[发明专利]进气道流量测量系统

说明书

本发明公开了一种进气道流量测量系统。包括壳体、反压调节装置、整流装置、总压测量耙、拉瓦尔喷管和静压测量装置，壳体为圆筒状，其前端具有接口，在接口的后端具有扩张段，用于对来流减速，在扩张段之后为平直段，反压调节装置包括节流锥和驱动控制机构，节流锥配置于所述扩张段内，驱动控制机构配置于平直段内，在其后的平直段内，依次安装有整流装置、总压测量耙和拉瓦尔喷管，拉瓦尔喷管的出口与壳体的后端口平齐，静压测量装置安装于拉瓦尔喷管的喉部。通过本发明的系统能够实时调节双发进气道出口反压、准确测量流入双发进气道的气体流量，并且能够根据具体的试验情况对流入进气道的气体进行抽吸以提高气体流量来满足进气道试验的需要。

技术领域

本发明涉及一种高精度的带抽吸功能的进气道流量测量系统，能够很好地应用于高速风洞双发进气道试验中调节进气道出口反压、准确测量进气道出口流量、必要时利用抽吸装置提高进气道主气体流量，以获取和评估进气道的气动性能。

背景技术

进气道是吸气式飞行器的一个关键部件，它是一个经过精心设计的气流通道，作用是引入空气，在实现对气流的减速增压后，提供给发动机燃烧室，其性能的优劣直接影响到发动机乃至飞行器的总体性能。

进气道风洞试验是评估进气道性能、获得进气道特性参数的主要手段。流量系数是进入进气道的实际流量与进气口捕获自由流流量之比，是进气道主要特性参数之一。为了测量进入进气道的实际流量，传统的方法是在进气道的出口截面上安装测压耙测量气流总压，并在同一测量截面上沿周向开测压孔测量气流静压，通过数据处理可得到出口截面上的流量。由于气流流经进气道后在出口截面上很不均匀，畸变指数较高，因此流量的测量误差较大，有时误差甚至能达到10％，这就给进气道性能的评估工作带来很大的困难。

对航空进气道试验来说，速度范围一般较低，靠冲压方式进入进气道的流量较小，无法满足进气道实际工作时需要的流量值，此时进气道工作线与发动机工作线没有交点，达不到进气道试验的目的。另外，为了隐身和提高突防能力的需要，某些飞行器采用了埋入式进气道气动布局形式，由于埋入式进气道进气口吸气效率低，采用常规的试验手段难以满足流量要求。因此，在上述两种情况下，就需要在进气道出口后方安装流量引射器来提高进气道的吸入流量。

另外，对于冲压/涡轮组合动力发动机类型的双进气道，进气道之间会存在较强的气动干扰现象，特别是发动机在进行模态转换时，涡轮发动机进气道入口逐渐关闭，冲压发动机入口逐渐打开，此时进气道之间会存在复杂的流量匹配和气动干扰问题，单进气道试验系统无法模拟这种复杂的进气道耦合特性。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种带抽吸功能的进气道流量测量系统，能够高精度地准确测量进气道出口流量，并能够应用于双发进气道的流量测量，必要时可利用抽吸装置来提高双发进气道流量。

本发明的进气道流量测量系统包括壳体、反压调节装置、整流装置、总压测量耙、拉瓦尔喷管和静压测量装置，所述壳体为圆筒状，其前端具有接口，在试验室时通过中压橡胶软管能够将所述接口与进气道试验模型的出口密封连接，在所述接口的后端具有扩张段，用于对来流减速，在所述扩张段之后为平直段，所述反压调节装置包括节流锥和驱动控制机构，所述节流锥配置于所述扩张段内，所述驱动控制机构配置于所述平直段内，用于驱动控制所述节流锥前后移动；在其后的平直段内，依次安装有所述整流装置、所述总压测量耙和所述拉瓦尔喷管，所述拉瓦尔喷管的出口与所述壳体的后端口平齐，所述静压测量装置安装于所述拉瓦尔喷管的喉部。

优选所述整流装置包括两层阻尼网和一层蜂窝器，按照阻尼网、蜂窝器、阻尼网的顺序依次配置于所述平直段内。

优选所述阻尼网为20目/英寸，用于破碎气流中的小涡，所述蜂窝器为等边六边形结构，该六边形对角线长度为6.4毫米，长度为30毫米，用于气流导向。