CN113916490B - 提升飞机实验风洞气流均匀性的装置及其参数优化方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及风洞实验气流均匀性技术领域，公开了提升飞机实验风洞气流均匀性的装置及其参数优化方法；装置包括动力段、稳流调整段以及收缩段；动力段包括圆管状的动力主体段，设置在动力主体段内的风机安装结构，设置在风机安装结构上的风机；方法包括：S1、初步设定尺寸参数；S2、对风洞整体进行建模；S3、进行流体仿真；S4、判断目标区域风速不均匀度是否小于5%；若不均匀度小于5%则设计完成；若不小于5%则修改步骤S1尺寸参数，重复步骤S2~S4；本发明可满足大型飞机进行风洞试验时所需的风量大、风速大的要求；能够使气流均匀性得到提升。

Description

提升飞机实验风洞气流均匀性的装置及其参数优化方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及提升飞机实验风洞气流均匀性的装置及其参数优化方法。

背景技术

流体力学方面的风洞测试指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力实验方法。

飞机风洞实验室内进行吹风试验时，风速大，最大风速要求为60m/s；均匀性要求高，风洞系统距离出风口下游4m处吹风有效面积不小于1m²（高×宽=1m×1m），有效面积内不均匀度≤±5%。需要满足大风速要求则需要在动力段采用多台风机叠加的方式进行排布，但是风速增大以后由于多台风机的存在，在相邻两台风机的连接处会出现气流互相干扰的情况，因此这样的排布会造成风洞气流均匀性的下降。

所以大风速的开式风洞对于气流均匀性设计方面的要求和难度更高，是开式风洞设计时需要着重考虑的因素。目前工程应用的风速较低，均匀性要求也较低。

发明内容

本发明解决的技术问题是：现有技术中飞机风洞实验室风速小、气流均匀性低，有效面积内风速不均匀度较大，不利于飞机吹风实验的进行。

本发明的技术方案是：一种提升飞机实验风洞气流均匀性的装置，包括动力段、稳流调整段以及收缩段；

所述动力段包括圆管状的动力主体段，设置在所述动力主体段内的风机安装结构，以及2~4排设置在风机安装结构上且呈矩阵式排列的风机；

所述稳流调整段包括与所述动力主体段连通的扰流调整段，一端连通动力主体段、另一端连通扰流调整段的第一变截面连接段，以及连通扰流调整段、收缩段的第二变截面连接段；

所述动力主体段、第一变截面连接段、扰流调整段、以及第二变截面连接段的中心轴线在水平方向上重合；

所述扰流调整段包括矩形管道；所述矩形管道的矩形截面对角线长度A与动力主体段直径D的比值为3.5~4.2：5；

所述矩形管道内部靠近第一变截面连接段的一端设置有蜂窝器，另一端设置有阻尼网；

所述收缩段包括与第二变截面连接段连通的大管径连接管，与所述大管径连接管连通的小管径出风管，以及设置在所述大管径连接管、小管径出风管之间的收缩连接管；

所述大管径连接管直径d与动力主体段直径D的比值为2.8~3.9：5；

所述收缩连接管内部设置有收缩比调节装置；

所述收缩比调节装置包括若干组均匀设在所述收缩连接管内壁的斜面调节装置，固定设在所述收缩连接管外部的安装架，以及设置在所述安装架与斜面调节装置之间的收缩控制装置。

进一步地，所述斜面调节装置包括固定在收缩连接管内壁且靠近大管径连接管的铰接连接件，一端与铰接连接件活动连接的调整叶板，活动设置在所述调整叶板另一端的控制连接杆，以及设置在收缩连接管内壁且与所述控制连接杆另一端连接的调节环；

所述调整叶板上设有安装控制连接杆的第一滑槽；

所述收缩连接管内壁设有用于滑动安装调节环的第二滑槽；

通过铰接连接件、控制连接杆、调节环的设置能够对调整叶板的水平夹角进行调整，通过调整能够改变收缩比值，在一定程度上改变气流的分布；通过改变气流分布实现对气流均匀性的调整，在实际应用中，可根据具体的应用环境，风速等要求对收缩比进行调整；收缩连接管收缩比的调节范围为5.25~8.6。

进一步地，所述收缩控制装置包括固定在安装架上的滚轴丝杠，一端与滚轴丝杠活动连接、另一端贯穿收缩连接管与调节环连接的外部控制件，以及用于向所述滚轴丝杠提供动力的动力电机；收缩控制装置采用动力电机驱动滚轴丝杠，从而完成对调节环的线性控制，具有控制精度高，线性控制稳定的特点。

进一步地，所述小管径出风管内壁均匀设置有一圈整流翼板；

所述整流翼板为梭形且最大厚度为8cm；整流翼板的迎风端高度为13.5~18.5cm；整流翼板的长度为83~120cm；

通过整流翼板的设置能够起到稳定气流的作用，降低气流的湍流度，增加气流的均匀性。

进一步地，所述扰流调整段的长度为1.5m；通过扰流调整段能够将气流导直，降低气流的湍流度。

进一步地，所述第一变截面连接段内部设置有将第一变截面连接段分为四部分的十字型整流翼；

所述十字型整流翼安装长度为1.2~1.8m，且迎风端前部厚度大于迎风端尾部厚度；

十字整流翼能够使气流在进入扰流调整段之前进行先一步的整流，减小风机之间的流场干扰，使气流均匀性提高。

进一步地，阻尼网为孔径是1.5mm×1.5mm、丝径是0.3mm的金属网；蜂窝器后再加一层阻尼网用于进一步降低气流的湍流度，增加气流均匀性。

进一步地，蜂窝器由壁厚0.13mm、内切圆直径为4.33mm的六角形蜂窝格组成；通过第一变截面连接段后气流经过蜂窝器进行整流的效果能够得到大大改善，有效提升气流的均匀性。

本发明还提供了利用上述提升飞机实验风洞气流均匀性的装置的参数优化方法，包括以下步骤：

S1、根据风洞实验室规模初步设定动力主体段、第一变截面连接段、扰流调整段、第二变截面连接段、以及收缩段的尺寸参数；

S2、对风洞结构、动力段、稳流调整段以及收缩段整体进行建模；

S3、进行流体仿真；先划分网格，然后进行后处理计算出流场，分析目标区域速度分布；

S4、判断目标区域风速不均匀度是否小于5%；

若不均匀度小于5%则设计完成；若不小于5%则修改步骤S1尺寸参数，重复步骤S2~S4直至目标区域风速不均匀度小于5%。

说明：后处理指的是有限元后处理，具体为：读取及查看有限元软件分析后的结果信息，如模型的流场分布情况，受力情况，以及相应结果等。

本发明的有益效果：

（1）本发明提供的一种提升飞机实验风洞气流均匀性的装置通过2~4排矩阵式排列设置的风机能够大大提升风洞的气流载量，不仅能够使风机之间气流的干扰程度降低，还可满足大型飞机进行风洞试验所需的风量大、风速大的要求；

（2）本发明通过第一变截面连接段、扰流调整段、以及第二变截面连接段的设置对气流进行整流、导直，大大降低风机气流的湍流度，有效增加气流的均匀性；

（3）本发明通过在收缩连接管内设置斜面调节装置、收缩控制装置，在一定范围内实现对收缩比的调整，通过调整能够对气流均匀性实现调节，结合风机转速，能够大大增加风洞气流均匀性、气流速度的可调节性；

（4）本发明提供的方法，将工程计算与仿真计算相结合，通过工程计算减小了仿真计算的工作量，仿真计算反过来又验证了工程计算参数的合理性；采用仿真计算迭代代替加工迭代，节约成本。

附图说明

图1是本发明的方法流程图；

图2是本发明实施例1整体的结构示意图；

图3是本发明实施例1扰流调整段的结构示意图；

图4是本发明实施例1收缩比调节装置的结构示意图；

图5是本发明实施例1斜面调节装置的结构示意图；

图6是本发明实施例1小管径出风管的结构示意图；

图7是本发明实施例2十字型整流翼的结构示意图；

其中，1-动力段、10-动力主体段、11-风机安装结构、12-风机、2-稳流调整段、20-扰流调整段、21-第一变截面连接段、210-十字型整流翼、22-第二变截面连接段、200-矩形管道、201-蜂窝器、202-阻尼网、3-收缩段、30-大管径出风管、31-小管径出风管、310-整流翼板、32-收缩连接管、33-收缩比调节装置、34-斜面调节装置、35-安装架、36-收缩控制装置、340-铰接连接件、341-调整叶板、342-控制连接杆、343-调节环、344-第一滑槽、345-第二滑槽、360-滚轴丝杠、361-外部控制件、362-动力电机。

具体实施方式

实施例1

如图2所示的一种提升飞机实验风洞气流均匀性的装置，包括动力段1、稳流调整段2、以及收缩段3；

所述动力段1包括圆管状的动力主体段10，设置在所述动力主体段10内的风机安装结构11，以及3排设置在风机安装结构11上且呈矩阵式排列的风机12；

所述稳流调整段2包括与所述动力主体段10连通的扰流调整段20，一端连通动力主体段10、另一端连通扰流调整段20的第一变截面连接段21，以及连通扰流调整段20、收缩段3的第二变截面连接段22；

所述动力主体段10、第一变截面连接段21、扰流调整段20、以及第二变截面连接段22的中心轴线在水平方向上重合；

所述扰流调整段20包括矩形管道200；所述矩形管道200的矩形截面对角线长度A与动力主体段10直径D的比值为3.5：5；

所述矩形管道200内部靠近第一变截面连接段21的一端设置有蜂窝器201，另一端设置有阻尼网202；

所述收缩段3包括与第二变截面连接段22连通的大管径连接管30，与所述大管径连接管30连通的小管径出风管31，以及设置在所述大管径连接管30、小管径出风管31之间的收缩连接管32；

所述大管径连接管30直径d与动力主体段10直径D的比值为2.8：5；

所述收缩连接管32内部设置有收缩比调节装置33；

如图4所示，所述斜面调节装置34包括固定在收缩连接管32内壁且靠近大管径连接管30的铰接连接件340，一端与铰接连接件340活动连接的调整叶板341，活动设置在所述调整叶板341另一端的控制连接杆342，以及设置在收缩连接管32内壁且与所述控制连接杆342另一端连接的调节环343；

所述调整叶板341上设有安装控制连接杆342的第一滑槽344；

所述收缩连接管32内壁设有用于滑动安装调节环343的第二滑槽345。

所述收缩控制装置36包括固定在安装架35上的滚轴丝杠360，一端与滚轴丝杠360活动连接、另一端贯穿收缩连接管32与调节环343连接的外部控制件361，以及用于向所述滚轴丝杠360提供动力的动力电机362。

如图6所示，所述小管径出风管31内壁均匀设置有一圈整流翼板310；

所述整流翼板310为梭形且最大厚度为8cm；整流翼板310的迎风端高度为13.5cm；整流翼板310的长度为83cm。

所述扰流调整段20的长度为1.5m。

阻尼网202为孔径是1.5mm×1.5mm、丝径是0.3mm的金属网；

阻尼网202与蜂窝器201之间距离为300mm。

蜂窝器201由壁厚0.13mm、内切圆直径为4.33mm的六角形蜂窝格组成；

蜂窝器201距离扰流调整段20入口200mm。

其中，风机12、滚轴丝杠360、动力电机362均采用现有技术的市售产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

本装置的工作流程及原理：

根据风速要求，启动风机12，产生的气流从第一变截面连接段21进入扰流调整段20，在蜂窝器201、阻尼网202的作用下将气流导直，降低气流湍流度；然后气流通过第二变截面连接段22进入收缩段3，收缩段3通过收缩比调节装置33对气流进行一定范围内的收缩调节，使气流的流场分布得到改善。

实施例2

与实施例1不同的是，所述矩形管道200的矩形截面对角线长度A与动力主体段10直径D的比值为4.2：5；

所述大管径连接管30直径d与动力主体段10直径D的比值为3.9：5；

整流翼板310的迎风端高度为18.5cm；整流翼板310的长度为120cm。

实施例3

一种提升飞机实验风洞气流均匀性的装置，包括动力段1、稳流调整段2、以及收缩段3；

所述动力段1包括圆管状的动力主体段10，设置在所述动力主体段10内的风机安装结构11，以及4排设置在风机安装结构11上且呈矩阵式排列的风机12；

所述稳流调整段2包括与所述动力主体段10连通的扰流调整段20，一端连通动力主体段10、另一端连通扰流调整段20的第一变截面连接段21，以及连通扰流调整段20、收缩段3的第二变截面连接段22；

所述动力主体段10、第一变截面连接段21、扰流调整段20、以及第二变截面连接段22的中心轴线在水平方向上重合；

所述扰流调整段20包括矩形管道200；所述矩形管道200的矩形截面对角线长度A与动力主体段10直径D的比值为4.2：5；

所述矩形管道200内部靠近第一变截面连接段21的一端设置有蜂窝器201，另一端设置有阻尼网202；

所述收缩段3包括与第二变截面连接段22连通的大管径连接管30，与所述大管径连接管30连通的小管径出风管31，以及设置在所述大管径连接管30、小管径出风管31之间的收缩连接管32；

所述大管径连接管30直径d与动力主体段10直径D的比值为3.9：5；

所述收缩连接管32内部设置有收缩比调节装置33；

所述收缩比调节装置33包括若干组均匀设在所述收缩连接管32内壁的斜面调节装置34，固定设在所述收缩连接管32外部的安装架35，以及设置在所述安装架35与斜面调节装置34之间的收缩控制装置36。

如图4所示，所述斜面调节装置34包括固定在收缩连接管32内壁且靠近大管径连接管30的铰接连接件340，一端与铰接连接件340活动连接的调整叶板341，活动设置在所述调整叶板341另一端的控制连接杆342，以及设置在收缩连接管32内壁且与所述控制连接杆342另一端连接的调节环343；

所述调整叶板341上设有安装控制连接杆342的第一滑槽344；

所述收缩连接管32内壁设有用于滑动安装调节环343的第二滑槽345。

所述收缩控制装置36包括固定在安装架35上的滚轴丝杠360，一端与滚轴丝杠360活动连接、另一端贯穿收缩连接管32与调节环343连接的外部控制件361，以及用于向所述滚轴丝杠360提供动力的动力电机362。

所述小管径出风管31内壁均匀设置有一圈整流翼板310；

所述整流翼板310为梭形且最大厚度为8cm；整流翼板310的迎风端高度为18.5cm；整流翼板310的长度为120cm。

所述扰流调整段20的长度为1.5m。

如图7所示，所述第一变截面连接段21内部设置有将第一变截面连接段21分为四部分的十字型整流翼210；

所述十字型整流翼210安装长度为1.8m，且迎风端前部厚度大于迎风端尾部厚度；

阻尼网202为孔径是1.5mm×1.5mm、丝径是0.3mm的金属网；

阻尼网202与蜂窝器201之间距离300mm。

蜂窝器201由壁厚0.13mm、内切圆直径为4.33mm的六角形蜂窝格组成；

蜂窝器201距离扰流调整段20入口200mm。

其中，风机12、滚轴丝杠360、动力电机362均采用现有技术的市售产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

相较于实施例1，本实施例在第一变截面连接段21内部设置有将第一变截面连接段21分为四部分的十字型整流翼210；通过十字整流翼210的设置能够对风机12产生的气流进行初步的整流导直，有效降低气流的湍流度，提升气流的均匀性。

实施例4

与实施例3不同的是，十字型整流翼210安装长度为1.2m。

实施例5

如图1所示，本实施例记载的是实施例1的提升飞机实验风洞气流均匀性的装置的参数优化方法，包括以下步骤：

S1、根据风洞实验室规模初步设定动力主体段10、第一变截面连接段21、扰流调整段20、第二变截面连接段22、以及收缩段3的尺寸参数；

S2、对风洞结构、动力段1、稳流调整段2、以及收缩段3整体进行建模；

S3、进行流体仿真；先划分网格，然后进行后处理计算出流场，分析目标区域速度分布；

S4、判断目标区域风速不均匀度是否小于5%；

若不均匀度小于5%则设计完成；

若不小于5%则修改步骤S1尺寸参数，重复步骤S2~S4直至目标区域风速不均匀度小于5%。

Claims (6)

1.一种提升飞机实验风洞气流均匀性的装置，包括动力段（1）、稳流调整段（2）、以及收缩段（3）；

所述动力段（1）包括圆管状的动力主体段（10），设置在所述动力主体段（10）内的风机安装结构（11），以及2~4排设置在风机安装结构（11）上且呈矩阵式排列的风机（12）；

所述稳流调整段（2）包括与所述动力主体段（10）连通的扰流调整段（20），一端连通动力主体段（10）、另一端连通扰流调整段（20）的第一变截面连接段（21），以及连通扰流调整段（20）、收缩段（3）的第二变截面连接段（22）；

所述动力主体段（10）、第一变截面连接段（21）、扰流调整段（20）、以及第二变截面连接段（22）的中心轴线在水平方向上重合；

所述扰流调整段（20）包括矩形管道（200）；所述矩形管道（200）的矩形截面对角线长度A与动力主体段（10）直径D的比值为3.5~4.2：5；

所述矩形管道（200）内部靠近第一变截面连接段（21）的一端设置有蜂窝器（201），另一端设置有阻尼网（202）；

所述收缩段（3）包括与第二变截面连接段（22）连通的大管径连接管（30），与所述大管径连接管（30）连通的小管径出风管（31），以及设置在所述大管径连接管（30）、小管径出风管（31）之间的收缩连接管（32）；

所述大管径连接管（30）直径d与动力主体段（10）直径D的比值为2.8~3.9：5；

所述收缩连接管（32）内部设置有收缩比调节装置（33）；

所述收缩比调节装置（33）包括若干组均匀设在所述收缩连接管（32）内壁的斜面调节装置（34），固定设在所述收缩连接管（32）外部的安装架（35），以及设置在所述安装架（35）与斜面调节装置（34）之间的收缩控制装置（36）；

所述斜面调节装置（34）包括固定在收缩连接管（32）内壁且靠近大管径连接管（30）的铰接连接件（340），一端与铰接连接件（340）活动连接的调整叶板（341），活动设置在所述调整叶板（341）另一端的控制连接杆（342），以及设置在收缩连接管（32）内壁且与所述控制连接杆（342）另一端连接的调节环（343）；

所述调整叶板（341）上设有安装控制连接杆（342）的第一滑槽（344）；

所述收缩连接管（32）内壁设有用于滑动安装调节环（343）的第二滑槽（345）；

所述收缩控制装置（36）包括固定在安装架（35）上的滚轴丝杠（360），一端与滚轴丝杠（360）活动连接、另一端贯穿收缩连接管（32）与调节环（343）连接的外部控制件（361），以及用于向所述滚轴丝杠（360）提供动力的动力电机（362）；所述第一变截面连接段（21）内部设置有将第一变截面连接段（21）分为四部分的十字型整流翼（210）；

所述十字型整流翼（210）安装长度为1.2~1.8m，且迎风端前部厚度大于迎风端尾部厚度。

2.根据权利要求1所述的一种提升飞机实验风洞气流均匀性的装置，其特征在于，所述小管径出风管（31）内壁均匀设置有一圈整流翼板（310）；

所述整流翼板（310）为梭形且最大厚度为8cm；整流翼板（310）的迎风端高度为13.5~18.5cm；整流翼板（310）的长度为83~120cm。

3.根据权利要求1所述的一种提升飞机实验风洞气流均匀性的装置，其特征在于，所述扰流调整段（20）的长度为1.5m。

4.根据权利要求1所述的一种提升飞机实验风洞气流均匀性的装置，其特征在于，阻尼网（202）为孔径是1.5mm×1.5mm、丝径是0.3mm的金属网。

5.根据权利要求1所述的一种提升飞机实验风洞气流均匀性的装置，其特征在于，蜂窝器（201）由壁厚0.13mm、内切圆直径为4.33mm的六角形蜂窝格组成。

6.根据权利要求1~5任意一项所述的一种提升飞机实验风洞气流均匀性的装置的参数优化方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、根据风洞实验室规模初步设定动力主体段（10）、第一变截面连接段（21）、扰流调整段（20）、第二变截面连接段（22）、以及收缩段（3）的尺寸参数；

S2、对风洞结构、动力段（1）、稳流调整段（2）、以及收缩段（3）整体进行建模；

S3、进行流体仿真；先划分网格，然后进行后处理计算出流场，分析目标区域速度分布；

S4、判断目标区域风速不均匀度是否小于5%；

若不均匀度小于5%则设计完成；若不小于5%则修改步骤S1尺寸参数，重复步骤S2~S4直至目标区域风速不均匀度小于5%。

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