CN113049211B - 一种风洞试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种风洞试验装置，包括支撑系统、试验模型和管道系统，所述支撑系统的一端连接于所述试验模型的上方；所述试验模型上设置有通气模块；所述管道系统连接于所述支撑系统上，且所述管道系统连接于所述试验模型上；所述管道系统包括第一管道部和第二管道部，所述第一管道部的一端连接所述通气模块的一端，且所述第一管道部和所述第二管道部均连接于所述支撑系统上。本发明的风洞试验装置具有压力稳定、通用性强、简单方便的效果，且能够满足极限侧风状态下对大侧滑角的需求。

Description

一种风洞试验装置

技术领域

本发明属于风洞试验技术领域，尤其是涉及一种风洞试验装置。

背景技术

飞行器在机场起降过程中，可能会遭遇到横向侧风，横向侧风会影响飞行器发动机短舱进气道内的流场。特别是大涵道比发动机的短舱进气道，拥有较大的入口捕获面积，横向侧风引起的分离区域广，导致发动机入口流场畸变过大，甚至诱发发动机喘振和停车，导致安全事故的发生。因此，在飞行器研制过程中必须解决以上问题。其中，风洞试验是一种高安全、低成本的有效方法，通过对风洞内飞行器在侧风近地状态下短舱进气道的流场特性进行模拟，研究短舱进气道在极限侧风状态下的流场特性，从而为短舱进气道与发动机的匹配设计及飞行器动力装置的整体优化提供依据。

研究短舱进气道的流场特性需要对飞行器姿态进行精确测量，精准的测量则是以准确采集相关空气动力学数据为前提，而侧滑角是表征飞行器姿态的一个重要物理参数。现有进气道风洞试验的侧滑角一般在-30°~30°之间，如中国发明专利CN106706257B公开了一种可实现侧滑角连续变化的风洞背支撑机构，其通过转动体相对转轴的旋转实现侧滑角，该方法获得的侧滑角最大仅能达到±11°，且需要根据不同的侧滑角加工不同的角度楔块。中国发明专利CN103057728B公开了一种飞行器模型试验姿态实现装置，通过预偏接板与模型配合面上的销孔组合实现侧滑角-23°~23°。同时，中国发明专利CN110907119A公开了一种引射式短舱移动支撑装置，该装置虽然同时具备了支撑短舱和供气能力，由于支撑装置的限制同样限制了侧滑角的大小，且其仅对短舱进行试验，未考虑到短舱受飞行器时的飞行状况。可以看出，现有的姿态角调整机构能满足侧滑角在-30°~30°之间的一般试验姿态角条件，这种试验条件下，模拟发动机的流量管道在小姿态角范围内不会发生很大弯折，管道流量也能满足试验需求。

然而，在横向侧风近地状态下，模拟极限侧风状态时侧滑角最高可达±90°，此时，现有技术中的角度调整机构难以满足试验对极限侧滑角或姿态角要求。并且，大侧滑条件下，模拟进气道内流的流量管道会发生严重弯折，增大支撑设备的受力负担，影响设备安全。同时，严重弯折后的流量管道内压力损失过大，使流量管道的流量难以满足短舱进气道对大流量的需求。

综上所述，现有技术存在的技术问题如下：

1.现有技术中的角度调整机构，难以满足极限侧风状态下大侧滑角的极限侧滑角或姿态角要求；

2.现有技术在大侧滑条件下，进气道内流的流量管道弯折严重，增大了支撑设备的受力，进一步影响了设备安全；

3.同时，当流量管道发生弯折严重时，将导致流量管道内压力损失过大，从而使流量管道的流量难以满足短舱进气道对大流量的需求。

发明内容

本发明的目的是提供一种能够满足极限侧风状态下大侧滑角的风洞试验装置，具有压力稳定、通用性强、简单方便等效果。

本发明提供了一种风洞试验装置，包括支撑系统、试验模型和管道系统：

所述支撑系统的一端连接于所述试验模型的上方；

所述试验模型上设置有通气模块；

所述管道系统连接于所述支撑系统上，且所述管道系统连接于所述试验模型上；所述管道系统包括第一管道部和第二管道部，所述第一管道部的一端连接所述通气模块的一端，且所述第一管道部和所述第二管道部均连接于所述支撑系统上。

进一步的，所述第一管道部的直径小于所述第二管道部的直径，所述第二管道部的直径大于标准管道直径。

进一步的，所述第一管道部和/或所述第二管道部为软管。

进一步的，所述支撑系统包括转接机构和支撑机构，所述转接机构设置于所述支撑系统一端，且所述转接机构连接所述试验模型和支撑机构。

进一步的，所述支撑机构包括第一支撑模块和第二支撑模块，所述第一支撑模块设置于所述转接机构上，所述第二支撑模块设置于所述第一支撑模块上。

进一步的，所述第二支撑模块包括第三支撑模块，所述第三支撑模块连接所述第一管道部和所述第二管道部。

进一步的，还包括测量系统，所述测量系统连接于所述支撑系统和所述管道系统。

综上所述，本发明至少具有以下技术效果：

1.本发明通过将所述第一管道部的一端固定于所述第二管道部的一端，并所述第一管道部的另一端固定于所述支撑系统上，使得第一管道部不会随模型侧滑角或姿态角的变化而发生弯折，从而不会因管道内压力损失过大而导致进气道内气体流量的大幅减小，进而充分满足了短舱进气道对大流量的需求；

2.本发明通过设置第二管道部的直径大于所述第一管道部的直径，且通常第二管道部的直径大于业内常用流量管道的直径，第一管道部的直径可根据不同尺寸的短舱进行调整，使得本发明的管道系统能够通过更大流量的气体，并且能够根据不同尺寸的试验模型进行调整，通用性强、且简单方便；

3.本发明通过将支撑系统设置于试验模型上方，作为试验模型的通气模块短舱设置在机翼下方，使得试验模型处于侧风状态，真实模拟了飞行器起降时的近地条件，以避免现有支撑系统对短舱处流场的干扰，进一步增加了试验结果的真实性；

4.本发明通过设置第一支撑模块，并在试验模型的连接处设置转接机构，进一步提升了支撑系统的侧滑角，使得飞行器大侧滑状态下近地面的侧风试验侧滑角达到±90°，从而满足飞行器短舱在极限侧风近地状态下的进气道试验模拟需求，进而获得飞行器侧风近地状态下在大侧滑角下的短舱进气道流场特性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，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。

图1是本发明中风洞试验装置的示意图。

其中，100、试验模型，200、支撑系统，210、转接机构，221、第一支撑模块，222、第二支撑模块，223、第三支撑模块，300、管道系统，311、第一管道系统，312、第二管道系统，400、通气模块。

具体实施方式

以下的说明提供了许多不同的实施例、或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用以限制本发明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"垂直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语"安装"、"相连"、"连接"应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接：可以是机械连接，也可以是电连接或可以相互通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之"上"或之"下"可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征"之上"、"上方"和"上面"包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征"之下"、"下方"和"下面"包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

本发明可以在不同例子中重复参考数字和/或参考字母，这种重复是为了简化和清楚的目的，其本身不指示所讨论各种实施方式和/或设置之间的关系。此外，本发明提供了各种特定的工艺和材料的例子，但是本领域普通技术人员可以意识到其他工艺的应用和/或其他材料的使用。

本发明中侧滑角是指飞行器速度矢量与飞行器对称平面之间的夹角，是表征飞行姿态的一个主要物理参数。在风洞试验中，模型安装在支撑机构上，通过支撑机构上的变角度机构实现侧滑角的改变，飞行器模型不动，空气以一定的速度相对飞行器模型流动，风速的方向与飞行器模型相对运动方向相反，并与洞体X轴反向、平行，在《GB/T 16638.2-2008空气动力学概念、量和符号第2部分：坐标轴系和飞行器运动状态量》中对飞行器侧滑角的定义为：洞体X轴与飞行器对称面之间的夹角称为侧滑角。由此定义可知，侧滑角是直线和平面的三维空间角。

飞行器姿态角是按欧拉概念定义的，亦称欧拉角。飞行器姿态角是由机体坐标系与地理坐标系之间的关系确定的，由航向角、俯仰角和横滚角三个欧拉角组成。不同的转动顺序会形成不同的坐标变换矩阵，通常按航向角、俯仰角和横滚角的顺序来表示机体坐标系相对地理坐标系的空间转动。其中，航向角为飞行器机体轴在地平面上的投影与当地子午线向北方向之间的夹角；俯仰角为飞行器机体轴与地平面间的夹角；横滚角为飞行器机体轴与其垂面之间的夹角，以飞行器右斜为正。

以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，应当理解，此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。

实施例1：

如图1所示，本发明实施例1提供了一种风洞试验装置，包括支撑系统、试验模型和管道系统：

所述支撑系统200的一端连接于所述试验模型100的上方；

所述试验模型100上设置有通气模块400；

所述管道系统300连接于所述支撑系统200上，且所述管道系统300连接于所述试验模型100上；所述管道系统300包括第一管道部311和第二管道部312，所述第一管道部311的一端连接所述通气模块400的一端，且所述第一管道部311和所述第二管道部312均连接于所述支撑系统200上。

所述通气模块400通常是飞行器发动机的一部分，一般称作短舱。短舱（Enginenacelle）一般指发动机结构上的短舱进气道。作为动力装置重要组成部分的短舱进气道，对于整个动力装置的性能起着重要的作用。发动机短舱在飞机上吊挂位置取决于飞机设计时发动机在飞机上的布置形式，而民用飞机的发动机段短舱其形式多为翼下短舱，如图1中试验模型100所示。

通过连接第一管道部311的通气模块400模拟飞行器的内流场，且第一管道部311与通气模块400的后端连接，最大程度上减小了管道系统300对通气模块400处外部流场的影响。通气模块400内部设置有测压电和导压管，分别用于检测并传递通气模块400内部的压力。

所述试验模型100为完整的飞行器模型，以更加真实的模拟飞行器在侧风近地状态下的流场特性。所述支撑系统200采用背撑的方式设置于所述试验模型100上方，所述管道系统300设置于试验模型100的一侧。其中，第一管道部311与支撑系统200和第二管道部312固定设置，避免第一管道部311在侧风近地流场试验过程中的弯折，从而避免管道内部压力的损失，进而保持通气模块内气体流量的稳定，以充分满足通气模块对大流量的需求。所述管道系统300连接真空泵或引射器给试验模型100提供内部流场。

进一步的，所述第一管道部311的直径小于所述第二管道部312的直径，所述第二管道部312的直径大于标准管道直径。

所述标准管道直径为管道直径小于等于200mm的管道直径。通过设置第二管道部312的直径大于所述第一管道部311的直径，此处直径均为管道内径，具体的，第二管道部312的内径大于200mm，第一管道部311的内径在130mm~200mm之间。通常第二管道部312的直径大于标准管道直径管道的直径，第一管道部的直径可根据不同尺寸的通气模块400进行调整，使得本发明的管道系统能够通过更大流量的气体，并且能够根据不同尺寸的试验模型进行调整，通用性强、且简单方便。

进一步的，所述第一管道部311和/或所述第二管道部312为软管，如内嵌钢丝的PVC软管材料，使得第一管道部311和/或所述第二管道部312同时具有良好的强度和柔韧度，既不会因管道内巨大压力发生形变，又能够在侧滑角变化时不发生变形。

进一步的，所述支撑系统200包括转接机构210和支撑机构，所述转接机构210设置于所述支撑系统200一端，且所述转接机构210连接所述试验模型100和支撑机构。转接机构210用于支撑装置200一端与试验模型100上方相连，通常飞行器的内部气流由发动机带动，而飞行器的发动机一般在飞行器两侧的机翼下方，而采取上述方式对飞行器进行背撑，能够有效减少支撑系统对发动机处流场的干扰，进而更加真实的模拟了飞行器处于侧风状态下的流场特性，为解决实际问题提供更加可靠的数据。

进一步的，所述支撑系统200包括第一支撑模块221和第二支撑模块222，所述第一支撑模块221设置于所述转接机构210上，所述第二支撑模块222设置于所述第一支撑模块221上。第一支撑模块221用于连接转接机构210和第二支撑模块222，在风洞试验中第一支撑模块221和第二支撑模块222用于调整试验模型100与风洞底部水平面的高度。第二支撑模块222的截面大于第一支撑模块221的截面。通过设置第一支撑模块221，并在试验模型的连接处设置转接机构210，进一步提升了支撑系统的侧滑角，使得飞行器大侧滑状态下近地面的侧风试验侧滑角达到±90°，从而满足飞行器短舱在极限侧风近地状态下的进气道试验模拟需求，进而获得飞行器侧风近地状态下在大侧滑角下的短舱进气道流场特性。具体的，转接机构210用于实现极端状态下的侧滑角，第一支撑模块221用于实现其他状态下的侧滑角。

进一步的，所述第二支撑模块222包括第三支撑模块223，所述第三支撑模块223连接所述第一管道部311和所述第二管道部312。在风洞试验过程中，第三支撑模块223与第一支撑模块221相对于第二支撑模块222的角度相同。第三支撑模块223用于连接管道系统300与支撑系统200，从而将管道系统300与支撑系统200固定连接。所述第一管道部311与所述第三支撑模块223和所述通气模块400固定设置，其在风洞试验中不随侧滑角或姿态角的改变而发生变动。

进一步的，所述风洞试验装置还包括测量系统，所述测量系统连接于所述支撑系统200和所述管道系统300。具体的测量系统包括稳态压力测量系统和动态压力测量系统。稳态压力测量系统包括：测孔、电子扫描阀系统、以及连接电子扫描阀与测孔的导压管道，用于测量通气模块进气道出口截面的稳态压力。动态压力测量系统包括：测孔、动态压力传感器以及动态数据采集系统，用于测量通气模块进气道出口截面的动态压力。测量系统根据稳态压力测量系统和动态压力测量系统分别对应有稳态测压点和动态测压点。

实施例2：

本发明实施例2提供了一种风洞试验的方法，具体步骤如下：

步骤一：把通气模块400进气道内的测压点与导压管按照所编制的顺序进行连接，并与稳态测压系统连接，测试测压系统并确保其能够正常工作；

步骤二：在动态压力测点上安装压力传感器，然后进行调试，确保动态压力传感器以及数据采集系统能够正常工作；

步骤三：将支撑系统200通过转接机构210安装在试验模型100上方；

步骤四：将管道系统300的第一管道部311一端与试验模型100的通气模块400相连接；

步骤五：将管道系统300的第一管道部311另一端与第三支撑模块223相连接，并连接第三支撑模块223和支撑系统200的第二支撑模块222。

步骤六：通过风洞的风速提供系统提供一定的来流风速；通过支撑系统200调整试验模型100的姿态角和试验模型100与风洞底部水平面的高度；通过真空泵改变内部流场流量

步骤七：待流量数据稳定后，采集稳态压力和动态压力数据。

步骤八：对采集数据进行处理和分析，得到不同流量系数下的总压恢复系数以及综合畸变曲线。

步骤九：改变姿态角或者改变风洞速压或者地板高度，再重复步骤八，以获得不同姿态角、不同侧风风速以及不同地效高度下飞行器通气模块400进气道的流场特性。

为了得到大型飞行器在起降状态下遭遇侧风时的通气模块进气道的流场特性，需要开展模拟飞行器处于极限侧风以及近地条件下的进气道风洞试验，需要研究流场特性稳定、更能够贴近实际状态下的风洞试验模型及其支撑装置。

本发明的风洞试验装置采用背撑的方式支撑试验模型，加装转接机构使飞行器头部处于侧风状态，以风洞来流模拟侧风条件，以真空泵或引射器的抽吸作用模拟通气模块进气道内的气体流量，以风洞试验段下壁面或航空地板模拟飞行器起飞时的近地条件，从而满足飞行器通气模块在极限侧风近地状态下的进气道试验模拟需求，进而获得飞行器在侧风近地状态下的短舱进气道流场特性。

同时，本发明通过将管道系统部分固定在支撑系统上，避免了管道系统的弯折，保证内部气体压力的稳定性；通过设置管道系统的内径大小，使得管道系统能够连接不同飞行器的通气模块，提高试验装置的通用性；通过将管道系统部分设置于通气模块后端，避免了管道系统对通气模块周围流场的影响，使得实验结果更接近于实际值。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种风洞试验装置，包括支撑系统（200）、试验模型（100）和管道系统（300），其特征在于：所述支撑系统（200）的一端连接于所述试验模型（100）的上方；所述试验模型（100）上设置有通气模块（400）；所述管道系统（300）连接于所述支撑系统（200）上，且所述管道系统（300）连接于所述试验模型（100）上；所述管道系统（300）包括第一管道部（311）和第二管道部（312），所述第一管道部（311）的一端连接所述通气模块（400）的一端，且所述第一管道部（311）和所述第二管道部（312）均固定连接于所述支撑系统（200）上；

所述支撑系统（200）包括转接机构（210）和支撑机构，所述转接机构（210）设置于所述支撑系统（200）一端，且所述转接机构（210）连接所述试验模型（100）和支撑机构。

2.如权利要求1所述的一种风洞试验装置，其特征在于：所述第一管道部（311）的直径小于所述第二管道部（312）的直径，所述第二管道部（312）的直径大于标准管道直径。

3.如权利要求1或2任意一项中所述的一种风洞试验装置，其特征在于：所述第一管道部（311）和/或所述第二管道部（312）为软管。

4.如权利要求3所述的一种风洞试验装置，其特征在于：所述支撑机构包括第一支撑模块（221）和第二支撑模块（222），所述第一支撑模块（221）设置于所述转接机构（210）上，所述第二支撑模块（222）设置于所述第一支撑模块（221）上。

5.如权利要求4所述的一种风洞试验装置，其特征在于：所述第二支撑模块（222）包括第三支撑模块（223），所述第三支撑模块（223）连接所述第一管道部（311）和所述第二管道部（312）。

6.如权利要求1所述的一种风洞试验装置，其特征在于：还包括测量系统，所述测量系统连接于所述支撑系统（200）和所述管道系统（300）。

Images