三差压传感器8相连。第二皮托管4的静压通过第二三通转接头12与第三差压传感器8相连。所述第一差压传感器6H端连接固前总压，L端连接固前静压；第二差压传感器7H端连接固后总压，L端连接固后静压；第三差压传感器8H端连接固前静压，L端连接固后静压。

步骤三、通过数据采集系统采集压力信号，具体采集的压力信号见表2。

表2采集参数说明

所述台架参数包括发动机状态参数、湿度、大气压、温度。

步骤四、根据步骤三进行流场参数测试，实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测。

步骤4.1：试验前准备。

步骤4.1.1：查验第一皮托管1、第二皮托管4、第一差压传感器6、第二差压传感器7、第三差压传感器8的校准证书，确认其在校准有效期内。

步骤4.1.2：第一皮托管1、第二皮托管4工作正常性检查：皮托管总压孔、静压孔的孔径较小，容易被粉尘等赃物堵住。一旦发生孔径受堵的情况，反吹总压接头、静压接头进行疏通，直至满足皮托管工作正常性要求。

步骤4.1.3：气路气密性检查：检查方法是拉伸第一转接头9、第一转接头10、第一三通转接头11、第二三通转接头12两侧气管，看气管连接是否正常，有无气管脱落、憋气、漏气情况，直至满足气路气密性要求。

步骤4.1.4：传感器供电及数采检查：检查第一差压传感器6、第二差压传感器7、第三差压传感器8、数采系统13供电是否正常。

步骤4.2：根据步骤三进行流场参数测试，实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测。

步骤4.2.1：停车状态采集初始值，设置采集时间10min，采集ΔP_{初始值-固前}、ΔP_{初始值-固后}、ΔPs_初始值。

步骤4.2.2：按试车程序采集状态参数值，设置采集时间1min，采集ΔP_ave-固前、ΔP_ave-固后、ΔPs_ave。

步骤4.3：数据分析，得到试车间流速、试车间远前方截面与尾喷截面静压差的参数，实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测。

步骤4.3.1：计算初始值：计算10min内初始值的平均值作为最终的初始值，ΔP_{初始值-固前}、ΔP_{初始值-固后}、ΔPs_初始值。

步骤4.3.2：采集最大状态参数：试车程序执行发动机地面起飞状态下，采集最大状态参数ΔP_ave-固前、ΔP_ave-固后、ΔPs_ave、发动机状态参数、湿度、大气压、温度，采集时间1min。

步骤4.3.3：计算最大状态参数：计算采集到的状态参数的平均值，减去初始值，作为最终状态参数值，计算公式如式(1)、(2)、(3)所示：

ΔP_固前＝ΔP_ave-固前-ΔP_{初始值-固前} (1)

ΔP_固后＝ΔP_ave-固后-ΔP_{初始值-固后} (2)

ΔPs＝ΔPs_ave-ΔPs_初始值 (3)

式中：

ΔP_固前——试车间远前方截面总静压差；

ΔP_固后——试车间尾喷截面总静压差；

ΔPs——试车间远前方截面与尾喷截面静压差。

步骤4.3.4：计算试车间密度：试车间密度计算如式(4)。

式中：

ρ——试车间密度；

P——试车间大气压；

T——试车间温度；

R——气体常数。

步骤4.3.5：计算试车间流速：试车间远前方截面和尾喷截面气流速度如式(5)、(6)。

式中：

v——试车间气流速度；

ΔP_固前——试车间远前方截面总静压差；

ρ——试车间密度。

式中：

v——试车间气流速度；

ΔP_固后——试车间尾喷截面总静压差；

ρ——试车间密度。

步骤4.3.6：计算试车间远前方截面与尾喷截面静压差，如式(3)，即为发动机最大起飞状态下，试车间压降。

通过上述式(1)、(2)、(3)、(4)、(5)、(6)的计算得到试车间流场的速度及试车间压降值，从而在试车状态下对试车间流场参数进行监测。

以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统，其特征在于：主要由第一皮托管(1)、第一皮托管安装架(2)、气路连接管(3)、第二皮托管(4)、第二皮托管安装架(5)、第一差压传感器(6)、第二差压传感器(7)、第三差压传感器(8)、第一转接头(9)、第二转接头(10)、第一三通转接头(11)、第二三通转接头(12)及数据采集系统(13)组成；

第一皮托管(1)头部朝向发动机进气方向，且第一皮托管(1)头部与进气方向平行；第一皮托管安装架(2)的一端固定在试车间壁面上，另一端安装第一皮托管(1)，中部预留有第一皮托管(1)的总静压管走线空间；第一皮托管(1)总静压管与气路连接管(3)内的总静压管通过第一转接头(9)转接；气路连接管(3)内的总静压管另一端通过第二转接头(10)与第一差压传感器(6)相连；第二皮托管(4)安装在第二皮托管安装架(5)，第二皮托管(4)的总静压管与第二差压传感器相连(7)；所述总静压管包括总压管和静压管；第一皮托管(1)的静压通过第一三通转接头(11)与第三差压传感器(8)相连；第二皮托管(4)的静压通过第二三通转接头(12)与第三差压传感器(8)相连；第一差压传感器(6)、第二差压传感器(7)、第三差压传感器(8)分别接入数据采集系统。

2.如权利要求1所述的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统，其特征在于：所述第一皮托管(1)、第二皮托管(4)分别包括总压孔(1.1)、静压孔(1.2)、侧头(1.3)、支杆(1.4)、定向杆(1.5)、静压管(1.6)、总压管(1.7)。

3.基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的监测方法，基于如权利要求1或2所述的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统实现，其特征在于：包括如下步骤，

步骤一、搭建基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统；

步骤二、连接基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的现场气路；气路连接分为两路，一路为总压信号，一路为静压信号；

步骤三、通过数据采集系统采集压力信号；

步骤四、根据步骤三进行流场参数测试，实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测。

4.如权利要求3所述的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的监测方法，其特征在于：步骤一实现方法为，

基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统主要由第一皮托管(1)、第一皮托管安装架(2)、气路连接管(3)、第二皮托管(4)、第二皮托管安装架(5)、第一差压传感器(6)、第二差压传感器(7)、第三差压传感器(8)、第一转接头(9)、第二转接头(10)、第一三通转接头(11)、第二三通转接头(12)及数据采集系统(13)组成；各组成部分的安装位置及测量参数见表1；

表1固定测点的发动机试车台进气流场监测系统

5.如权利要求4所述的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的监测方法，其特征在于：步骤二实现方法为，

第一皮托管(1)总静压管与气路连接管(3)内的总静压管通过第一转接头(9)转接；气路连接管(3)内的总静压管另一端通过第二转接头(10)与第一差压传感器(6)相连；

第二皮托管(4)安装在第二皮托管安装架(5)，第二皮托管(4)的总静压管与第二差压传感器(7)相连；所述总静压管包括总压管和静压管；第一皮托管(1)的静压通过第一三通转接头(11)与第三差压传感器(8)相连；第二皮托管(4)的静压通过第二三通转接头(12)与第三差压传感器(8)相连；所述第一差压传感器(6)H端连接固前总压，L端连接固前静压；第二差压传感器(7)H端连接固后总压，L端连接固后静压；第三差压传感器(8)H端连接固前静压，L端连接固后静压。

6.如权利要求5所述的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的监测方法，其特征在于：步骤三具体采集的压力信号见表2；

表2采集参数说明

所述台架参数包括发动机状态参数、湿度、大气压、温度。

7.如权利要求6所述的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的监测方法，其特征在于：步骤四实现方法为，

步骤4.1：试验前准备；

步骤4.1.1：查验第一皮托管(1)、第二皮托管(4)、第一差压传感器(6)、第二差压传感器(7)、第三差压传感器(8)的校准证书，确认其在校准有效期内；

步骤4.1.2：第一皮托管(1)、第二皮托管(4)工作正常性检查：皮托管总压孔(1.1)、静压孔(1.2)的孔径较小，容易被赃物堵住，所述赃物包括粉尘；一旦发生孔径受堵的情况，反吹总压接头、静压接头进行疏通，直至满足皮托管工作正常性要求；

步骤4.1.3：气路气密性检查：检查方法是拉伸第一转接头(9)、第一转接头(10)、第一三通转接头(11)、第二三通转接头(12)两侧气管，看气管连接是否正常，有无气管脱落、憋气、漏气情况，直至满足气路气密性要求；

步骤4.1.4：传感器供电及数采检查：检查第一差压传感器(6)、第二差压传感器(7)、第三差压传感器(8)、数采系统(13)供电是否正常；

步骤4.2：根据步骤三进行流场参数测试，实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测；

步骤4.2.1：停车状态采集初始值，设置采集时间，采集ΔP_{初始值-固前}、ΔP_{初始值-固后}、ΔPs_初始值；

步骤4.2.2：按试车程序采集状态参数值，设置采集时间，采集ΔP_ave-固前、ΔP_ave-固后、ΔPs_ave；

步骤4.3：数据分析，得到试车间流速、试车间远前方截面与尾喷截面静压差的参数，实现对航空发动机室内试车台流场参数的长期监测；

8.如权利要求7所述的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的监测方法，其特征在于：步骤4.3实现方法为，

步骤4.3.1：计算初始值：计算预设采集时间内初始值的平均值作为最终的初始值，ΔP_{初始值-固前}、ΔP_{初始值-固后}、ΔPs_初始值；

步骤4.3.2：采集最大状态参数：试车程序执行发动机地面起飞状态下，采集最大状态参数ΔP_ave-固前、ΔP_ave-固后、ΔPs_ave、发动机状态参数、湿度、大气压、温度；

步骤4.3.3：计算最大状态参数：计算采集到的状态参数的平均值，减去初始值，作为最终状态参数值，计算公式如式(1)、(2)、(3)所示：

ΔP_固前＝ΔP_ave-固前-ΔP_{初始值-固前} (1)

ΔP_固后＝ΔP_ave-固后-ΔP_{初始值-固后} (2)

ΔPs＝ΔPs_ave-ΔPs_初始值 (3)

式中：

ΔP_固前——试车间远前方截面总静压差；

ΔP_固后——试车间尾喷截面总静压差；

ΔPs——试车间远前方截面与尾喷截面静压差；

步骤4.3.4：计算试车间密度：试车间密度计算如式(4)；

式中：

ρ——试车间密度；

P——试车间大气压；

T——试车间温度；

R——气体常数；

步骤4.3.5：计算试车间流速：试车间远前方截面和尾喷截面气流速度如式(5)、(6)；

式中：

v——试车间气流速度；

ΔP_固前——试车间远前方截面总静压差；

ρ——试车间密度；

式中：

v——试车间气流速度；

ΔP_固后——试车间尾喷截面总静压差；

ρ——试车间密度；

步骤4.3.6：计算试车间远前方截面与尾喷截面静压差如式(3)，即为发动机最大起飞状态下，试车间压降。

9.如权利要求8所述的基于固定测点的发动机试车台进气流场监测系统的监测方法，其特征在于：步骤三、四中所述数据采集要求，

a)试车前进行初始值采集，采集时间≥10min；

b)发动机最大起飞状态，采集时间≥1min。