CN115127822A - 一种进气道实验装置 - Google Patents

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Abstract

本发明属于进气道实验技术领域，具体而言，本发明涉及一种进气道实验装置，用于测试进气道的总压畸变和/或旋流畸变，具体的，沿流场的沿程方向，所述进气道实验装置包括风洞、进气道、用于测量所述进气道出口位置处流场畸变的第二测量段，以及设在所述第二测量段之后的喷管或压气机试验台；所述进气道为复杂几何构型的进气道，所述进气道为全尺寸模型或缩比模型。本发明能够研究多组不同几何形状的进气道下流场特征，直接测量还原得到由复杂几何进气道产生的总压与旋流畸变耦合流场，方便在航空发动机试验和研究阶段研究进气道的存在对压气机以及整台发动机稳态及动态特性的影响。

Description

一种进气道实验装置
技术领域
本发明属于进气道实验技术领域，具体而言，本发明涉及一种进气道实验装置。
背景技术
军用飞行器的隐身化发展趋势，使得进气道的设计尤为重要。其中，S型进气道复杂弯曲的几何形状可以使雷达波多次在进气道内壁面衰减，从而有效地遮蔽发动机可视面积，大大提高飞行器隐身性能。
然而，由于S型进气道具有复杂几何、较大弯曲曲率流道形式，可能会在进气道内产生边界层分离、在其下游的发动机入口产生总压畸变与旋流畸变等，严重危害飞行安全与发动机寿命。
因此，开展真实进气道条件下进气道入口、压气机入口进气流场的测量、压气机特性测试、发动机稳态与动态性能测试等均需要一套有实用意义的、能够模拟S型进气道造成压气机进气畸变的实验台。
目前，接入复杂几何进气道后，航空发动机的典型进气条件为旋流畸变与总压畸变相耦合。现有技术中，同时考虑总压畸变与旋流畸变的技术方案主要是将单独模拟总压畸变的技术与单独模拟旋流畸变的技术相组合，从而达到两种畸变相耦合的效果。这种组合的技术方案虽然可以得到耦合流场，但不能直接确定接入复杂几何进气道后具体应该将畸变发生装置设置成哪种形式，所产生的畸变特征难以做到还原进气道入口气流不均匀与复杂几何进气道二者共同造成的下游压气机入口流场稳态与非稳态畸变特征。另外，进气道容腔的存在还有可能改变进气道与发动机构成的整体系统的稳定性特性，在上述技术方案中无法考虑。
发明内容
为了至少部分解决上述问题，本发明提供了一种进气道实验装置，其技术方案如下：
一种进气道实验装置，用于测试进气道的总压畸变和/或旋流畸变，沿流场的沿程方向，所述进气道实验装置包括风洞、进气道、用于测量所述进气道出口位置处流场畸变的第二测量段，以及设在所述第二测量段之后的喷管或压气机试验台；所述进气道为复杂几何构型的进气道，所述进气道为全尺寸模型或缩比模型。
如上所述的进气道实验装置，进一步优选为：所述进气道上还设有沿所述流场沿程方向分布的多个压力传感器，所述压力传感器用于测量所述进气道内流场的静压分布；多个所述压力传感器设在所述进气道的上壁面和/或下壁面。
如上所述的进气道实验装置，进一步优选为：所述风洞与所述进气道之间设有第一测量段，所述第一测量段用于测量所述进气道的入口位置处的流场。
如上所述的进气道实验装置，进一步优选为：所述第一测量段和所述第二测量段均包括探针和用于安装所述探针的探针支架；多个所述探针支架沿相应所述第一测量段或所述第二测量段的周向均匀分布，所述探针支架的一端固定在相应所述第一测量段或所述第二测量段的内壁，所述探针支架的另一端向相应所述第一测量段或所述第二测量段的中心点延伸；每个所述探针支架上设置至少一个探针，当所述探针支架上设有多个所述探针时，各个所述探针沿所述探针支架的一端到另一端的方向分布。
如上所述的进气道实验装置，进一步优选为：所述探针支架的外形为航空发动机压气机叶型；每个所述探针支架上的相同径向位置处均安装有所述探针；当所有所述探针支架上均设有多个所述探针时，每个所述探针支架上的相同径向位置处的探针的连线形成同心圆，所述同心圆中任意相邻两个圆分割出的环形面积与所述同心圆中最小圆围绕出的面积相等。
如上所述的进气道实验装置，进一步优选为：还包括设在所述风洞和所述第一测量段之间的畸变发生段；所述畸变发生段内安装有总压畸变发生器和/或旋流畸变发生器。
如上所述的进气道实验装置，进一步优选为：还包括设在所述风洞和所述畸变发生段之间的第一过渡段、设在所述进气道与所述第二测量段之间的第二过渡段；所述第一过渡段用于将所述风洞的出口内径过渡到适于与所述畸变发生段的入口连接的内径；所述第二过渡段用于将所述进气道的出口内径过渡到适于与所述第二测量段的入口连接的内径。
如上所述的进气道实验装置，进一步优选为：还包括可调支架，所述可调支架支撑于所述进气道和/或所述第二测量段；所述可调支架的支撑高度可调节，用于适应多组不同几何形状的所述进气道的安装。
如上所述的进气道实验装置，进一步优选为：所述风洞、所述第一过渡段、所述畸变发生段、所述第一测量段、所述进气道、所述第二过渡段以及所述第二测量段之间通过快接接口连接。
如上所述的进气道实验装置，进一步优选为：所述复杂几何构型的进气道包括S型进气道、变几何进气道和DSI进气道中的一种。
分析可知，与现有技术相比，本发明的优点和有益效果在于：
本发明的进气道为全尺寸模型或缩比模型，能够直接研究测量复杂几何构型进气道产生的畸变特征；第二测量段用来测量进气道出口位置处的流场畸变，能够测量总压畸变与旋流畸变，方便研究复杂几何构型进气道造成的畸变形式。进气道、第二测量段均为模块化，可拆卸更换，通过更换不同的进气道，能够研究多组不同几何形状的进气道下流场特征，直接测量还原得到由复杂几何构型进气道产生的总压与旋流畸变耦合流场，方便在航空发动机试验和研究阶段研究进气道的存在对压气机以及整台发动机稳态及动态特性的影响。
附图说明
图1为本发明的进气道实验装置的结构示意图；
图2为本发明的图1的主视图；
图3为本发明的第二测量段的结构示意图；
图4为本发明的图3的主视图；
图5为本发明的进气道的结构示意图；
图6为本发明的第二过渡段的结构示意图。
图中：1-风洞；2-第一过渡段；3-畸变发生段；4-第一测量段；5-进气道；6-第二过渡段；7-第二测量段；8-喷管；9-可调支架；10-探针支架；11-探针；12-压力传感器。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动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。
在本发明的描述中，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”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而不是要求本发明必须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。本发明中使用的术语“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；可以是直接相连，也可以通过中间部件间接相连，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的具体含义。
请参考图1至图6，图1为本发明的进气道实验装置的结构示意图；图2为本发明的图1的主视图；图3为本发明的第二测量段的结构示意图；图4为本发明的图3的主视图；图5为本发明的进气道的结构示意图；图6为本发明的第二过渡段的结构示意图。其中，在图1和图2中，畸变发生段和第一测量段采用的简化示意图；在图4中，虚线画的同心圆是为了助于理解，而非实体结构。
如图1和图2所示，本发明提供了一种用来测量进气道总压畸变和/或旋流畸变的进气道实验装置。沿流场的沿程方向，进气道实验装置包括风洞1、进气道5、第二测量段7，以及设在第二测量段7之后的喷管8或压气机试验台。其中，进气道5为复杂几何构型的进气道，且进气道5为全尺寸模型或缩比模型，面向实际几何的进气道，能够直接研究测量复杂几何进气道产生的畸变特征。第二测量段7用来测量进气道5出口位置处的流场畸变，能够测量总压畸变与旋流畸变，方便研究复杂几何进气道造成的畸变形式。
在本发明中，进气道5、第二测量段7均为模块化设计，可拆卸更换，通过更换不同的进气道5，能够研究多组不同几何形状的进气道下流场特征。进气道5在几何尺寸特征(例如进气道5长度、截面扩张速率、轴线偏移量等)上与实际飞行器使用的复杂几何构型进气道相似，从而能够模拟出对应真实复杂几何构型进气道在实际飞行状态下对下游造成的畸变流场，可以直接测量还原得到由复杂几何构型进气道产生的总压与旋流畸变耦合流场，方便在航空发动机试验和研究阶段研究进气道的存在对压气机以及整台发动机稳态及动态特性的影响。
如图5所示，在本发明的一个实施例中，于进气道5上，沿流场沿程方向分布有多个压力传感器12，用来测量进气道5内流场的静压分布。多个压力传感器12设在进气道5的上壁面和/或下壁面。优选进气道5的上壁面和下壁面上同时安装有多个压力传感器12，能够测量进气道5内流场沿程的静压分布。
如图2所示，在本发明的又一实施例中，风洞1与进气道5之间设有第一测量段4，能够测量进气道5入口位置处的流场。
如图3所示，在本发明的又一实施例中，第一测量段4和第二测量段7均包括探针11和为探针11提供安装位置的探针支架10。多个探针支架10沿相应第一测量段4或第二测量段7的周向均匀分布。具体的，探针支架10的一端固定在相应第一测量段4或第二测量段7的内壁，探针支架10的另一端向相应第一测量段4或第二测量段7的中心点延伸。每个探针支架10上设置至少一个探针11，当探针支架10上设有多个探针11时，各个探针11沿探针支架10的一端到另一端的方向分布。以第一测量段4为例，多个探针支架10在第一测量段4的内壁周向上呈圆周阵列分布，能够测量进气道5进口处的流场。同理，第二测量段7内安装的多个探针11能够测量进气道5出口处的流场。
如图3所示，在本发明的又一实施例中，探针支架10的外形为航空发动机压气机叶型，能够避免对流场产生过大干扰。
如图3和图4所示，在本发明的又一实施例中，每个探针支架10上的相同径向位置处均安装有探针11，并且，探针支架10与探针11是一对多的关系。当所有探针支架10上均设有多个探针11时，每个探针支架10上的相同径向位置处的探针11的连线形成同心圆(多个圆心相同而半径不同的圆)，同心圆中任意相邻两个圆分割出的环形面积与同心圆中最小圆围绕出的面积相等，任意两个被分割出的环形面积也相等。该实施例基于微分思想的圆截面面积平均测点布置方法进行探针11的布置，可以用较少的探针11较为科学的测量评估截面上的参数。作为一种可实施方案，探针支架10的数量为八个，相邻探针支架间夹角为45°，能够全面检测流场数据。
如图1所示，在本发明的又一实施例中，风洞1和第一测量段4之间设有畸变发生段3，能够直接针对于真实飞行工况。具体的，畸变发生段3内安装有总压畸变发生器和/或旋流畸变发生器，畸变发生段3在进气道5的入口造成畸变进气，能够模拟进气道5入口气流不均匀性与进气道5自身共同造成的进气道5下游不均匀流场特征，进而能够模拟飞行器真实飞行过程中不同飞行姿态或飞行条件造成的复杂几何构型进气道入口的不均匀流场，直接模拟边界层吸入、复杂攻角侧滑角等实际飞行工况。在本实施例中，总压畸变发生器主要用来模拟固定位置的总压亏损，一般有插板、格栅、畸变网等不同形式，其共同特点是能够产生总压亏损的固定障碍物。旋流畸变发生器主要用来模拟局部或整个截面内具有切向旋流速度的进气条件，为了得到旋转流动，旋流畸变发生器可以采用三角翼型、导向叶片以及进气蜗壳等。
如图2所示，在本发明的又一实施例中，风洞1和畸变发生段3之间设有第一过渡段2；第一过渡段2的内径呈渐变设置，一端的内径与风洞1出风口的内径相匹配，另一端的内径与畸变发生段3的入口内径相匹配，能够将风洞1的出口内径过渡到适于与畸变发生段3的入口连接的内径，方便风洞1与畸变发生段3的衔接。
如图1和图6所示，在本发明的又一实施例中，进气道5与第二测量段7之间安装有第二过渡段6。第二过渡段6的内径呈渐变设置，一端的内径与进气道5的出口内径相匹配，另一端的内径与第二测量段7的入口内径相匹配，能够将进气道5的出口内径过渡到适于与第二测量段7的入口连接的内径，方便进气道5与第二测量段7的衔接。
如图1和图2所示，在本发明的又一实施例中，还包括可调支架9，可调支架9支撑于进气道5和/或第二测量段7。可调支架9的支撑高度可调节，能够适应多组不同几何形状的进气道5的安装，适应实验环境。
如图1和图6所示，在本发明的又一实施例中，为方便连接，风洞1、第一过渡段2、畸变发生段3、第一测量段4、进气道5、第二过渡段6以及第二测量段7之间通过快接接口连接。具体的，快接接口包括安装边和定位环。第一过渡段2、畸变发生段3、第一测量段4、进气道5、第二过渡段6、第二测量段7的主体均呈管状，安装边位于管状主体的两端，定位环设在安装边上。在连接时，定位环起到定位作用，相邻两个安装边相连接(例如可以通过螺栓和螺母实现连接)，方便拆装，定位准确。第一过渡段2、畸变发生段3、第一测量段4、进气道5、第二过渡段6、第二测量段7均为模块化设计，较为小型，能够节约成本，并且可根据实验目的灵活安装。
如图1和图5所示，本发明在进行实验时，复杂几何构型的进气道5包含但不限于S型进气道、变几何进气道和DSI进气道(DSI是Diverterless Supersonic Inlet的缩写，DSI进气道的中文为无附面层隔道超音速进气道)中的一种。第二测量段7可以连接喷管8，喷管8为直径缓慢扩张的变直径圆管，以此可以单独进行进气道的相关实验。第二测量段7还可以连接压气机试验台，从而能够将进气畸变流场作为压气机试验台的入口边界条件进行实验研究，考察在不同进气道入口进气工况下，进气道的存在对压气机以及整台发动机稳态及动态特性的影响，直接探究进气道-发动机构成的整体系统的稳定性特性。
由技术常识可知，本发明可以通过其它的不脱离其精神实质或必要特征的实施方案来实现。因此，上述公开的实施方案，就各方面而言，都只是举例说明，并不是仅有的。所有在本发明范围内或在等同于本发明的范围内的改变均被本发明包含。

Claims (10)

1.一种进气道实验装置，用于测试进气道的总压畸变和/或旋流畸变，其特征在于，沿流场的沿程方向，所述进气道实验装置包括风洞、进气道、用于测量所述进气道出口位置处流场畸变的第二测量段，以及设在所述第二测量段之后的喷管或压气机试验台；
所述进气道为复杂几何构型的进气道，所述进气道为全尺寸模型或缩比模型。
2.根据权利要求1所述的进气道实验装置，其特征在于：所述进气道上还设有沿所述流场沿程方向分布的多个压力传感器，所述压力传感器用于测量所述进气道内流场的静压分布；
多个所述压力传感器设在所述进气道的上壁面和/或下壁面。
3.根据权利要求1所述的进气道实验装置，其特征在于：所述风洞与所述进气道之间设有第一测量段，所述第一测量段用于测量所述进气道的入口位置处的流场。
4.根据权利要求3所述的进气道实验装置，其特征在于：所述第一测量段和所述第二测量段均包括探针和用于安装所述探针的探针支架；
多个所述探针支架沿相应所述第一测量段或所述第二测量段的周向均匀分布，所述探针支架的一端固定在相应所述第一测量段或所述第二测量段的内壁，所述探针支架的另一端向相应所述第一测量段或所述第二测量段的中心点延伸；
每个所述探针支架上设置至少一个探针，当所述探针支架上设有多个所述探针时，各个所述探针沿所述探针支架的一端到另一端的方向分布。
5.根据权利要求4所述的进气道实验装置，其特征在于：所述探针支架的外形为航空发动机压气机叶型；
每个所述探针支架上的相同径向位置处均安装有所述探针；
当所有所述探针支架上均设有多个所述探针时，每个所述探针支架上的相同径向位置处的探针的连线形成同心圆，所述同心圆中任意相邻两个圆分割出的环形面积与所述同心圆中最小圆围绕出的面积相等。
6.根据权利要求3所述的进气道实验装置，其特征在于：还包括设在所述风洞和所述第一测量段之间的畸变发生段；
所述畸变发生段内安装有总压畸变发生器和/或旋流畸变发生器。
7.根据权利要求6所述的进气道实验装置，其特征在于：还包括设在所述风洞和所述畸变发生段之间的第一过渡段、设在所述进气道与所述第二测量段之间的第二过渡段；
所述第一过渡段用于将所述风洞的出口内径过渡到适于与所述畸变发生段的入口连接的内径；
所述第二过渡段用于将所述进气道的出口内径过渡到适于与所述第二测量段的入口连接的内径。
8.根据权利要求1所述的进气道实验装置，其特征在于：还包括可调支架，所述可调支架支撑于所述进气道和/或所述第二测量段；
所述可调支架的支撑高度可调节，用于适应多组不同几何形状的所述进气道的安装。
9.根据权利要求7所述的进气道实验装置，其特征在于：所述风洞、所述第一过渡段、所述畸变发生段、所述第一测量段、所述进气道、所述第二过渡段以及所述第二测量段之间通过快接接口连接。
10.根据权利要求1所述的进气道实验装置，其特征在于：所述复杂几何构型的进气道包括S型进气道、变几何进气道和DSI进气道中的一种。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115855514A (zh) * 2023-03-02 2023-03-28 中国航发四川燃气涡轮研究院 涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置
CN116973065A (zh) * 2023-09-22 2023-10-31 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法
CN117054037A (zh) * 2023-10-12 2023-11-14 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置
CN117890063A (zh) * 2024-03-15 2024-04-16 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法
CN117890071A (zh) * 2024-03-15 2024-04-16 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115855514A (zh) * 2023-03-02 2023-03-28 中国航发四川燃气涡轮研究院 涡桨动力高空台试验用双弯异形变截面进气试验装置
CN116973065A (zh) * 2023-09-22 2023-10-31 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法
CN116973065B (zh) * 2023-09-22 2023-11-28 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种模拟冲击波对飞行器影响的装置及方法
CN117054037A (zh) * 2023-10-12 2023-11-14 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置
CN117054037B (zh) * 2023-10-12 2023-12-29 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种针对混合翼身布局飞机的边界层吸入风洞试验装置
CN117890063A (zh) * 2024-03-15 2024-04-16 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法
CN117890071A (zh) * 2024-03-15 2024-04-16 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法
CN117890063B (zh) * 2024-03-15 2024-05-14 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法
CN117890071B (zh) * 2024-03-15 2024-05-17 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法

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