[发明专利]可在同一模型上进行测量的进气道实验装置及工作方法

说明书

技术领域

本发明涉及的是一种可在同一模型上进行性能和阻力测量的进气道实验技术，属于亚声速和超声速进气道技术领域、空气动力学实验技术领域。

背景技术

飞机动力装置的性能与进气道的工作特性关系很大，进气道性能的好坏直接影响到发动机所能产生的推力的大小以及发动机能否进行正常工作。长期以来，研究人员一直偏重于提高进气道的内流气动性能和进气道出口的流场品质，对进气道阻力特性的研究较少，而且在进气道性能研究实验中一般不测量阻力，通常采用理论分析法计算进气道的附加阻力并对发动机推力进行修正。

近年来，出于提高飞机气动性能和经济性的考虑，减阻气动布局和减阻方法等方面的研究得到了重视。作为飞机的关键部件之一，进气道不但影响全机的气动布局，而且对航空发动机的台架推力与安装推力的换算乃至对全机的推阻特性都有重要的影响。因此，进气道的阻力不容忽视，带进气道的飞机模型风洞实验中，所测量的模型气动力和力矩都包括由于进气道内流引起的气动力分量。

通常，进气道阻力划可分成内部阻力和外部阻力两部分。在飞机模型的气动力测量实验中，对进气道一般采用通气模型或堵锥模型(不通气模型)，其中通气模型用来测定在进气道自由通流情况下飞机的内外流气动力，不通气模型则把进气道进口堵死并设计成尖劈或尖锥状来测量飞机的外部气动力。

由于在真实飞行条件下，航空发动机是以一定转速工作的，进气道出口具有一定的压力即反压，反压的大小要大于飞机前方自由来由的静压。当发动机工况变化时，反压也发生变化，此时进气道出口气流参数和气动力也相应发生变化，所以进气道的阻力应是在出口有一定反压情况下的阻力。

而目前在飞机模型风洞实验中所采用的气动力测量方法，不管是通气模型还是不通气模型，都无法测得进气道真实的内外流阻力，所测得的阻力都不是发动机在实际工作状态时进气道的真实阻力。因此实验所测得的飞机气动力，也与实际工作条件下飞机的气动力有很大差异。

发明内容

本发明目的是提供一种可在同一套模型上进行进气道性能和阻力测量的实验技术，该方法可应用于亚声速、超声速进气道，实验模型可以是全机模型，也可以是只包含前机身/进气道在内的模型。本发明可以解决目前飞机设计时无法获知进气道的真实阻力的问题，可用于不同进气道方案的阻力特性对比分析，从而获得飞机的真实推阻特性。

本发明为实现上述目的，采用如下技术方案：

可在同一模型上进行测量的进气道实验装置，包括飞机机身、进气口、附面层隔道、进气道内通道、内置盒式六分量应变天平、进气道出口总压测耙、机身测量段、流量调节锥、步进电机、支撑底座、风洞支撑、若干个静压孔，飞机机身上设置进气口，飞机机身上靠近进气口处设置附面层隔道，进气口向机身尾部延伸依次进入进气道内通道和机身测量段，位于进气道内通道处的飞机机身上安装内置盒式六分量应变天平，位于机身测量段处的飞机机身内壁上分别均布进气道出口总压测耙、静压孔，总压测耙前端和静压孔均位于进气道出口截面、靠近飞机机身的尾部；机身测量段的尾部出口处设置流量调节锥，流量调节锥通过驱动螺杆与步进电机连接；内置盒式六分量应变天平与步进电机分别设置在支撑底座上，支撑底座设置在风洞支撑上。

本发明的进气道内通道、机身测量段、流量调节锥位于同一轴线上。

本发明的静压孔为8个、总压测耙探针为41个。

基于可在同一模型上进行测量的进气道实验装置的工作方法，包括如下步骤：

第一步：控制步行电机，使流量调节锥沿轴向移动，改变了机身测量段出口面积大小，使进气道出口反压改变，利用进气道出口总压测耙测得不同锥位时进气道出口的总压分布，利用静压孔测得不同锥位时的静压值，从而计算得到进气道性能参数；

第二步：通过内置盒式六分量应变天平可测量风洞实验时模型所受的气动力；

第三步：根据进气道和发动机的共同工作匹配要求，可计算求得匹配点时进气道的性能参数，并可获得其性能参数随流量系数的变化曲线。

本发明采用上述技术方案，与现有技术相比具有如下的优点：

1)利用本发明可以在同一套模型上进行进气道出口性能和阻力测量实验，避免了加工多个模型，而且目前飞机进气道的风洞模型实验都无法测量阻力，测阻力的飞机模型无法测量进气道出口性能。

2)本发明可以在一次风洞吹风中同时完成进气道出口性能和阻力测量，也可以分两次吹风完成，即第一次吹风测量进气道出口性能，第二次吹风测量阻力。