CN112747930B - 航空发动机进气畸变发生装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了航空发动机进气畸变发生装置，包括畸变发生段，畸变发生段进一步包括畸变发生管段和发生组件，发生组件进一步包括一真空泵，设于畸变发生管段外部；一抽气机构，进一步包括至少一抽气管，设于畸变发生管段内，抽气管开设有至少一个吸气孔，吸气孔的开口方向朝向畸变发生管段的进气侧；及一排气机构，进一步包括至少一排气管，设于畸变发生管段内，排气管开设有至少一个排气孔，排气孔的开口部朝向畸变发生管段的出气侧；排气管通过导气管连通真空泵的出气端，抽气管通过导气管连通真空泵的进气端。该装置结构简单，能够在不改变发动机入口空气流量的前提下，产生特定区域的压力变化，实现进气总压畸变的模拟。

Description

航空发动机进气畸变发生装置

技术领域

本发明属于航空发动机畸变试验装置技术领域，尤其涉及航空发动机进气畸变发生装置。

背景技术

影响航空发动机气动稳定性的主要因素是发动机进口流场的不均匀性。由于还没有完善实用的稳定性分析理论方法，迄今为止，对发动机气动稳定性的评定主要还是依靠试验。而进气总压畸变是影响发动机气动稳定性的重要因素之一，主要是改变发动机的稳定边界，使稳定边界下移，减小发动机的稳定裕度。总压畸变主要是因进气道进口前和进气道内部流动的扰动而形成的畸变。进气道进气口前的气流扰动源包括飞机机动条件下的大迎角、大侧滑、起飞条件下的地面涡以及大气侧风等形成的进气道唇口、侧板等绕流分离等。另外，进气道进口前机体结构形成的扰动源如天线、弹仓、挂架以及机体附面层等，也可产生进气总压畸变。而进气道内部气流扰动源主要是由于激波/附面层互相扰动、气流扩压分离以及气流绕支板或测量受感部形成的气流分离而产生总压畸变。

国内外对航空发动机的进气畸变已进行了大量的试验研究，相关试验主要通过畸变发生装置，人为在发动机的风扇入口处制造总压的变化，形成一定的压力畸变场，并进行参数测量，计算出相应的畸变指数。同时在试验过程中测量发动机的性能参数，记录试验现象，分析发动机在一定的总压畸变强度下抵抗畸变的能力。

目前采用的畸变发生装置主要采用畸变网式和插板式两种形式。其中，畸变网式畸变发生装置通过制作大量不同形状的畸变网片，以此产生压力畸变，这类装置的缺点是需要制作大量的畸变网，加工要求较高，试验过程中更换畸变网工作量大。采用插板式畸变发生装置进行试验则是通过控制插板在进气道内的插入深度，改变发动机入口的流通面积，以此产生压力畸变，这类装置操作简单，但是发动机系统结构复杂，而插板式畸变发生装置能够模拟的压力畸变场形式单一，较难实现高精度的控制，其移动机构的可靠性对发动机的安全运行也会产生影响，且由于插板的形式改变了发动机入口流通面积，会对发动机的进气流量产生影响，造成无法判断是流量减小还是压力畸变对发动机的性能产生了影响，难以获得精准的测试结果。

发明内容

本发明的一个或多个实施例的细节在以下附图和描述中提出，以使本申请的其他特征、目的和优点更加简明易懂。

本发明提出了航空发动机进气畸变发生装置，弥补了现有的畸变发生装置的缺陷，该装置结构简单，能够在不改变发动机入口空气流量的前提下，产生特定区域的压力变化，实现进气总压畸变的模拟，且只需通过简单的结构变形，即可产生多种形式的畸变压力场，方便根据实验要求灵活调整实验装置。

本申请公开了一种航空发动机进气畸变发生装置，包括畸变发生段，所述畸变发生段进一步包括畸变发生管段和发生组件，所述发生组件进一步包括：

一真空泵，设于所述畸变发生管段外部；

一抽气机构，进一步包括至少一抽气管，设于所述畸变发生管段内，所述抽气管开设有至少一个吸气孔，所述吸气孔的开口方向朝向所述畸变发生管段的进气侧；及

一排气机构，进一步包括至少一排气管，设于所述畸变发生管段内，所述排气管开设有至少一个排气孔，所述排气孔的开口部朝向所述畸变发生管段的出气侧；所述排气管通过导气管连通所述真空泵的出气端，所述抽气管通过导气管连通所述真空泵的进气端。

在其中一些实施例中，连接所述真空泵和所述排气管的导气管安装有真空泵出口控制阀，连接所述真空泵和所述抽气管的导气管安装有真空泵入口控制阀。

在其中一些实施例中，所述抽气机构设于所述畸变发生管段底部，所述排气机构设于所述畸变发生管段顶部，且所述抽气管和所述排气管均为沿所述畸变发生管段径向设置的直管道；所述抽气管上端口封闭，下端口通过所述导气管连通所述真空泵的进气端；所述排气管下端口封闭，上端口通过所述导气管连通所述真空泵的出气端。

在其中一些实施例中，所述畸变发生管段管壁开设有第一安装孔和第二安装孔；所述第一安装孔与所述抽气管一一对应设置，所述抽气管下端口自所述第一安装孔穿出所述畸变发生管段，以连接所述导气管，所述第一安装孔密封连接所述抽气管；所述第二安装孔与所述排气管一一对应设置，所述排气管上端口自所述第二安装孔穿出所述畸变发生管段，以连接所述导气管，所述第二安装孔密封连接所述排气管。

在其中一些实施例中，所述抽气管开设有多个所述吸气孔，多个所述吸气孔沿位于所述畸变发生管段内的抽气管的长度方向均匀排布，所述排气管开设有多个所述排气孔，多个所述排气孔沿位于所述畸变发生管段内的排气管的长度方向均匀排布。

在其中一些实施例中，包括多个所述抽气管，以所述畸变发生管段的竖直中心线所在竖直平面作为参考面，所述抽气管设为奇数个，其中一个所述抽气管的中轴线位于所述参考面上，其余的所述抽气管相对于所述参考面镜像对称设置；所述排气管与所述抽气管一一对应设置，且所述排气管的中轴线和与之对应的抽气管的中轴线共线设置。

在其中一些实施例中，所述排气管和所述抽气管均设为圆环形管道，所述抽气管和所述排气管均固定安装于所述畸变发生管段内，且二者的圆心均位于所述畸变发生管段的中轴线上；所述排气管开设有多个排气孔，所述排气孔沿所述排气管周向均匀排布，所述排气管开设有进气口，所述进气口通过所述导气管连接所述真空泵的出气端；所述抽气管开设有多个吸气孔，所述吸气孔沿所述抽气管周向均匀排布，所述抽气管开设有出气口，所述出气口通过所述导气管连接所述真空泵的进气端。

在其中一些实施例中，所述抽气管半径大于所述排气管半径设置，且所述抽气管靠近所述畸变发生管段的进气侧设置，所述排气管靠近所述畸变发生管段的出气侧设置。

在其中一些实施例中，所述畸变发生管段开设有用于穿设导气管的第三安装孔，所述第三安装孔与穿入所述畸变发生管段内的导气管一一对应设置，所述导气管分别穿过与之对应设置的第三安装孔连接所述进气口或出气口。所述第三安装孔密封连接所述导气管。

在其中一些实施例中，该装置进一步包括：

一变径进气管段，口径沿气流方向逐渐缩小，所述变径进气管段的出气侧密封连接所述畸变发生管段的进气侧；及

一测量管段，安装有用于测量发动机入口前的气流总压参数的测量机构，所述测量管段的进气侧密封连接所述畸变发生管段的出气侧，出气侧密封连接发动机风扇进风口。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

如上所述的航空发动机进气畸变发生装置，弥补了现有的畸变发生装置的缺陷，该装置结构简单，生产成本低，能够在不改变发动机入口空气流量的前提下，用连续抽排气的方式产生特定区域的压力变化，实现进气总压畸变的模拟，且只需通过简单的结构变形，即可产生多种形式的畸变压力场，方便根据实验要求灵活调整实验装置。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为根据本发明实施例的航空发动机进气畸变发生装置的结构示意图；

图2为根据本发明实施例第一种实施方式的畸变发生管段的剖面结构示意图；

图3为根据本发明实施例第一种实施方式的畸变发生管段的左视结构示意图；

图4为根据本发明实施例第一种实施方式的压力畸变云图；

图5为根据本发明实施例第二种实施方式的畸变发生管段的剖视结构示意图；

图6为根据本发明实施例第二种实施方式的畸变发生管段的左视结构示意图；

图7为根据本发明实施例第二种实施方式的压力畸变云图；

图8为根据本发明实施例的测试管段结构示意图；

图9为根据本发明实施例的测量机构的测点布置示意图。

其中，1-畸变发生管段，2-真空泵，3-抽气管，31-吸气孔，4-排气管，41-排气孔，5-导气管，51-真空泵出口控制阀，52-真空泵入口控制阀，6-变径进气管段,7-测量管段，71-稳态总压测量耙，72-动态总压传感器，8-发动机风扇进风口。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行描述和说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。基于本发明提供的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些示例或实施例，对于本领域的普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图将本发明应用于其他类似情景。此外，还可以理解的是，虽然这种开发过程中所作出的努力可能是复杂并且冗长的，然而对于与本发明公开的内容相关的本领域的普通技术人员而言，在本发明揭露的技术内容的基础上进行的一些设计，制造或者生产等变更只是常规的技术手段，不应当理解为本发明公开的内容不充分。

在本发明中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本发明的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域普通技术人员显式地和隐式地理解的是，本发明所描述的实施例在不冲突的情况下，可以与其它实施例相结合。

除非另作定义，本发明所涉及的技术术语或者科学术语应当为本发明所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本发明所涉及的“一”、“一个”、“一种”、“该”等类似词语并不表示数量限制，可表示单数或复数。本发明所涉及的术语“包括”、“包含”、“具有”以及它们任何变形，意图在于覆盖不排他的包含；例如包含了一系列步骤或模块(单元)的过程、方法、系统、产品或设备没有限定于已列出的步骤或单元，而是可以还包括没有列出的步骤或单元，或可以还包括对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。本发明所涉及的“连接”、“相连”、“耦接”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，而是可以包括电气的连接，不管是直接的还是间接的。本发明所涉及的“多个”是指两个或两个以上。“和/或”描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，“A和/或B”可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。字符“/”一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。本发明所涉及的术语“第一”、“第二”、“第三”等仅仅是区别类似的对象，不代表针对对象的特定排序。

本申请实施例提供了航空发动机进气畸变发生装置，图1为根据本发明实施例的航空发动机进气畸变发生装置的结构示意图。参考图1所示，该装置至少包括畸变发生段，畸变发生段进一步包括畸变发生管段1和发生组件；具体的，发生组件的结构包括设于畸变发生管段1外部的真空泵2，以及固定于畸变发生管段1内的抽气机构和排气机构；抽气机构的结构具体包括至少一个设于畸变发生管段1内的抽气管3，抽气管3开设有至少一个吸气孔31，吸气孔31的开口方向朝向畸变发生管段1的进气侧；排气机构的结构具体包括至少一个设于畸变发生管段1内的排气管4，排气管4开设有至少一个排气孔41，排气孔41的开口部朝向畸变发生管段1的出气侧；排气管4通过导气管5连通真空泵2的出气端，抽气管3通过导气管5连通真空泵2的进气端。

航空发动机进气畸变发生装置的畸变发生段采用上述结构，通过开启真空泵2用连续抽排气的方式，即可产生特定区域的压力变化，从而实现发动机风扇进风口8的进气总压畸变的模拟，该装置结构简单，只需通过简单的结构变形，即可产生多种形式的畸变压力场，方便根据实验要求灵活调整实验装置，满足不同的模拟测试需求，相对于能够实现类似效果的畸变网的生产成本更低；且相较于插板式结构，本实施例的畸变发生段不会遮挡发动机风扇进风口8，不会改变发动机入口空气流量，能够避免因进气流量减小而造成的实验误差，可提高实验结果的精确性。

其中，为了方便控制抽气机构和排气机构的抽排气过程，以产生不同的压力变化，从而模拟不同的进气总压畸变，连接真空泵2和排气管4的导气管5安装有真空泵出口控制阀51，连接真空泵2和抽气管3的导气管5安装有真空泵入口控制阀52。

其中，为了方便完成模拟测试，该装置得结构还包括出气侧密封连接畸变发生管段1的进气侧的变径进气管段6，以及测量管段7，变径进气管段6的口径沿气流方向逐渐缩小，测量管段7安装有用于测量发动机入口前的气流总压参数的测量机构，测量管段7的进气侧密封连接畸变发生管段1的出气侧，测量管段7的出气侧密封连接发动机风扇进风口8.

具体的，发动机风扇进风口8、变径进气管段6、畸变发生管段1和测量管段7的中轴线共线设置。

具体的，变径进气管段6设为喇叭口形进风管道，其大喇叭口作为进气侧，小喇叭口作为出气侧。

具体的，测量机构可设为如图8和图9所示结构，具体包括稳态总压测量装置和动态压力测量装置的测量管段7。具体的，稳态总压测量装置包括六支沿测量管段7周向均匀布置的稳态总压测量耙71，每支稳态总压测量耙71有五点稳态总压测点，每个稳态总压测点位于测量管段7等环面的质量中心，该稳态总压测点通过迎气流的引压孔将压力引至稳态压力传感器内进行测量，可采用压力扫描阀等设备测量。动态压力测量装置包括六支沿测量管段7周向均匀布置的动态总压传感器72及安装支座。由于动态总压传感器72需要反应速度足够快，因此必须将动态总压传感器72尽量安装在测量管段7内，因此必须保证传感器安装的稳定，防止传感器脱落进入发动机内造成损伤，动态总压测量传感器72可采用高精度高响应微型压力传感器。稳态总压测量耙71和动态压力传感器72的安装支座通过安装座采用螺栓连接的方式固定在测量管段7的外壁上，稳态总压测量耙71和动态总压测量传感器72安装支座深入发动机的进气道内。稳态总压和动态总压测量的测点布置和数据处理方法参照GJB64A-2004《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机进口总压畸变评定指南》。测量管段7的测量机构的具体设置方式除采用上述方式外，也可采用任意现有的畸变发生装置的测量机构设置方式。

采用上述结构的航空发动机进气畸变发生装置的工作过程可通过以下方式实现：沿着气流的方向，从前到后依次为变径进气管段6、畸变发生管段1、测量管段7和发动机风扇进风口8；其中发生组件安装在变发生管段1内，可根据需要设计抽气管3和排气管4的形状，如采用直管或者环形管，抽气管3和排气管4上分别根据需要设置吸气孔31和排气孔41，且将抽气管3的吸气孔31设置为迎气流方向，将排气管4的排气孔41设置为顺气流方向，开启真空泵2后，发动机进气道内的气流通过发生组件的吸气孔31和排气孔41流入或流出，真空泵2通过抽气管3抽气，从而形成畸变发生管段1低压区，真空泵2将经过压缩后的气体通过排气管4排入畸变发生管段1以形成畸变发生管段1的高压区，通过发生组件可在形成畸变发生管段1内形成气流循环，因此可在发动机进气道内形成压力的畸变，即同一截面压力存在梯度。采用这种方法可以方便的设置压力梯度区域，并便于调节控制畸变的程度，同时由于空气在抽气管路内循环，可保证质量流量不变，即不影响发动机入口流量，可排除流量变化对发动机性能的影响。进气道内畸变发生装置结构简单，不需要复杂的控制结构，可显著提高试验效率，确保试验质量。

实施例1

如图2和3所示，采用上述结构的航空发动机进气畸变发生装置的第一种实施方式的畸变发生段具体结构为：抽气机构设于畸变发生管段1底部，排气机构设于畸变发生管段1顶部，且抽气管3和排气管4均为沿畸变发生管段1径向设置的直管道；抽气管3上端口封闭，下端口通过导气管5连通真空泵2的进气端；排气管4下端口封闭，上端口通过导气管5连通真空泵2的出气端。具体的，畸变发生管段1管壁开设有第一安装孔和第二安装孔；第一安装孔与抽气管3一一对应设置，抽气管3下端口自第一安装孔穿出畸变发生管段1以连接导气管5，第一安装孔密封连接抽气管3，以保证畸变发生管段1密封性；第二安装孔与排气管4一一对应设置，排气管4上端口自第二安装孔穿出畸变发生管段1以连接导气管5，第二安装孔密封连接排气管4，以保证畸变发生管段1密封性。具体的，抽气管3开设有多个吸气孔31，多个吸气孔31沿位于畸变发生管段1内的抽气管3的长度方向均匀排布，排气管4开设有多个排气孔41，多个排气孔41沿位于畸变发生管段1内的排气管4的长度方向均匀排布。具体的，该装置包括多个抽气管3，以畸变发生管段1的竖直中心线所在竖直平面作为参考面，抽气管3设为奇数个，其中一个抽气管3的中轴线位于该参考面上，其余的抽气管3相对于参考面镜像对称设置；排气管4与抽气管3一一对应设置，且排气管4的中轴线和与之对应的抽气管3的中轴线共线设置。

在本实施例中，抽气管3可设为任意大于一的奇数个，且每个抽气管3上可开设任意多个吸气孔31，每个排气管4上可开设任意多个排气孔41。例如2和3所示，抽气管3设为三个，每个抽气管3上开设三个吸气孔31，排气管4设为三个，每个排气管4上开设三个排气孔41，采用这种结构的航空发动机进气畸变发生装置的压力畸变云图如图4所示，即采用这种装置结构可以在发动机风扇进风口8产生特定的压力变化，从而实现发动机进气总压畸变的模拟。

实施例2

如图5和6所示，采用上述结构的航空发动机进气畸变发生装置的第二种实施方式的畸变发生段具体结构为：排气管4和抽气管3均设为圆环形管道，抽气管3和排气管4均固定安装于畸变发生管段1内，且二者的圆心均位于畸变发生管段1的中轴线上；抽气管3半径大于排气管4半径设置，且抽气管3靠近畸变发生管段1的进气侧设置，排气管4靠近畸变发生管段1的出气侧设置。具体的，排气管4开设有多个排气孔41，且多个排气孔41沿排气管4的周向均匀排布，排气管4开设有进气口，排气管4的进气口通过导气管5连接真空泵2的出气端；抽气管3开设有多个吸气孔31，且多个吸气孔31沿抽气管3的周向均匀排布，抽气管3开设有出气口，抽气管3的出气口通过导气管5连接真空泵2的进气端。具体的，畸变发生管段1开设有用于穿设导气管5的第三安装孔，第三安装孔与穿入畸变发生管段1内的导气管5一一对应设置，导气管5分别穿过与之对应设置的第三安装孔连接排气管4的进气口或抽气管3的出气口。第三安装孔密封连接导气管5，以保证畸变发生管段1密封性。采用这种结构的航空发动机进气畸变发生装置的压力畸变云图如图7所示，即采用这种装置结构可以在发动机风扇进风口8产生与实施例1不同的特定的压力变化，实现发动机进气总压畸变的模拟。

本领域技术人员可以理解，实施例的附图中示出的具体结构并不构成对本发明的畸变发生装置的限定，本发明可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。

以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种航空发动机进气畸变发生装置，其特征在于，包括畸变发生段，所述畸变发生段进一步包括畸变发生管段和发生组件，所述发生组件进一步包括：

一真空泵，设于所述畸变发生管段外部；

一抽气机构，进一步包括至少一抽气管，设于所述畸变发生管段内，所述抽气管开设有至少一个吸气孔，所述吸气孔的开口方向朝向所述畸变发生管段的进气侧；及

一排气机构，进一步包括至少一排气管，设于所述畸变发生管段内，所述排气管开设有至少一个排气孔，所述排气孔的开口部朝向所述畸变发生管段的出气侧；所述排气管通过导气管连通所述真空泵的出气端，所述抽气管通过导气管连通所述真空泵的进气端。

2.根据权利要求1所述的航空发动机进气畸变发生装置，其特征在于，连接所述真空泵和所述排气管的导气管安装有真空泵出口控制阀，连接所述真空泵和所述抽气管的导气管安装有真空泵入口控制阀。

3.根据权利要求1所述的航空发动机进气畸变发生装置，其特征在于，所述抽气机构设于所述畸变发生管段底部，所述排气机构设于所述畸变发生管段顶部，且所述抽气管和所述排气管均为沿所述畸变发生管段径向设置的直管道；所述抽气管上端口封闭，下端口通过所述导气管连通所述真空泵的进气端；所述排气管下端口封闭，上端口通过所述导气管连通所述真空泵的出气端。

4.根据权利要求3所述的航空发动机进气畸变发生装置，其特征在于，所述畸变发生管段管壁开设有第一安装孔和第二安装孔；所述第一安装孔与所述抽气管一一对应设置，所述抽气管下端口自所述第一安装孔穿出所述畸变发生管段，以连接所述导气管，所述第一安装孔密封连接所述抽气管；所述第二安装孔与所述排气管一一对应设置，所述排气管上端口自所述第二安装孔穿出所述畸变发生管段，以连接所述导气管，所述第二安装孔密封连接所述排气管。

5.根据权利要求4所述的航空发动机进气畸变发生装置，其特征在于，所述抽气管开设有多个所述吸气孔，多个所述吸气孔沿位于所述畸变发生管段内的抽气管的长度方向均匀排布，所述排气管开设有多个所述排气孔，多个所述排气孔沿位于所述畸变发生管段内的排气管的长度方向均匀排布。

6.根据权利要求3所述的航空发动机进气畸变发生装置，其特征在于，包括多个所述抽气管，以所述畸变发生管段的竖直中心线所在竖直平面作为参考面，所述抽气管设为奇数个，其中一个所述抽气管的中轴线位于所述参考面上，其余的所述抽气管相对于所述参考面镜像对称设置；所述排气管与所述抽气管一一对应设置，且所述排气管的中轴线和与之对应的抽气管的中轴线共线设置。

7.根据权利要求1所述的航空发动机进气畸变发生装置，其特征在于，所述排气管和所述抽气管均设为圆环形管道，所述抽气管和所述排气管均固定安装于所述畸变发生管段内，且二者的圆心均位于所述畸变发生管段的中轴线上；所述排气管开设有多个排气孔，所述排气孔沿所述排气管周向均匀排布，所述排气管开设有进气口，所述进气口通过所述导气管连接所述真空泵的出气端；所述抽气管开设有多个吸气孔，所述吸气孔沿所述抽气管周向均匀排布，所述抽气管开设有出气口，所述出气口通过所述导气管连接所述真空泵的进气端。

8.根据权利要求7所述的航空发动机进气畸变发生装置，其特征在于，所述抽气管半径大于所述排气管半径设置，且所述抽气管靠近所述畸变发生管段的进气侧设置，所述排气管靠近所述畸变发生管段的出气侧设置。

9.根据权利要求7所述的航空发动机进气畸变发生装置，其特征在于，所述畸变发生管段开设有用于穿设导气管的第三安装孔，所述第三安装孔与穿入所述畸变发生管段内的导气管一一对应设置，所述导气管分别穿过与之对应设置的第三安装孔连接所述进气口或出气口；所述第三安装孔密封连接所述导气管。

10.根据权利要求1所述的航空发动机进气畸变发生装置，其特征在于，进一步包括：

一变径进气管段，口径沿气流方向逐渐缩小，所述变径进气管段的出气侧密封连接所述畸变发生管段的进气侧；及

一测量管段，安装有用于测量发动机入口前的气流总压参数的测量机构，所述测量管段的进气侧密封连接所述畸变发生管段的出气侧，出气侧密封连接发动机风扇进风口。

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