CN114018583B - 一种均匀进气的涵道喷管推力与流量同步测量进气结构 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空发动机喷管设计领域，特别涉及一种均匀进气的单涵道喷管推力与流量同步测量进气结构，所述结构通过前端进气后端出，在结构内部设置有喷嘴，整流片，内塞体，整流片在进气结构的前端设置，喷嘴置于整流片之后，测量器在上述两者之间，进气结构整体安装在推力测试平台上，能够同时测试流量和推力，本装置结构紧凑高效，既满足喷管进口气流均匀，还可以有效减小流量喷嘴前整流段的长度，方便推力测量平台布置。

Description

一种均匀进气的涵道喷管推力与流量同步测量进气结构
技术领域
本申请属于航空发动机喷管设计领域，特别涉及一种均匀进气的单涵道喷管推力与流量同步测量进气结构。
背景技术
推力与流量是航空发动机喷管重要性能参数之一，目前军用航空发动机排气装置大部分为单涵道排气喷管。为了实现此类喷管推力效率计算，需要精确测量喷管的推力和流经的流量。如何在有限空间范围同时测量大尺寸喷管流量和喷管推力是一个技术难题。
现有的喷管测力试验台结构主要有三种形式：
（1）采用柔性连接方式，计算推力时需要对试验数据进行修正；
（2）进气采用非接触密封结构，但推力与流量需要分别测量，最后通过拟合得到推力性能；
（3）试验件不需要进气，可自行产生气体，如火箭、导弹等。
柔性结构与半密封结构均存在难以定量计算且不可消除的测力干扰，影响测力精度；同时流量测量在密封装置之前，造成流量测量不准确；整流段较长，不利于进气段、推力天平等布置。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供了一种均匀进气的涵道喷管推力与流量同步测量进气结构，包括：进气函道，整流片，受感器，内塞体，带支撑结构的整流片，喷管，喷嘴，其中受感器包括总温、总压、静压受感器；
进气函道，所述进气函道为管状结构，所述进气函道包括前端、后端与内腔，气体由前端进入所述进气函道内腔，由后端排出，整流片设置在靠近所述进气函道的前端的内腔里，所述喷嘴设置在整流片之后，整流片与所述喷嘴之间的部分所述进气函道为整流段，总温、总压、静压受感器设置于所述整流段内，内塞体设置于所述喷嘴之后的所述进气函道内，内塞体的直径小于所述进气函道的直径，内塞体与所述进气函道通过带支撑结构的整流片支撑连接，所述进气函道后端连接所述喷管。
优选的是，当所述喷管为单涵道喷管时，所述内塞体为短椎体，所述短椎体后端安装有尾锥，所述短椎体与所述喷管之间设有整流片，所述喷嘴为非临界流量喷嘴。
优选的是，当所述喷管为双涵道喷管时，所述内塞体为长椎体，所述长椎体后端沿气流方向延伸长度超过所述喷管，所述喷嘴为多孔临界流量喷嘴。
优选的是，所述整流片包括蜂窝器与多层阻尼网，所述多层阻尼网层数为4~8层。
优选的是，所述进气函道安装在推力测量天平上。
优选的是，所述进气函道由多个管道首尾连接而成。
优选的是，多孔临界流量喷嘴包括多个小喷嘴，每个所述小喷嘴包括平直段与喷口段，所述平直段的内腔平直，喷口段内腔沿气流方向逐渐缩小。
优选的是，所述喷嘴为非临界流量喷嘴整体呈喇叭状，包括大口端和小口端，气体由大口端进入经由小口端排出。
本申请的优点包括：本发明目的是提供一种均匀进气的单涵道喷管推力与流量同步测量进气结构，在测量推力的同时既满足流量测量，还可以大幅减小进气结构长度，提高进入喷管气流的均匀度，保证气体相关数据的准确度。
附图说明
图1是本申请一优选实施方式的单涵道喷管推与流量同步测量进气结构示意图；
图2是本申请一优选实施方式的仅外涵进气双涵道喷管推与流量同步测量进气结构示意图；
图3是本申请一优选实施方式的蜂窝器与阻尼网示意图；
图4是本申请一优选实施方式的多孔临界流量喷嘴示意图；
其中，1-整流片；2-受感部；3-非临界流量喷嘴；4-推力测量天平；5-内塞体；6-带支撑结构的蜂窝器阻尼网；7-尾锥；8-单涵道喷管；9-多孔临界流量喷嘴；10-仅外涵进气双涵道喷管。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请提供了一种均匀进气的涵道喷管推力与流量同步测量进气结构，如图1，图2所示，包括：进气函道，整流片1，受感器2，内塞体5，带支撑结构的整流片6，喷管，喷嘴；其中整流片1为蜂窝器阻尼网1，如图3所示，受感器2为总温、总压、静压受感器2。
进气函道，所述进气函道为管状结构，所述进气函道包括前端、后端与内腔，气体由前端进入所述进气函道内腔，由后端排出，蜂窝器阻尼网1设置在靠近所述进气函道的前端的内腔里，所述喷嘴设置在蜂窝器阻尼网1之后，蜂窝器阻尼网1与所述喷嘴之间的部分所述进气函道为整流段，总温、总压、静压受感器2设置于所述整流段内，内塞体5设置于所述喷嘴之后的所述进气函道内，内塞体5的直径小于所述进气函道的直径，内塞体5与所述进气函道通过带支撑结构的整流片6支撑连接，带支撑结构的蜂窝器阻尼网6由支撑环和蜂窝器阻尼网组成，用于支撑内塞体5，可以减少固定支板的使用，减少进气结构漏气的风险。所述进气函道后端连接所述喷管。
在实际的测试环境中，蜂窝器阻尼网1位于进气结构的前端，起到整流器的作用，用于减小流量测量装置前整流段的长度。阻尼网由6层组成。
当所述喷管为单涵道喷管8时，气流为低落压比，所述内塞体5为短椎体，所述短椎体后端安装有尾锥7，所述短椎体与所述喷管之间设有蜂窝器阻尼网1，内塞体5前端为锥形进气，用于模拟航空发动机真实流道所述喷嘴为非临界流量喷嘴3，如图4所示，非临界流量喷嘴3用于测量小落压比喷管的流量，非临界流量喷嘴3整体呈喇叭状，包括大口端和小口端，气体由大口端进入经由小口端排出。
当所述喷管为双涵道喷管10时，气流为高落压比，对于高落压比喷管采用多孔临界流量喷嘴9，多孔临界流量喷嘴9包括多个小喷嘴，每个所述小喷嘴包括平直段与喷口段，所述平直段的内腔平直，喷口段内腔沿气流方向逐渐缩小，多孔临界流量喷嘴9的每个小喷嘴由于其当量直径小，自带平直段，对于前整流段的长度要求小，甚至可以去除整流段，可以缩短整体进气结构的长度；对于仅外涵进气双涵道喷管10，不再安装尾锥7，而是直接连接仅外涵进气双涵道喷管10，气流经过带支撑结构的蜂窝器阻尼网6后，保证进气均匀。
其中整个进气结构安放在推力测量天平4上，可以在测量流量的同时测量进气结构的推力。
优选的是，所述进气函道由多个管道首尾连接而成，分段式的结构能够便捷拆卸和更换进气结构的部件，能够根据实际的测试对象组装其不同的结构，使进气结构多样话，提高使用效率，扩大适用范围。
本申请的优点包括：本发明目的是提供一种均匀进气的单涵道喷管推力与流量同步测量进气结构，可实现单涵道喷管与仅外涵进气双涵道喷管的推力和流量同步测量，可以得到实时数据；选择不同形式的流量喷嘴结构，可以覆盖高落压比和小落压比喷管流量精确测量要求；结构紧凑高效，既满足喷管进口气流均匀，还可以有效减小流量喷嘴前整流段的长度，方便推力测量平台布置。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种均匀进气的涵道喷管推力与流量同步测量进气结构，其特征在于，包括：进气函道，受感器（2），内塞体（5），带支撑结构的整流片（6），喷管，喷嘴；
进气函道，所述进气函道为管状结构，所述进气函道包括前端、后端与内腔，气体由前端进入所述进气函道内腔，由后端排出，整流片（1）设置在靠近所述进气函道的前端的内腔里，所述喷嘴设置在整流片（1）之后，整流片（1）与所述喷嘴之间的部分所述进气函道为整流段，受感器（2）设置于所述整流段内，内塞体（5）设置于所述喷嘴之后的所述进气函道内，内塞体（5）的直径小于所述进气函道的直径，内塞体（5）与所述进气函道通过带支撑结构的整流片（6）支撑连接，所述进气函道后端连接所述喷管，当所述喷管为双涵道喷管（10）时，所述内塞体（5）为长椎体，所述长椎体后端沿气流方向延伸长度超过所述喷管，所述喷嘴为多孔临界流量喷嘴（9）；
多孔临界流量喷嘴（9）包括多个小喷嘴，每个所述小喷嘴包括平直段与喷口段，所述平直段的内腔平直，喷口段内腔沿气流方向逐渐缩小。
2.如权利要求1所述的均匀进气的涵道喷管推力与流量同步测量进气结构，其特征在于，所述整流片（1）包括蜂窝器与多层阻尼网，所述多层阻尼网层数为4~8层。
3.如权利要求1所述的均匀进气的涵道喷管推力与流量同步测量进气结构，其特征在于，所述进气函道安装在推力测量天平（4）上。
4.如权利要求1所述的均匀进气的涵道喷管推力与流量同步测量进气结构，其特征在于，所述进气函道由多个管道首尾连接而成。
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