CN117890063A - 一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于高速风洞试验技术领域，公开了一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法。包括以下步骤：确定压力测试段使用工况；确定压力测试段总体结构；确定壳体的结构、加工工艺和材料；确定梳状耙的加工工艺和材料；确定壳体外罩的加工工艺和材料；进行梳状耙强度校核；进行压力测试段安装接口设计。本发明的用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法能够适应使用工况要求，采用整体锻造加工工艺，获得的压力测试段能够满足进气道与发动机相容性评定要求，具有内流道中无紧固件、结构可靠性高，避免了进发直连高载荷和高振环境中中异物打伤发动机的风险。
Description
技术领域
本发明属于高速风洞试验技术领域，具体涉及一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法。
背景技术
飞机进气道与发动机相容性评定贯穿飞机和发动机研制的全过程，是进行飞机研制的必要内容。无论是成熟飞机换装新型发动机、新飞机装配成熟发动机或是新飞机和新发动机的适配，都需要进行进气道与发动机相容性评定。为此，各航空大国相继建立了一系列标准和设备。
压力测试段用于测量进气道出口截面稳态压力和脉动压力，再经数据处理得到进气道的性能参数，是进气道与发动机相容性评定试验的关键测量设备。压力测试段要满足发动机相关测试要求（GJB/Z64A-2004《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机进口总压畸变评定指南》），需要重点考虑测量耙强度，确保在高变化载荷、高震动的使用环境下，测量耙不能有损伤，不能出现脱焊、探针折断等现象导致发动机吸入异物。
当前，亟需发展一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法，设计符合测试要求的压力测试段。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法。
本发明的用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法，包括以下步骤：
S10.确定压力测试段使用工况；
S20.确定压力测试段总体结构；
S30.确定壳体的结构、加工工艺和材料；
S40.确定梳状耙的加工工艺和材料；
S50.确定壳体外罩的加工工艺和材料；
S60.进行梳状耙强度校核；
S70.进行压力测试段安装接口设计。
进一步地，所述的S10的确定压力测试段使用工况，包括以下内容：
根据进发直连高速风洞试验要求，确定压力测试段的使用工况如下：
安全系数：大于4倍；
工作温度范围为：-20°C~+45°C；
环境压力：总压P0≤1000kPa；
测量界面马赫数：0~2.0；
载荷：承载进发直连高速风洞试验最大稳态气动力载荷，抗击风洞启动和关车产生的冲击载荷，具有抗弯曲性能；
总堵塞度：≤3%；
环境振动：±20g。
进一步地，所述的S20的确定压力测试段总体结构，包括以下内容：
压力测试段安装在进气道出口上，根据流场分布特点，确定压力测试段由壳体、测量耙和中心导流锥组成；壳体为环形，测量耙为沿轴向均布的6个梳状耙，中心导流锥为前端朝向进气道来流的锥形旋成体；梳状耙的两端分别设置有外止口和内止口，各梳状耙从壳体外侧插入，沿壳体轴向嵌入中心导流锥并固定，外止口固定在壳体上，内止口固定在中心导流锥的支撑环上；各梳状耙上的总压测点按等环面积分布，总压探针位于每个等环面的质量中心，总压探针的中心轴线与进气道的中心轴线平行。
进一步地，所述的S30的确定壳体的结构、加工工艺和材料，包括以下内容：
壳体采用整体锻造加工，材料为16Mn；壳体前端面设置有前法兰，后端面设置有后法兰，前法兰、后法兰上设置有与壳体相邻部件相匹配的缺口；壳体侧面开检查孔，检查孔上焊接法兰颈；壳体侧面设置有与各梳状耙外止口相匹配的梳状耙凸台，沿梳状耙凸台周向设置有O型密封圈和若干个螺纹孔，与梳状耙凸台匹配的法兰密封盖通过与螺纹孔匹配的螺钉固定，法兰密封盖装配后，各梳状耙外止口内壁与壳体内壁光滑过渡，内止口外壁与中心导流锥壁面光滑过渡；壳体侧面还设置有动态传感器凸台，用于固定动态传感器。
进一步地，所述的S40的确定梳状耙的加工工艺和材料，包括以下内容：
梳状耙为整体加工，材料为FS136；梳状耙上与静压测点对应的位置处开有静压孔，梳状耙上与总压探针对应的位置处开有总压孔，总压孔上通过铜焊焊接总压探针，总压探针的材料也为FS136；梳状耙内部设置与静压孔和总压孔连通的通气管道，通气管道连接测压软管，测压软管连接动态传感器。
进一步地，所述的S50的确定壳体外罩的加工工艺和材料，包括以下内容：
壳体外设置有环形的壳体外罩，用于保护动态传感器和测压软管；壳体外罩采用5052铝材进行卷制，并分割成两半，从上下方向进行安装，通过周向均布的沉头螺钉，与壳体固定连接；壳体外罩上开有测压软管引出孔。
进一步地，所述的S60的进行梳状耙强度校核，包括以下内容：
计算单个梳状耙的法向载荷和轴向载荷；通过Abauqs软件自动划分网格；在外止口和内止口进行约束；在梳状耙投影面上进行力的加载；
得到最大应力值及其作用位置，最大位移值及其作用位置，根据梳状耙材料FS136的需用应力为800Mpa，所得安全系数为36倍，梳状耙的安全裕量充足，满足进发直连高速风洞试验的要求。
进一步地，所述的S70的进行压力测试段安装接口设计，包括以下内容：
根据进发直连高速风洞试验模型安装要求，确定压力测试段与连接部段的连接接口形式，完成安装接口设计。
本发明的用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法能够适应使用工况要求，采用整体锻造加工工艺，获得的压力测试段能够满足进气道与发动机相容性评定要求，具有内流道中无紧固件、结构可靠性高，避免了进发直连高载荷和高振环境中中异物打伤发动机的风险。
附图说明
图1为本发明的用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法的流程图；
图2为压力测试段结构示意图；
图3a为压力测试段的壳体结构示意图；
图3b为压力测试段的壳体结构示意图（局部放大图）；
图4a为压力测试段的梳状耙结构示意图；
图4b为压力测试段的梳状耙通气管道示意图；
图5a为压力测试段的壳体外罩示意图（运动图）；
图5b为压力测试段的壳体外罩示意图（安装图）；
图6为压力测试段的梳状耙网格示意图；
图7为压力测试段的梳状耙固定约束面示意图；
图8为压力测试段的梳状耙加载方式示意图（法向与轴向）；
图9为压力测试段的梳状耙应力云图；
图10为压力测试段的梳状耙位移云图；
图11为压力测试段的安装示意图。
图中，1.壳体；2.支撑环；3.梳状耙；4.静压测点；5.总压探针；6.法兰颈；7.梳状耙凸台；8.O型密封圈；9.螺纹孔；10.动态传感器凸台；11.外止口；12.内止口；13.壳体外罩；14.压力测试段；15.转接段；16.过渡法兰；17.节流筒。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
如图1所示，本发明的用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法，包括以下步骤：
S10.确定压力测试段使用工况；
S20.确定压力测试段总体结构；
S30.确定壳体1的结构、加工工艺和材料；
S40.确定梳状耙3的加工工艺和材料；
S50.确定壳体外罩13的加工工艺和材料；
S60.进行梳状耙3强度校核；
S70.进行压力测试段安装接口设计。
进一步地，所述的S10的确定压力测试段使用工况，包括以下内容：
根据进发直连高速风洞试验要求，确定压力测试段的使用工况如下：
安全系数：大于4倍；
工作温度范围为：-20°C~+45°C；
环境压力：总压P0≤1000kPa；
测量界面马赫数：0~2.0；
载荷：承载进发直连高速风洞试验最大稳态气动力载荷，抗击风洞启动和关车产生的冲击载荷，具有抗弯曲性能；
总堵塞度：≤3%；
环境振动：±20g。
进一步地，所述的S20的确定压力测试段总体结构，包括以下内容：
压力测试段安装在进气道出口上，根据流场分布特点，如图2所示，确定压力测试段由壳体1、测量耙和中心导流锥组成；壳体1为环形，测量耙为沿轴向均布的6个梳状耙3，中心导流锥为前端朝向进气道来流的锥形旋成体；梳状耙3的两端分别设置有外止口11和内止口12，各梳状耙3从壳体外侧插入，沿壳体轴向嵌入中心导流锥并固定，外止口11固定在壳体1上，内止口12固定在中心导流锥的支撑环2上；各梳状耙3上的总压测点4按等环面积分布，总压探针5位于每个等环面的质量中心，总压探针5的中心轴线与进气道的中心轴线平行。
进一步地，所述的S30的确定壳体1的结构、加工工艺和材料，包括以下内容：
如图3a、图3b所示，壳体1采用整体锻造加工，材料为16Mn；壳体1前端面设置有前法兰，后端面设置有后法兰，前法兰、后法兰上设置有与壳体1相邻部件相匹配的缺口；壳体1侧面开检查孔，检查孔上焊接法兰颈6；壳体侧面设置有与各梳状耙外止口相匹配的梳状耙凸台7，沿梳状耙凸台7周向设置有O型密封圈8和若干个螺纹孔9，与梳状耙凸台7匹配的法兰密封盖通过与螺纹孔9匹配的螺钉固定，法兰密封盖装配后，各梳状耙外止口11内壁与壳体1内壁光滑过渡，内止口12外壁与中心导流锥壁面光滑过渡；壳体侧面还设置有动态传感器凸台10，用于固定动态传感器。
进一步地，所述的S40的确定梳状耙3的加工工艺和材料，包括以下内容：
如图4a、图4b所示，梳状耙3为整体加工，材料为FS136；梳状耙3上与静压测点4对应的位置处开有静压孔，梳状耙3上与总压探针5对应的位置处开有总压孔，总压孔上通过铜焊焊接总压探针5，总压探针5的材料也为FS136；梳状耙3内部设置与静压孔和总压孔连通的通气管道，通气管道连接测压软管，测压软管连接动态传感器。
进一步地，所述的S50的确定壳体外罩13的加工工艺和材料，包括以下内容：
如图5a、图5b所示，壳体1外设置有环形的壳体外罩13，用于保护动态传感器和测压软管；壳体外罩13采用5052铝材进行卷制，并分割成两半，从上下方向进行安装，通过周向均布的沉头螺钉，与壳体1固定连接；壳体外罩13上开有测压软管引出孔。
进一步地，所述的S60的进行梳状耙3强度校核，包括以下内容：
计算单个梳状耙3的法向载荷和轴向载荷；通过Abauqs软件自动划分网格，得到如图6所示的网格；如图7所示，在外止口11和内止口12进行约束；如图8所示，在梳状耙3投影面上进行力的加载；
得到最大应力值及其作用位置，最大位移值及其作用位置，根据梳状耙3材料FS136的需用应力为800Mpa，所得安全系数为36倍，梳状耙3的安全裕量充足，满足进发直连高速风洞试验的要求。
进一步地，所述的S70的进行压力测试段安装接口设计，包括以下内容：
根据进发直连高速风洞试验模型安装要求，确定压力测试段与连接部段的连接接口形式，完成安装接口设计。
实施例1：本实施例的进气道发动机耦合系统用于中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所的2米×2米高速自由射流风洞，该风洞是一座直流下吹/下吹引射驱动式暂冲式亚跨超声速射流风洞，Ma范围为0.3～3.5。
如图11所示，本实施例的压力测试段14安装在进发直连高速风洞试验的航空涡轮风扇发动机进气道的出口处，后方依次为转接段15、过渡法兰16和节流筒17。压力测试段14气流马赫数范围为0~1.0。
压力测试段14的内通径为750mm，轴长324.5mm，测量耙为六支轴向均布的梳状耙3，单个梳状耙3的面积为1650mm²，中心导流锥面积为1583mm²，堵塞总面积为1650×6+1583=11483mm²，压力测试段14的截面流通面积为441786mm²，则11483/441786=0.026，小于0.03，满足总堵塞度要求；
压力测试段14的法向冲击载荷Pz为50000N，压力测试段14的轴向冲击载荷Px为30000N，压力测试段14的筒内外压差为200KPa；
单个梳状耙3上有5个总压探针5，总压探针5外径为Ø3，内孔为Ø2，外露长度约50mm；单个梳状耙3的法向载荷为50000N×0.03/6=250N，轴向载荷为30000N×0.03/6=150N；计算获得如图9所示的最大应力值22MPa，发生位置为靠近外止口11的耙根处，获得如图10所示的最大位移值0.0131mm，根据梳状耙3材料FS136的需用应力为800Mpa，所得安全系数为36倍，强度校核结果显示，梳状耙3的安全裕量充足，压力测试段14满足发动机相关测试要求GJB/Z64A-2004《航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机进口总压畸变评定指南》。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅限于说明书和实施方式中所列运用，对于熟悉本领域的人员而言，在不脱离本发明原理的前提下，本发明公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
Claims (8)
1.一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
S10.确定压力测试段使用工况；
S20.确定压力测试段总体结构；
S30.确定壳体（1）的结构、加工工艺和材料；
S40.确定梳状耙（3）的加工工艺和材料；
S50.确定壳体外罩（13）的加工工艺和材料；
S60.进行梳状耙（3）强度校核；
S70.进行压力测试段安装接口设计。
2.根据权利要求1所述的一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法，其特征在于，所述的S10的确定压力测试段使用工况，包括以下内容：
根据进发直连高速风洞试验要求，确定压力测试段的使用工况如下：
安全系数：大于4倍；
工作温度范围为：-20°C~+45°C；
环境压力：总压P0≤1000kPa；
测量界面马赫数：0~2.0；
载荷：承载进发直连高速风洞试验最大稳态气动力载荷，抗击风洞启动和关车产生的冲击载荷，具有抗弯曲性能；
总堵塞度：≤3%；
环境振动：±20g。
3.根据权利要求2所述的一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法，其特征在于，所述的S20的确定压力测试段总体结构，包括以下内容：
压力测试段安装在进气道出口上，根据流场分布特点，确定压力测试段由壳体（1）、测量耙和中心导流锥组成；壳体（1）为环形，测量耙为沿轴向均布的6个梳状耙（3），中心导流锥为前端朝向进气道来流的锥形旋成体；梳状耙（3）的两端分别设置有外止口（11）和内止口（12），各梳状耙（3）从壳体（1）外侧插入，沿壳体（1）轴向嵌入中心导流锥并固定，外止口（11）固定在壳体（1）上，内止口（12）固定在中心导流锥的支撑环（2）上；各梳状耙（3）上的总压测点（4）按等环面积分布，总压探针（5）位于每个等环面的质量中心，总压探针（5）的中心轴线与进气道的中心轴线平行。
4.根据权利要求3所述的一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法，其特征在于，所述的S30的确定壳体（1）的结构、加工工艺和材料，包括以下内容：
壳体（1）采用整体锻造加工，材料为16Mn；壳体（1）前端面设置有前法兰，后端面设置有后法兰，前法兰、后法兰上设置有与壳体（1）相邻部件相匹配的缺口；壳体（1）侧面开检查孔，检查孔上焊接法兰颈（6）；壳体（1）侧面设置有与各梳状耙外止口（11）相匹配的梳状耙凸台（7），沿梳状耙凸台（7）周向设置有O型密封圈（8）和若干个螺纹孔（9），与梳状耙凸台（7）匹配的法兰密封盖通过与螺纹孔（9）匹配的螺钉固定，法兰密封盖装配后，各梳状耙外止口（11）内壁与壳体（1）内壁光滑过渡，内止口（12）外壁与中心导流锥壁面光滑过渡；壳体（1）侧面还设置有动态传感器凸台（10），用于固定动态传感器。
5.根据权利要求4所述的一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法，其特征在于，所述的S40的确定梳状耙（3）的加工工艺和材料，包括以下内容：
梳状耙（3）为整体加工，材料为FS136；梳状耙（3）上与静压测点（4）对应的位置处开有静压孔，梳状耙（3）上与总压探针（5）对应的位置处开有总压孔，总压孔上通过铜焊焊接总压探针（5），总压探针（5）的材料也为FS136；梳状耙（3）内部设置与静压孔和总压孔连通的通气管道，通气管道连接测压软管，测压软管连接动态传感器。
6.根据权利要求5所述的一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法，其特征在于，所述的S50的确定壳体外罩（13）的加工工艺和材料，包括以下内容：
壳体（1）外设置有环形的壳体外罩（13），用于保护动态传感器和测压软管；壳体外罩（13）采用5052铝材进行卷制，并分割成两半，从上下方向进行安装，通过周向均布的沉头螺钉，与壳体（1）固定连接；壳体外罩（13）上开有测压软管引出孔。
7.根据权利要求6所述的一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法，其特征在于，所述的S60的进行梳状耙（3）强度校核，包括以下内容：
计算单个梳状耙（3）的法向载荷和轴向载荷；通过Abauqs软件自动划分网格；在外止口（11）和内止口（12）进行约束；在梳状耙（3）投影面上进行力的加载；
得到最大应力值及其作用位置，最大位移值及其作用位置，根据梳状耙（3）材料FS136的需用应力为800Mpa，所得安全系数为36倍，梳状耙（3）的安全裕量充足，满足进发直连高速风洞试验的要求。
8.根据权利要求7所述的一种用于进发直连高速风洞试验的压力测试段设计方法，其特征在于，所述的S70的进行压力测试段安装接口设计，包括以下内容：
根据进发直连高速风洞试验模型安装要求，确定压力测试段与连接部段的连接接口形式，完成安装接口设计。
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