CN114802806A - 一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法及装置，采用根据实际进气道边界层的发展趋势调节进气道与涡喷发动机的相对位置，从而找到合适的位置，使涡喷发动机的进气条件达到最佳。利用精准的控制技术测量出进气道对涡喷发动机性能的影响，进而解决涡喷发动机进气道边界层流动与涡喷发动机进气匹配问题。

Description

一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方 法及装置

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法及装置。

背景技术

空气具有粘性性质，且空气的粘性与温度有关，正因空气的粘性，当气体流经物体时会产生粘性力，这种力会阻碍气体的流动，会在物体的表面形成一层低能的气流，叫做边界层。边界的厚度不仅与气体的粘性有关还有物体表面的粗糙度以及气流速度都有关系。由于进气道边界层的存在，故而简单的把涡喷发动机与进气道连接，开展涡喷发动机与进气道的联合实验，势必影响涡喷发动机的性能。而目前涡喷发动机的进气道联合实验并不考虑进气道的气流的边界层流动发展对涡喷发动机的性能影响，故而无法解决涡喷发动机进气道边界层流动与涡喷发动机进气匹配问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法，用以解决涡喷发动机进气道边界层流动与涡喷发动机进气匹配问题。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：提供一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法，所述进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法包括以下步骤：

S1、按照涡喷发动机要求在涡喷发动机性能测试台安装涡喷发动机，保证涡喷发动机的推力T测试正常；

S2、在涡喷发动机进气前安装进气道，进气道下安装滑轨、电动推杆，其中电动推杆可推动进气道在滑轨上自由运动，安装其他测试部件，连接调试，保证控制和测试正常；

S3、按照涡喷发动机试车要求，把涡喷发动机试车工况分为低速状态、巡航状态、高速状态，按照涡喷发动机的工况分别取涡喷发动机三个状态的转速进行实验；

S4、以涡喷发动机低速状态为涡喷发动机实验转速，发动机位于进气道实际工作长度外，使进气道边界层充分发展，并测量进气道同一纵截面不同位置的壁面边界层厚度；

S5、重复步骤S4，分别测量涡喷发动机巡航状态、高速状态时进气道壁面的边界层厚度，并记录数据；

S6、根据步骤S4、S5的实验数据，完成不同转速的进气道厚度预估曲线模型；

S7、以涡喷发动机低速状态为涡喷发动机实验转速，根据步骤S6得到的进气道边界层发展趋势，从而控制电动推杆推动进气道沿滑轨运动，改变进气道与涡喷发动机进口的相对位置，使涡喷发动机根据进气道边界层发展情况调节相对位置，从而使涡喷发动机处于边界层未充分发展的区域；此时测量涡喷发动机的推力T2，并做好记录；

S8、重复步骤S7，分别测量涡喷发动机转速巡航状态、高速状态时涡喷发动机的推力；

S9、由步骤S7、S8测量的涡喷发动机推力数据与步骤S4、S5记录的推力数据并进行对比分析，得到进气道边界层流动对涡喷发动机推力影响参数。

在一个实施例中，步骤S3中的低速状态、巡航状态、高速状态分别为0.25nmax、0.5nmax、0.75nmax，其中，nmax为涡喷发动机最大允许转速。

在一个实施例中，步骤S4具体包括：在进气道进气圆弧出口为零点作为第一测点、沿气流方向每间隔0.1L取一个测点，L为进气道长度，测点数不少于5个；在每个测点使用总压探头及探头移动装置测量壁面处的气流边界层厚度б；总压探头接入压力扫描阀系统，用以测量每个测点位置边界层厚度б；记录完一次数据后，涡喷发动机停车，再一次把涡喷发动机转速拉到低速状态，记录数据，重复多次，求取平均值，并记录涡喷发动机推力T1参数。

在一个实施例中，采用步骤S4中方法测量进气道同一纵截面不同位置的壁面边界层厚度时，每种涡喷发动机转动状态下至少重复测量三次。

在一个实施例中，步骤S6具体包括：以测点位置为横坐标，边界层厚度为纵坐标，做出边界层厚度发展曲线，通过边界层厚度曲线预估边界层的发展趋势，从而判断边界层是否已经充分发展。

本发明的另一个目的在于提供一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的装置，用于实施上述任意一项实施例所述的进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法，所述进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的装置包括：

涡喷发动机，所述涡喷发动机设置于发动机测试台上；

进气道，所述进气道活动套设于所述涡喷发动机的进气端；

滚珠滑轨，所述滚珠滑轨设置于所述进气道的底侧，所述滚珠滑轨用于支撑所述进气道；

电动推杆，所述电动推杆一端所述涡喷发动机相连接，所述电动推杆的另一端与所述进气道相连接，所述电动推杆用于推动所述进气道滑动；

位移传感器，所述位移传感器设置于所述电动推杆上，用于测量所述进气道与所述涡喷发动机之间的位置关系；

多个边界层厚度测量装置，所述边界层厚度测量装置直线等距排布于所述进气道上；

电子压力扫描阀，所述电子压力扫描阀于所述边界层厚度测量装置电性连接，所述电子压力扫描阀用于测量所述边界层厚度测量装置的压力变化；

压力校准装置，所述压力校准装置与所述电子压力扫描阀相连通，所述压力校准装置用于对所述电子压力扫描阀进行压力校准；

计算机系统，所述计算机系统与所述发动机测试台、所述电动推杆、所述位移传感器、所述电子压力扫描阀电性连接。

在一个实施例中，所述压力校准装置为氮气瓶。

在一个实施例中，所述进气道上设置有8个所述边界层厚度测量装置，相邻两个所述边界层厚度测量装置之间的间距为0.1L，其中L为进气道长度。

在一个实施例中，所述边界层厚度测量装置包括：

安装架，所述安装架设置于所述进气道的外表面；

步进电机，所述步进电机设置于所述安装架上；

丝杆，所述丝杆可转动设置于所述安装架上，且所述丝杆于所述步进电机的动力输出端相连；

滑块，所述滑块配合于所述丝杆上；

总压探针，所述总压探针一端穿过所述进气道上开设的小孔，伸入到所述进气道内，所述总压探针于所述滑块相连；

测压管，所述测压管的一端与所述总压探针相连通，所述测压管的另一端与所述电子压力扫描阀相连。

在一个实施例中，所述总压探针为外径为1.0mm，内径为0.6mm的不锈钢管。

本发明实施例中上述的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：

1、由于涡喷发动机安装时具有进气道，进气道的性能直接影响涡喷发动机，而只考虑进气道的总压损失已经不能适应目前发动机高性能的需求，因此进气道的边界层流动也是在涡喷发动机实验中必须考虑问题，而本发明实施例可根据进气道边界层流动的动态变化测量对涡喷发动机的性能参数影响。

2、本发明可根据不同形状涡喷发动机进气道的形状预估进气道边界层厚度的发展趋势，从而利用精准的控制技术测量出进气道对涡喷发动机性能的影响，进而解决涡喷发动机进气道边界层流动与涡喷发动机进气匹配问题。

3、由于涡喷发动机宽转速工作范围，造成进气道流动参数的的急剧变化，因此改变涡喷发动机在进气道中的位置，可以很好有效的满足进气道对涡喷发动机工作的需求。

4、通过测量进气道边界层参数的方法也可以随时监测进气道的流场变化，从而很好的为涡喷发动机进气提供预警信息，防止涡喷发动机因进气不均造成损坏。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对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，下面描述中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为本发明实施体提供的三个不同转速的数据做出边界层厚度变化趋势曲线图；

图2为本发明实施体提供的进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的装置的结构示意图；

图3为本发明实施体提供的边界层厚度测量装置的安装位置示意图；

图4为本发明实施体提供的边界层厚度测量装置的结构示意图。

其中，各个附图标记如下：

1、进气道；2、涡喷发动机；3、电动推杆；4、位移传感器；5、边界层厚度测量装置；6、滚珠滑轨；7、电子压力扫描阀；8、压力校准装置；9、计算机系统；10、发动机测试台；51、总压探针；52、测压管；53、步进电机；54、滑块；55、丝杠；56、安装架。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其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。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“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该特征。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。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；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。

本申请实施例提供了一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法，包括以下步骤：

S1、按照涡喷发动机要求在涡喷发动机性能测试台安装涡喷发动机，保证涡喷发动机的推力T测试正常。

S2、在涡喷发动机进气前安装进气道，进气道下安装滑轨、电动推杆，其中电动推杆可推动进气道在滑轨上自由运动，安装其他测试部件，连接调试，保证控制和测试正常。

S3、按照涡喷发动机试车要求，把涡喷发动机试车工况分为低速状态、巡航状态、高速状态，按照涡喷发动机的工况分别取涡喷发动机三个状态的转速进行实验；

可选的，其中，低速状态、巡航状态、高速状态分别为0.25nmax、0.5nmax、0.75nmax，其中，nmax为涡喷发动机最大允许转速。

S4、以涡喷发动机低速状态为涡喷发动机实验转速，发动机位于进气道实际工作长度外，使进气道边界层充分发展，并测量进气道同一纵截面不同位置的壁面边界层厚度；

详细的说，步骤S4具体包括：在进气道进气圆弧出口为零点作为第一测点、沿气流方向每间隔0.1L取一个测点，L为进气道长度，测点数不少于5个；在每个测点使用总压探头及探头移动装置测量壁面处的气流边界层厚度б；总压探头接入压力扫描阀系统，用以测量每个测点位置边界层厚度б；记录完一次数据后，涡喷发动机停车，再一次把涡喷发动机转速拉到低速状态，记录数据，重复多次(至少三次)，求取平均值，并记录涡喷发动机推力T1参数。

S5、重复步骤S4，分别测量涡喷发动机巡航状态、高速状态时进气道壁面的边界层厚度，并记录数据。

S6、根据步骤S4、S5的实验数据，完成不同转速的进气道厚度预估曲线模型；

详细的说，步骤S6具体包括：以测点位置为横坐标，边界层厚度为纵坐标，做出边界层厚度发展曲线，通过边界层厚度曲线预估边界层的发展趋势，从而判断边界层是否已经充分发展。

S7、以涡喷发动机低速状态为涡喷发动机实验转速，根据步骤S6得到的进气道边界层发展趋势，从而控制电动推杆推动进气道沿滑轨运动，改变进气道与涡喷发动机进口的相对位置，使涡喷发动机根据进气道边界层发展情况调节相对位置，从而使涡喷发动机处于边界层未充分发展的区域；此时测量涡喷发动机的推力T2，并做好记录。

S8、重复步骤S7，分别测量涡喷发动机转速巡航状态、高速状态时涡喷发动机的推力。

S9、由步骤S7、S8测量的涡喷发动机推力数据与步骤S4、S5记录的推力数据并进行对比分析，得到进气道边界层流动对涡喷发动机推力影响参数。

本发明实施例通过上述方法可根据不同形状涡喷发动机进气道的形状预估进气道边界层厚度的发展趋势，从而利用精准的控制技术测量出进气道对涡喷发动机性能的影响，进而解决涡喷发动机进气道边界层流动与涡喷发动机进气匹配问题。

示例一：

1.本实施在微型涡喷发动机实验台进行，发动机进口外直径为100mm，最大转速为16000转/分，因此取发动机三个转速分别为：n1＝0.25*16000＝4000转/分，n2＝0.5*16000＝8000转/分，n3＝0.75*16000＝12000转/分。进气道长度为500mm，实际工作长度为300mm，开始时，发动机在进气道尾端500mm的位置，进气喇叭口长50mm，内直径为102mm。

2.从进气道进气后直段开始布点，间距为0.1*500＝50mm。因此进气道边界层厚度测点为：(从进气道进口开始)第一位置50mm、第二位置100mm、第三位置150mm、第四位置200mm、第五位置250mm、第六位置300mm、第七位置350mm、第八位置400mm。

3.在涡喷发动机转速4000转/分、8000转/分、12000转/分时测量边界层厚度和发动机推力如下表：

表1(转速4000转/分)

表2(转速8000转/分)

表3(转速12000转/分)

4.由三个转速的数据做出边界层厚度变化趋势曲线，可以看出从4000转/分时在400mm、8000转/分时在350mm、12000转/分时250mm以后边界层厚度基本充分发展，如图1所示。

5.根据上述数据控制电动推杆控制进气道与发动机相对位置为4000转/分时在400mm以内位置、8000转/分时在350mm以内位置、12000转/分时250mm以内位置。测量发动机在边界层未充分发展时发动机推力T2。得到进气道边界层流动对涡喷发动机推力影响参数，数据表如下：

	0.25n<sub>max</sub>	0.5n<sub>max</sub>	0.75n<sub>max</sub>
				T<sub>1</sub>(N)	107.3	258.3	417.3
T<sub>2</sub>(N)	104.2	251.4	413.5
				(T<sub>1</sub>-T<sub>2</sub>)/T<sub>1</sub>×100％	2.8％	2.6％	0.9％

表4(进气道边界层流动对涡喷发动机推力影响参)

本发明的另一个目的在于提供一种进气道1边界层流动与航空涡喷发动机2进气匹配的装置，用于实施上述任意一项实施例的进气道1边界层流动与航空涡喷发动机2进气匹配的实验方法，进气道1边界层流动与航空涡喷发动机2进气匹配的装置包括涡喷发动机2、计算机系统9、滚珠滑轨6、电动推杆3、位移传感器4、多个边界层厚度测量装置5、电子压力扫描阀7、压力校准装置8、进气道1。其中，涡喷发动机2设置于发动机测试台10上。进气道1活动套设于涡喷发动机2的进气端。滚珠滑轨6设置于进气道1的底侧，滚珠滑轨6用于支撑进气道1。电动推杆3一端涡喷发动机2相连接，电动推杆3的另一端与进气道1相连接，电动推杆3用于推动进气道1滑动。位移传感器4设置于电动推杆3上，用于测量进气道1与涡喷发动机2之间的位置关系。边界层厚度测量装置5直线等距排布于进气道1上。电子压力扫描阀7于边界层厚度测量装置5电性连接，电子压力扫描阀7用于测量边界层厚度测量装置5的压力变化。压力校准装置8与电子压力扫描阀7相连通，压力校准装置8用于对电子压力扫描阀7进行压力校准。计算机系统9与发动机测试台10、电动推杆3、位移传感器4、电子压力扫描阀7电性连接。

涡喷发动机2安装在发动机测试台10上，进气道1滑动套设在涡喷发动机2的进气端，并且进气道1与涡喷发动机2上连接有电动推杆3，因此进气道1可在电动推杆3推力作用下滑动，进而调节涡喷发动机2与进气道1之间的位置关系。并且通过在进气道1的下方设置滚珠滑轨6，通过滚珠滑轨6支撑进气道1，使得电动推杆3调节进气道1位置时更加流畅。位移传感器4设置在电动推杆3上，位移传感器4通过监测电动推杆3的状态进而测量进气道1与涡喷发动机2之间的相对位置。进气道1的边界层厚度测量由边界层厚度测量装置5完成，边界层厚度测量装置5与电子压力扫描阀7相连，边界层的压力变化由电子压力扫描阀7进行测量。压力校准装置8用来对电子压力扫描阀7提供在线校准压力(压力校准装置8可为氮气瓶)。涡喷发动机2和其他测量参数均由计算机系统9测量控制完成。

在一个实施例中，为了测量边界层沿进气道1的发展情况，进气道1上设置有8个边界层厚度测量装置5，相邻两个边界层厚度测量装置5之间的间距为0.1L，其中L为进气道1长度，由8点位置的测量参数可以预估进气道1边界层厚度的发展情况。

在一个实施例中，边界层厚度测量装置5包括安装架56、步进电机53、丝杆、测压管52、总压探针51(可选的，总压探针51可为外径为1.0mm，内径为0.6mm的不锈钢管)、滑块54。安装架56设置于进气道1的外表面。步进电机53设置于安装架56上。丝杆可转动设置于安装架56上，且丝杆于步进电机53的动力输出端相连。滑块54配合于丝杆上(滑块54的一端可与安装架56滑动配合，使得当丝杆转动时，滑块54带动总压探针51上下运动)，总压探针51一端穿过进气道1上开设的小孔(小孔的直径可为2mm)，伸入到进气道1内，总压探针51于滑块54相连。测压管52的一端与总压探针51相连通，测压管52的另一端与电子压力扫描阀7相连。步进电机53带动丝杠55旋转，从而使滑块54沿丝杠55轴向运动，总压探针51与滑块54固定连接，可随滑块54运动。而通过步进电机53的步数和丝杠55螺距可以准确计算出总压探针51的移动距离，从而可以由气流总压的变化测量边界层的厚度。

以上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 (10)

1.一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法，其特征在于，所述进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法包括以下步骤：

S1、按照涡喷发动机要求在涡喷发动机性能测试台安装涡喷发动机，保证涡喷发动机的推力T测试正常；

S2、在涡喷发动机进气前安装进气道，进气道下安装滑轨、电动推杆，其中电动推杆可推动进气道在滑轨上自由运动，安装其他测试部件，连接调试，保证控制和测试正常；

S3、按照涡喷发动机试车要求，把涡喷发动机试车工况分为低速状态、巡航状态、高速状态，按照涡喷发动机的工况分别取涡喷发动机三个状态的转速进行实验；

S4、以涡喷发动机低速状态为涡喷发动机实验转速，发动机位于进气道实际工作长度外，使进气道边界层充分发展，并测量进气道同一纵截面不同位置的壁面边界层厚度；

S5、重复步骤S4，分别测量涡喷发动机巡航状态、高速状态时进气道壁面的边界层厚度，并记录数据；

S6、根据步骤S4、S5的实验数据，完成不同转速的进气道厚度预估曲线模型；

S7、以涡喷发动机低速状态为涡喷发动机实验转速，根据步骤S6得到的进气道边界层发展趋势，从而控制电动推杆推动进气道沿滑轨运动，改变进气道与涡喷发动机进口的相对位置，使涡喷发动机根据进气道边界层发展情况调节相对位置，从而使涡喷发动机处于边界层未充分发展的区域；此时测量涡喷发动机的推力T2，并做好记录；

S8、重复步骤S7，分别测量涡喷发动机转速巡航状态、高速状态时涡喷发动机的推力；

S9、由步骤S7、S8测量的涡喷发动机推力数据与步骤S4、S5记录的推力数据并进行对比分析，得到进气道边界层流动对涡喷发动机推力影响参数。

2.根据权利要求1所述的一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法，其特征在于：

步骤S3中的低速状态、巡航状态、高速状态分别为0.25nmax、0.5nmax、0.75nmax，其中，nmax为涡喷发动机最大允许转速。

3.根据权利要求1所述的一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法，其特征在于：

步骤S4具体包括：在进气道进气圆弧出口为零点作为第一测点、沿气流方向每间隔0.1L取一个测点，L为进气道长度，测点数不少于5个；在每个测点使用总压探头及探头移动装置测量壁面处的气流边界层厚度б；总压探头接入压力扫描阀系统，用以测量每个测点位置边界层厚度б；记录完一次数据后，涡喷发动机停车，再一次把涡喷发动机转速拉到低速状态，记录数据，重复多次，求取平均值，并记录涡喷发动机推力T1参数。

4.根据权利要求3所述的一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法，其特征在于：

采用步骤S4中方法测量进气道同一纵截面不同位置的壁面边界层厚度时，每种涡喷发动机转动状态下至少重复测量三次。

5.根据权利要求1所述的一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法，其特征在于：

步骤S6具体包括：以测点位置为横坐标，边界层厚度为纵坐标，做出边界层厚度发展曲线，通过边界层厚度曲线预估边界层的发展趋势，从而判断边界层是否已经充分发展。

6.一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的装置，用于实施上述权利要求1-5中任意一项所述的进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的实验方法，其特征在于，所述进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的装置包括：

涡喷发动机，所述涡喷发动机设置于发动机测试台上；

进气道，所述进气道活动套设于所述涡喷发动机的进气端；

滚珠滑轨，所述滚珠滑轨设置于所述进气道的底侧，所述滚珠滑轨用于支撑所述进气道；

电动推杆，所述电动推杆一端所述涡喷发动机相连接，所述电动推杆的另一端与所述进气道相连接，所述电动推杆用于推动所述进气道滑动；

位移传感器，所述位移传感器设置于所述电动推杆上，用于测量所述进气道与所述涡喷发动机之间的位置关系；

多个边界层厚度测量装置，所述边界层厚度测量装置直线等距排布于所述进气道上；

电子压力扫描阀，所述电子压力扫描阀于所述边界层厚度测量装置电性连接，所述电子压力扫描阀用于测量所述边界层厚度测量装置的压力变化；

压力校准装置，所述压力校准装置与所述电子压力扫描阀相连通，所述压力校准装置用于对所述电子压力扫描阀进行压力校准；

计算机系统，所述计算机系统与所述发动机测试台、所述电动推杆、所述位移传感器、所述电子压力扫描阀电性连接。

7.根据权利要求6所述的一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的装置，其特征在于：

所述压力校准装置为氮气瓶。

8.根据权利要求6所述的一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的装置，其特征在于：

所述进气道上设置有8个所述边界层厚度测量装置，相邻两个所述边界层厚度测量装置之间的间距为0.1L，其中L为进气道长度。

9.根据权利要求6所述的一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的装置，其特征在于，所述边界层厚度测量装置包括：

安装架，所述安装架设置于所述进气道的外表面；

步进电机，所述步进电机设置于所述安装架上；

丝杆，所述丝杆可转动设置于所述安装架上，且所述丝杆于所述步进电机的动力输出端相连；

滑块，所述滑块配合于所述丝杆上；

总压探针，所述总压探针一端穿过所述进气道上开设的小孔，伸入到所述进气道内，所述总压探针于所述滑块相连；

测压管，所述测压管的一端与所述总压探针相连通，所述测压管的另一端与所述电子压力扫描阀相连。

10.根据权利要求9所述的一种进气道边界层流动与航空涡喷发动机进气匹配的装置，其特征在于：

所述总压探针为外径为1.0mm，内径为0.6mm的不锈钢管。

Images