CN110672295A - 一种喷流模型声爆特征风洞试验装置 - Google Patents

一种喷流模型声爆特征风洞试验装置 Download PDF

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刘中臣
钱战森
李雪飞
冷岩
郭大鹏
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Abstract

本发明提供一种喷流模型声爆特征风洞试验装置，包括无反射测压轨、喷流模型、通气支臂、直线移动机构、压力测量传感器和支座，所述的无反射测压轨沿风洞轴向固定安装在风洞洞壁上，无反射测压轨上开有多个孔，每个孔里面安装有压力测量传感器，喷流模型位于无反射测压轨上方，喷流模型与通气支臂固定连接，通气支臂与直线移动机构连接，直线移动机构通过支座与风洞托板固定连接，直线移动机构沿风洞轴向做往复直线移动，从而实现了喷流模型沿风洞轴向移动调节，进而测量喷流模型在多个空间位置处的声爆信号，并将声爆信号进行平均化处理。本装置大幅提高了声爆特征测量的精准度。

Description

一种喷流模型声爆特征风洞试验装置
技术领域
本发明属于航空气动力风洞试验技术领域，具体涉及一种喷流模型声爆特征风洞试验装置。
背景技术
声爆是超声速飞行器所特有的一种气动声学现象，超声速飞机巡航飞行时，来流在飞机头部、机翼前缘受到压缩而产生斜激波，气流经过斜激波作用静压增大、使其高于来流静压，之后沿机身、机翼膨胀而导致静压下降、使其低于来流静压，气流在飞机尾部由于压力条件而产生激波，使飞机绕流经过激波作用静压升高、恢复到飞行环境压力。在飞机前部产生的前激波和飞机尾部产生的后激波正是超声速飞行时声爆问题的根源所在。
近年来，关于前激波引起的声爆问题已经开展了广泛的研究工作，但是，关于后激波引起的声爆问题研究较少。后激波的强弱受到包括飞行条件、尾部构型、喷管羽流等多种因素的影响，其中发动机喷流是对飞机后部激波及声爆特性最重要的影响因素之一。发动机喷管的结构形式，喷管的工作状态，不同的喷管布局，以及喷流与后体结构产生的激波膨胀波之间的相互作用，都会对飞机的声爆特征产生非常重要的影响。由于发动机喷流与飞机后体外表面激波系之间的相互干扰，使得飞机后部流场非常复杂，这也直接导致飞机后体声爆特征的研究难度很大，因此风洞试验成为喷流模型声爆特征研究必不可少的研究手段之一，而常规尾撑方式由于尾撑支杆对模型喷流状态模拟的影响无法满足试验要求。
发明内容
基于以上不足之处，本发明提供的一种喷流模型声爆特征风洞试验装置，可以实现喷流模型声爆特征的风洞试验测量，大幅提高声爆信号测量的精准度。
本发明采用的技术方案是：一种喷流模型声爆特征风洞试验装置，包括测压轨、喷流模型、通气支臂、直线移动机构、压力测量传感器和支座，所述的测压轨沿风洞轴向固定安装在风洞洞壁上，测压轨上开有多个孔，每个孔里面安装有压力测量传感器，喷流模型位于测压轨上方，喷流模型与通气支臂前端固定连接，通气支臂后端与直线移动机构连接，直线移动机构通过支座与风洞托板固定连接，直线移动机构沿风洞轴向做往复直线移动，从而实现了喷流模型沿风洞轴向移动调节，多个压力测量传感器进而测量喷流模型在多个空间位置处的声爆信号，并将声爆信号进行平均化处理。
本发明还具有如下技术特征：
1、所述的通气支臂为倒V形，通气支臂内部有气流通道，通气支臂前端与喷流模型中部为一体结构，从而避免了常规尾撑方式对喷流的干扰，更加适合喷流模型的声爆特征测量。
2、所述的测压轨横截面为尖劈形，横截面顶端为圆弧形，从而实现了测压轨上表面对声爆信号的无反射条件。
3、所述的测压轨横截面顶端为直径3mm的圆弧形。
本发明的有益效果及优点：本发明提高了风洞试验效率，实现了喷流模型在风洞轴向位置的调节，通过测量喷流模型在多个空间位置处的声爆信号，并进行平均化处理，在提高风洞试验效率的同时大幅提高了声爆信号测量的精准度，测压轨采用尖劈形横截面和横截面顶端为小半径圆弧形，实现了测压轨上表面对待测模型声爆信号的无反射条件。
附图说明
图1是本发明实施例1的结构主视图；
图2是图1中A的轴向移动机构局部放大图；
图3是图1中B的喷流模型局部放大图；
图4是测压轨横截面剖视图；
图5是测压轨安装在风洞洞壁上示意图。
图中：1-测压轨，2-喷流模型，3-通气支臂，4-丝杠，5-齿轮，6-轴承，7-传动螺母，8-支座，9-电机，10-风洞托板，11-风洞洞壁，12-气流通道，13-前锥，14-中段，15-喷管，16-测压孔，17-压力测量传感器。
具体实施方式
以下结合附图实例对本发明作进一步详细描述。
实施例1
如图1所示，一种喷流模型声爆特征风洞试验装置，包括测压轨、喷流模型、通气支臂、直线移动机构、压力测量传感器和支座，其特征在于：所述的测压轨沿风洞轴向固定安装在风洞洞壁上，测压轨上开有多个孔，每个孔里面安装有压力测量传感器，喷流模型位于测压轨上方，喷流模型与通气支臂前端固定连接，通气支臂后端与直线移动机构连接，直线移动机构通过支座与风洞托板固定连接，直线移动机构沿风洞轴向做往复直线移动，从而实现了喷流模型沿风洞轴向移动调节，多个压力测量传感器进而测量喷流模型在多个空间位置处的声爆信号，并将声爆信号进行平均化处理，在提高风洞试验效率的同时大幅提高了声爆信号测量的精准度。
如图2所示，所述的直线移动机构包括丝杠、传动螺母、齿轮、电机、轴承，通气支臂后端与丝杠建立连接，通过电机转动带动齿轮传动，通过传动螺母将旋转运动转化为丝杠的直线运动，从而实现喷流模型在风洞轴向位置的调节。
如图3所示，所述的通气支臂为倒V形，通气支臂内部有气流通道，通过与高压气源建立连接为喷流模型提供高压气流，喷流模型由前锥、中段、喷管三部分组成，中段与通气支臂前端一体化设计，以避免对试验模型喷流状态的影响。
如图4-5所示，所述的测压轨的横截面为尖劈形，横截面顶端为圆弧形，直径为3mm，实现了测压轨上表面对待测模型声爆信号的无反射条件。

Claims (4)

1.一种喷流模型声爆特征风洞试验装置，包括测压轨、喷流模型、通气支臂、直线移动机构、压力测量传感器和支座，其特征在于：所述的测压轨沿风洞轴向固定安装在风洞洞壁上，测压轨上开有多个孔，每个孔里面安装有压力测量传感器，喷流模型位于测压轨上方，喷流模型与通气支臂前端固定连接，通气支臂后端与直线移动机构连接，直线移动机构通过支座与风洞托板固定连接，直线移动机构沿风洞轴向做往复直线移动，从而实现了喷流模型沿风洞轴向移动调节，多个压力测量传感器进而测量喷流模型在多个空间位置处的声爆信号，并将声爆信号进行平均化处理。
2.根据权利要求1所述的一种喷流模型声爆特征风洞试验装置，其特征在于：所述的通气支臂为倒V形，通气支臂内部有气流通道，通气支臂前端与喷流模型中部为一体结构。
3.根据权利要求1或2所述的一种喷流模型声爆特征风洞试验装置，其特征在于：所述的测压轨的横截面为尖劈形，横截面顶端为圆弧形。
4.根据权利要求3所述的一种喷流模型声爆特征风洞试验装置，其特征在于：所述的测压轨横截面顶端为直径3mm的圆弧形。
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Cited By (5)

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CN117147093A (zh) * 2023-10-30 2023-12-01 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113504026A (zh) * 2021-09-13 2021-10-15 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于音爆试验技术的风洞试验装置
CN114563159A (zh) * 2022-04-28 2022-05-31 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 高超声速低密度风洞喷管内轴线马赫数测量装置及方法
CN115326344A (zh) * 2022-10-14 2022-11-11 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 重力驱使的风洞喷流试验等效模拟装置及其应用方法
CN115326344B (zh) * 2022-10-14 2022-12-27 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 重力驱使的风洞喷流试验等效模拟装置及其应用方法
CN117147090A (zh) * 2023-10-30 2023-12-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种声爆试验测压轨位置及姿态调整装置及方法
CN117147093A (zh) * 2023-10-30 2023-12-01 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置
CN117147090B (zh) * 2023-10-30 2024-01-02 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种声爆试验测压轨位置及姿态调整装置及方法
CN117147093B (zh) * 2023-10-30 2024-01-23 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置

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