CN116399548A - 进气道内表面气动特性测量试验装置及其安装和试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于空气动力学风洞试验技术领域，公开了一种进气道内表面气动特性测量试验装置及其安装和试验方法。本发明的进气道内表面气动特性测量试验装置及其安装和试验方法，综合运用部件测力试验装置、进气道试验装置和测压试验装置三种装置和方法，通过流量计实现对进气道流量的精确调节和测量；通过环式六分量天平获取进气道内表面壳体在风洞试验条件下的综合载荷；通过对进气道内表面壳体与飞行器模型主体、模型盖板之间隔离腔体压力的测量，实现对环式六分量天平所获取综合载荷的修正，准确获得进气道内表面在风洞试验条件下的气动特性。解决了进气道内表面气动特性获取困难的技术问题，试验精准度高，可操作性强，安装重复性好。

Description

进气道内表面气动特性测量试验装置及其安装和试验方法

技术领域

本发明属于空气动力学风洞试验技术领域，具体涉及一种进气道内表面气动特性测量试验装置及其安装和试验方法。

背景技术

进气道是飞行器动力系统的重要组成部分，担负着为发动机提供高品质空气的职能和任务。进气道性能直接关系到动力系统性能的发挥，进气道气动特性还会影响飞行器总体气动特性，甚至是飞行器技战术水平的提升。

为了提高飞行器的隐身性能，大S弯进气道逐渐被广泛应用于新一代飞行器设计。大S弯进气道是一种新型的进气道形式，多数大S弯进气道呈扁平状，曲面形状变化很大，不仅会对飞行器升力、阻力、俯仰力矩均会产生较大的影响，对航向气动特性也会产生一定影响，此外，研究进气道内表面气动特性对于新的推力和阻力定义方式也具有重要意义。

风洞试验是获取进气道气动特性最直接、最可靠的技术手段，通过风洞试验，能够快速、系统和科学地获得进气道气动特性。相对于已经成熟的CARET进气道和DSI进气道来讲，大S弯进气道内表面气动特性（如进气道产生的阻力、升力和俯仰力矩等）的测量工作最为复杂。

部件测力试验的对象通常为飞机裸露在外的部件，如机翼、垂尾、平尾以及舵面等，采用的天平主要是杆式天平或片式天平，目的是研究各裸露部件对飞行器气动特性的贡献，为飞行器优化和结构设计提供支撑。目前，部件测力试验很少涉及进气道气动特性特别是进气道内表面气动特性的测量。

进气道试验的目的是测量进气道出口截面在风洞试验条件下的性能参数，如总压恢复系数、流量系数、总压不均匀度和畸变等，为进气道优化选型和进气道与发动机的匹配特性研究提供技术支撑。由于在进气道出口截面之后安装了包含有总、静压及动态传感器等仪器的测量装置，无法再安装天平，不能通过单纯的进气道试验获取进气道内表面的气动特性。同时，进气道试验所使用的流量计的流量控制精度和测量精度均较高，流量控制精度能够达到1%以上，基本可以做到“连接”调节，测量精度能够达到0.5%。比较而言，目前，在一些测力风洞试验中，为获取飞行器在不同流量条件下的气动特性，通常采用在飞行器模型的进气流道中部位置设置流量环（节流环）的方式对进气道的流量进行调节，流量环大小和进气流量呈非线性，往往无法通过流量环预判流量，所测的流量也不准确；特别是风洞低马赫数试验时，依靠自然流动，进气道流量很难达到模拟要求。

测压试验的目的是获取飞行器外表面（如机翼、垂尾和平尾等）的压力分布情况，为飞机结构特别是蒙皮设计提供依据。从技术层面上讲，飞行器各部件外表面的气动特性均可通过对压力分布测量试验的结果进行积分来获得，但由于压力分布测点数量有限，所获得的气动特性数据精准度不高。

当前，亟需将部件测力试验、进气道试验、测压试验等相关试验技术融合提升，发展一种进气道内表面气动特性测量试验装置及其安装和试验方法，解决当前进气道内表面特别是大S弯进气道内表面气动特性的获取问题。

发明内容

本发明所要解决的一个技术问题是提供一种进气道内表面气动特性测量试验装置，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种进气道内表面气动特性测量试验装置的安装方法，本发明所要解决的再一个技术问题是提供一种进气道内表面气动特性测量试验装置的试验方法，解决进气道内表面气动特性获取困难的技术问题

本发明的进气道内表面气动特性测量试验装置，其特点是，所述的进气道内表面气动特性测量试验装置包括部件测力试验装置、进气道试验装置和测压试验装置；

部件测力试验装置包括进气道内表面壳体、波纹管前支撑环、波纹管、环式六分量天平、转接支撑段和波纹管内衬套；其中，进气道内表面壳体、环式六分量天平和转接支撑段从前至后顺序连接；在环式六分量天平的内腔，依次套装波纹管和波纹管内衬套；波纹管的前端通过波纹管前支撑环固定在环式六分量天平的自由端，波纹管的后端固定在波纹管内衬套的后端，即波纹管内衬套的固定端；波纹管内衬套前端悬空，与进气道内表面壳体出口搭接，并设置有隔离间隙，波纹管内衬套的后端镶嵌在环式六分量天平和转接支撑段之间，波纹管内衬套的内通径与进气道内表面壳体出口直径一致，为进气道内表面壳体的出口气流提供平顺的流动通道；

进气道试验装置包括流量计和风洞迎角机构，流量计的前端连接转接支撑段，流量计的后端连接风洞迎角机构，通过流量计对进气道流量进行调节和测量；

测压试验装置包括位于飞行器模型主体和模型盖板之间的隔离腔体内的测压管路；飞行器模型主体和模型盖板均固定在转接支撑段上，飞行器模型主体和模型盖板的整体包围进气道内表面壳体，与进气道内表面壳体之间具有隔离腔体。

进一步地，所述的进气道内表面壳体的后端通过法兰盘螺钉组件固定在环式六分量天平的自由端，环式六分量天平的固定端通过法兰盘螺钉组件固定在转接支撑段的前端。

进一步地，所述的波纹管前支撑环嵌入环式六分量天平的前端，波纹管前支撑环的前端面与环式六分量天平的自由端的端面平齐，波纹管的前端通过周向分布的螺钉固定在波纹管前支撑环上。

进一步地，所述的流量计通过电机驱动节流锥实现对进气道流量的连续调节，进行进气道全流量范围模拟。

本发明的进气道内表面气动特性测量试验装置的安装方法，包括以下步骤：

S51.进气道内表面气动特性测量试验装置的部件研制；

根据试验需求，选择试验风洞，通过数值模拟计算，获取进气道内表面壳体的气动载荷量级，开展波纹管和环式六分量天平的研制工作，同时协同开展飞行器模型主体、模型盖板、进气道内表面壳体、波纹管前支撑环、转接支撑段和波纹管内衬套的研制，保证波纹管、环式六分量天平和波纹管内衬套具有足够的安装空间；

S52.环式六分量天平地面校准；

将环式六分量天平、波纹管前支撑环、波纹管和波纹管内衬套安装成环式六分量天平组合体，对环式六分量天平组合体进行地面校准，获得环式六分量天平六分量载荷与对应的六分量电压信号之间的关系；

S53.安装进气道试验装置

将流量计安装在风洞迎角机构的接口上，将节流锥电机线缆外接相关测控系统；

S54.安装部件测力试验装置

将转接支撑段安装在流量计的前端，再从后至前依次安装环式六分量天平组合体和进气道内表面壳体；将环式六分量天平的信号线外接风洞测控系统；

S55.安装测压试验装置

将飞行器模型主体和模型盖板固定在转接支撑段上，检查隔离腔体，确保隔离腔体的隔离缝隙宽度符合设计要求；将隔离腔体内的若干个测压点的测量软管外接风洞测控系统。

本发明的进气道内表面气动特性测量试验装置的试验方法，包括以下步骤：

S61.试验前，采集环式六分量天平的初读数；

S62.启动风洞，建立流场后，风洞迎角机构带动飞行器模型主体运行到指定迎角位置；

S63.通过流量计将进气道内表面壳体的进气道流量调节到预先设置的流量点；

S64.通过环式六分量天平获取进气道内表面壳体在风洞试验条件下、不同进气道流量点的综合载荷；

S65.关闭风洞，试验完成；

S66.数据处理，获得试验结果；

进行数据处理，通过实时进行压力积分或者试验完成后进行压力积分，获得隔离腔体内若干个测压点的压力对进气道内表面壳体产生的附加载荷，综合载荷扣除附加载荷，获得进气道内表面壳体气动特性。

本发明的进气道内表面气动特性测量试验装置及其安装和试验方法具有以下特点：

a.综合运用部件测力试验、进气道试验和测压试验三种试验方法，提高了进气道内表面气动特性测量精准度；

b.通过流量计实现对进气道流量的精确调节和测量，不仅可以做到连续调节，而且，测量精度也很高；同时，通过安装在流量计下游的引射器，还能够增大风洞低马赫数试验时进气道的流量，以达到与发动机的匹配要求；

c.环式六分量天平为中空“管道式”天平，为进气道出口气流管道及密封装置的设计安装提供了较大空间；

d.采用波纹管进行密封，有效防止了气流在环式六分量的内、外腔体之间流动，干扰小、可操作性强和安装重复性好；

e.将纹管内衬套安装在波纹管内部与进气道内表面壳体出口进行“对接”，能够有效防止进气道出口气流在波纹管上流动而产生严重扰动；

f.通过进气道内表面壳体与飞行器模型主体、模型盖板之间腔体压力测量，准确地获得了环式六分量天平综合载荷的修正量。

本发明的进气道内表面气动特性测量试验装置及其安装和试验方法能够为类似管道载荷的获取提供技术支撑。

简而言之，本发明的进气道内表面气动特性测量试验装置及其安装和试验方法，综合运用部件测力试验装置、进气道试验装置和测压试验装置三种装置和方法，通过流量计实现对进气道流量的精确调节和测量；通过环式六分量天平获取进气道内表面壳体在风洞试验条件下的综合载荷；通过对进气道内表面壳体与飞行器模型主体、模型盖板之间隔离腔体压力的测量，实现对环式六分量天平所获取综合载荷的修正，准确获得进气道内表面在风洞试验条件下的气动特性。解决了进气道内表面气动特性获取困难的技术问题，试验精准度高，可操作性强，安装重复性好，能够为类似管道载荷的获取提供技术支撑。

附图说明

图1为本发明的进气道内表面气动特性测量试验装置的结构示意图；

图2为本发明的进气道内表面气动特性测量试验装置的A局部放大图。

图中，1.飞行器模型主体；2.模型盖板；3.进气道内表面壳体；4.波纹管前支撑环；5.波纹管；6.环式六分量天平；7.转接支撑段；8.波纹管内衬套；9.流量计；10.风洞迎角机构。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明。

实施例1：

如图1、图2所示，本实施例的进气道内表面气动特性测量试验装置包括部件测力试验装置、进气道试验装置和测压试验装置；

部件测力试验装置包括进气道内表面壳体3、波纹管前支撑环4、波纹管5、环式六分量天平6、转接支撑段7和波纹管内衬套8；其中，进气道内表面壳体3、环式六分量天平6和转接支撑段7从前至后顺序连接；在环式六分量天平6的内腔，依次套装波纹管5和波纹管内衬套8；波纹管5的前端通过波纹管前支撑环4固定在环式六分量天平6的自由端，波纹管5的后端固定在波纹管内衬套8的后端，即波纹管内衬套8的固定端；波纹管内衬套8前端悬空，与进气道内表面壳体3出口搭接，并设置有隔离间隙，波纹管内衬套8的后端镶嵌在环式六分量天平6和转接支撑段7之间，波纹管内衬套8的内通径与进气道内表面壳体3出口直径一致，为进气道内表面壳体3的出口气流提供平顺的流动通道；

进气道试验装置包括流量计9和风洞迎角机构10，流量计9的前端连接转接支撑段7，流量计9的后端连接风洞迎角机构10，通过流量计9对进气道流量进行调节和测量；

测压试验装置包括位于飞行器模型主体1和模型盖板2之间的隔离腔体内的测压管路；飞行器模型主体1和模型盖板2均固定在转接支撑段7上，飞行器模型主体1和模型盖板2的整体包围进气道内表面壳体3，与进气道内表面壳体3之间具有隔离腔体。

进一步地，所述的进气道内表面壳体3的后端通过法兰盘螺钉组件固定在环式六分量天平6的自由端，环式六分量天平6的固定端通过法兰盘螺钉组件固定在转接支撑段7的前端。

进一步地，所述的波纹管前支撑环4嵌入环式六分量天平6的前端，波纹管前支撑环4的前端面与环式六分量天平6的自由端的端面平齐，波纹管5的前端通过周向分布的螺钉固定在波纹管前支撑环4上。

进一步地，所述的流量计9通过电机驱动节流锥实现对进气道流量的连续调节，进行进气道全流量范围模拟。

本实施例的进气道内表面气动特性测量试验装置的安装方法，包括以下步骤：

S51.进气道内表面气动特性测量试验装置的部件研制；

根据试验需求，选择试验风洞，通过数值模拟计算，获取进气道内表面壳体3的气动载荷量级，开展波纹管5和环式六分量天平6的研制工作，同时协同开展飞行器模型主体1、模型盖板2、进气道内表面壳体3、波纹管前支撑环4、转接支撑段7和波纹管内衬套8的研制，保证波纹管5、环式六分量天平6和波纹管内衬套8具有足够的安装空间；

S52.环式六分量天平6地面校准；

将环式六分量天平6、波纹管前支撑环4、波纹管5和波纹管内衬套8安装成环式六分量天平组合体，对环式六分量天平组合体进行地面校准，获得环式六分量天平6六分量载荷与对应的六分量电压信号之间的关系；

S53.安装进气道试验装置

将流量计9安装在风洞迎角机构10的接口上，将节流锥电机线缆外接相关测控系统；

S54.安装部件测力试验装置

将转接支撑段7安装在流量计9的前端，再从后至前依次安装环式六分量天平组合体和进气道内表面壳体3；将环式六分量天平6的信号线外接风洞测控系统；

S55.安装测压试验装置

将飞行器模型主体1和模型盖板2固定在转接支撑段7上，检查隔离腔体，确保隔离腔体的隔离缝隙宽度符合设计要求；将隔离腔体内的若干个测压点的测量软管外接风洞测控系统。

本实施例的进气道内表面气动特性测量试验装置的试验方法，包括以下步骤：

S61.试验前，采集环式六分量天平6的初读数；

S62.启动风洞，建立流场后，风洞迎角机构10带动飞行器模型主体1运行到指定迎角位置；

S63.通过流量计9将进气道内表面壳体3的进气道流量调节到预先设置的流量点；

S64.通过环式六分量天平6获取进气道内表面壳体3在风洞试验条件下、不同进气道流量点的综合载荷；

S65.关闭风洞，试验完成；

S66.数据处理，获得试验结果；

进行数据处理，通过实时进行压力积分或者试验完成后进行压力积分，获得隔离腔体内若干个测压点的压力对进气道内表面壳体3产生的附加载荷，综合载荷扣除附加载荷，获得进气道内表面壳体3气动特性。

本发明不局限于上述具体实施方式，所属技术领域的技术人员从上述构思出发，不经过创造性的劳动，所作出的种种变换，均落在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.进气道内表面气动特性测量试验装置，其特征在于，所述的进气道内表面气动特性测量试验装置包括部件测力试验装置、进气道试验装置和测压试验装置；

部件测力试验装置包括进气道内表面壳体（3）、波纹管前支撑环（4）、波纹管（5）、环式六分量天平（6）、转接支撑段（7）和波纹管内衬套（8）；其中，进气道内表面壳体（3）、环式六分量天平（6）和转接支撑段（7）从前至后顺序连接；在环式六分量天平（6）的内腔，依次套装波纹管（5）和波纹管内衬套（8）；波纹管（5）的前端通过波纹管前支撑环（4）固定在环式六分量天平（6）的自由端，波纹管（5）的后端固定在波纹管内衬套（8）的后端，即波纹管内衬套（8）的固定端；波纹管内衬套（8）前端悬空，与进气道内表面壳体（3）出口搭接，并设置有隔离间隙，波纹管内衬套（8）的后端镶嵌在环式六分量天平（6）和转接支撑段（7）之间，波纹管内衬套（8）的内通径与进气道内表面壳体（3）出口直径一致，为进气道内表面壳体（3）的出口气流提供平顺的流动通道；

进气道试验装置包括流量计（9）和风洞迎角机构（10），流量计（9）的前端连接转接支撑段（7），流量计（9）的后端连接风洞迎角机构（10），通过流量计（9）对进气道流量进行调节和测量；

测压试验装置包括位于飞行器模型主体（1）和模型盖板（2）之间的隔离腔体内的测压管路；飞行器模型主体（1）和模型盖板（2）均固定在转接支撑段（7）上，飞行器模型主体（1）和模型盖板（2）的整体包围进气道内表面壳体（3），与进气道内表面壳体（3）之间具有隔离腔体。

2.根据权利要求1所述的进气道内表面气动特性测量试验装置，其特征在于，所述的进气道内表面壳体（3）的后端通过法兰盘螺钉组件固定在环式六分量天平（6）的自由端，环式六分量天平（6）的固定端通过法兰盘螺钉组件固定在转接支撑段（7）的前端。

3.根据权利要求1所述的进气道内表面气动特性测量试验装置，其特征在于，所述的波纹管前支撑环（4）嵌入环式六分量天平（6）的前端，波纹管前支撑环（4）的前端面与环式六分量天平（6）的自由端的端面平齐，波纹管（5）的前端通过周向分布的螺钉固定在波纹管前支撑环（4）上。

4.根据权利要求1所述的进气道内表面气动特性测量试验装置，其特征在于，所述的流量计（9）通过电机驱动节流锥实现对进气道流量的连续调节，进行进气道全流量范围模拟。

5.进气道内表面气动特性测量试验装置的安装方法，其用于安装权利要求1~4中的任意一种进气道内表面气动特性测量试验装置，其特征在于，包括以下步骤：

S51.进气道内表面气动特性测量试验装置的部件研制；

根据试验需求，选择试验风洞，通过数值模拟计算，获取进气道内表面壳体（3）的气动载荷量级，开展波纹管（5）和环式六分量天平（6）的研制工作，同时协同开展飞行器模型主体（1）、模型盖板（2）、进气道内表面壳体（3）、波纹管前支撑环（4）、转接支撑段（7）和波纹管内衬套（8）的研制，保证波纹管（5）、环式六分量天平（6）和波纹管内衬套（8）具有足够的安装空间；

S52.环式六分量天平（6）地面校准；

将环式六分量天平（6）、波纹管前支撑环（4）、波纹管（5）和波纹管内衬套（8）安装成环式六分量天平组合体，对环式六分量天平组合体进行地面校准，获得环式六分量天平（6）六分量载荷与对应的六分量电压信号之间的关系；

S53.安装进气道试验装置

将流量计（9）安装在风洞迎角机构（10）的接口上，将节流锥电机线缆外接相关测控系统；

S54.安装部件测力试验装置

将转接支撑段（7）安装在流量计（9）的前端，再从后至前依次安装环式六分量天平组合体和进气道内表面壳体（3）；将环式六分量天平（6）的信号线外接风洞测控系统；

S55.安装测压试验装置

将飞行器模型主体（1）和模型盖板（2）固定在转接支撑段（7）上，检查隔离腔体，确保隔离腔体的隔离缝隙宽度符合设计要求；将隔离腔体内的若干个测压点的测量软管外接风洞测控系统。

6.进气道内表面气动特性测量试验装置的试验方法，其为权利要求1~4中的任意一种进气道内表面气动特性测量试验装置的试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

S61.试验前，采集环式六分量天平（6）的初读数；

S62.启动风洞，建立流场后，风洞迎角机构（10）带动飞行器模型主体（1）运行到指定迎角位置；

S63.通过流量计（9）将进气道内表面壳体（3）的进气道流量调节到预先设置的流量点；

S64.通过环式六分量天平（6）获取进气道内表面壳体（3）在风洞试验条件下、不同进气道流量点的综合载荷；

S65.关闭风洞，试验完成；

S66.数据处理，获得试验结果；

进行数据处理，通过实时进行压力积分或者试验完成后进行压力积分，获得隔离腔体内若干个测压点的压力对进气道内表面壳体（3）产生的附加载荷，综合载荷扣除附加载荷，获得进气道内表面壳体（3）气动特性。

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