[发明专利]一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法

摘要

本发明提供一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法，步骤如下：1：将冲压空气涡轮模型安装在风洞试验段内；2：确定风洞试验段内模型的入口控制面；3：确定风洞试验段内模型的出口控制面；4：确定风洞试验段内模型的流线弯曲控制面；5：确定风洞试验段内模型的控制体；6：确定风洞试验段入口测量点和出口测量点；7：将各测量点分别通过连接管路与测量仪器可靠连通；8：测试初始风速时不同桨距角下的涡轮输出功、计算并得到涡轮效率；9：测试不同风速时初始桨距角下的涡轮输出功和涡轮效率；10：测试不同风速时不同桨距角下涡轮输出功和涡轮效率；本发明实现了外场流动内场化处理，提高了利用风洞试验研究冲压空气涡轮动力性能的能力。

主权项

1.一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法，其特征在于：其步骤如下：步骤1：将冲压空气涡轮模型安装在风洞试验段内；步骤2：确定风洞试验段内模型的入口控制面；该入口控制面为以涡轮旋转平面为基准，向来流方向1/2涡轮直径处、且垂直于涡轮旋转中心线的截面；步骤3：确定风洞试验段内模型的出口控制面；具体方法是利用七孔探针在涡轮后缘探测流线不发生弯曲的临界控制面，该临界控制面垂直于涡轮旋转中心线，且流体的切向速度分量为零；步骤4：确定风洞试验段内模型的流线弯曲控制面，包括前向流线弯曲控制面和后向流线弯曲控制面；具体方法是利用七孔探针探测模型涡轮旋转平面内流线不发生弯曲，即不存在切向速度分量的临界控制点，沿圆周方向的各临界控制点构成临界控制线；前向流线弯曲控制面为以该临界控制线为基准拟气流方向平行于涡轮旋转中心线移动至与入口控制面相交，所得交线与涡轮旋转平面内临界控制线之间形成的柱形控制面；后向流线弯曲控制面为顺气流方向各垂直于涡轮旋转中心线平面内流线不发生弯曲的临界控制线构成的控制面，该控制面与出口控制面相交；步骤5：确定风洞试验段内模型的控制体；该控制体分别由入口控制面、出口控制面和流线弯曲控制面组成；该流线弯曲控制面包括前向流线弯曲控制面和后向流线弯曲控制面；步骤6：确定风洞试验段入口测量点和出口测量点；所述风洞试验段入口测量点和出口测量点分别位于该风洞试验段内模型的入口控制面和出口控制面；所述入口测量点和出口测量点沿圆周方向等间距分布；步骤7：将各测量点分别通过连接管路与测量仪器可靠连通；步骤8：测试初始风速时不同桨距角下的涡轮输出功、计算并得到涡轮效率，具体测量过程为：a.设置风洞的初始风速和初始桨距角；依据试验雷诺数确定风洞的初始风速，设为V₁；依据试验要求调整涡轮桨距角为初始值b.启动风洞使其达到试验要求的初始风速V₁；通过测量仪器测试该初始风速下初始桨距角时各测量点的静压、静温和流体速度，同时测量涡轮转速和转矩；其中，入口控制面内径向方向压力和速度稳定，而出口控制面内径向方向压力和速度不稳定；入口控制面内径向方向单点测量，而出口控制面内径向方向连续测量，该连续测量也包括多点测量；c.数据处理：依据各测点测量结果，借助下列公式对初始风速时初始桨距角下各测点的测试数据进行处理，计算能得初始风速时初始桨距角下涡轮理论输出功和涡轮效率，具体计算公式为：风洞试验段内模型控制体入口控制面的当量总压为：式中，为入口控制面当量总压，Pa；为入口控制面流体静压平均值，n₁为入口控制面内测点数目；p_1i为入口控制面内第i个测点静压，Pa；ρ为流体密度，kg/m³；为入口控制面流体速度平均值，V_1i为入口控制面内第i个测点速度，m/s；风洞试验段内模型控制体入口控制面的当量总温为：式中，为入口控制面当量总温，K；T₁为入口控制面流体绝对温度，K；V₁为初始风速，m/s；c_p为定压比热，J/(kg·K)；所述出口控制面内径向方向压力和速度不稳定，所述各测量点沿径向方向连续测量，该连续测量也包括多点测量；所述出口控制面流体静压平均值和速度平均值由各测量值沿径向积分得到；因此风洞试验段内模型控制体出口控制面的当量总压为：式中，为出口控制面当量总压，Pa；为出口控制面流体静压平均值，n₂为出口控制面内测点数目；r₂为出口控制面径向半径，m；p_2i为出口控制面内第i个测点静压，Pa；为出口控制面流体速度平均值，V_2i为出口控制面内第i个测点速度，m/s；流体流经风洞试验段内模型控制体的当量压比为：风洞试验段内模型的理论输出功由流体流经该控制体的绝热膨胀功计算得到，即，式中，w_ts为涡轮绝热膨胀功，J；c_p为流体定压比热，J/(kg·K)；为入口控制面当量总温，K；为流体流经风洞试验段内模型控制体的当量压比；γ为绝热指数；冲压空气涡轮输出功为：w_f＝T·n  (9)式中，w_f为冲压空气涡轮输出功，J；T为测量得到的涡轮转矩，N.m；n为测量得到的涡轮转速，r/min；冲压空气涡轮效率为：式中，η为涡轮效率，即涡轮能量提取效率；d.维持风洞初始风速V₁不变，通过调节机构调节涡轮桨距角，该涡轮桨距角变化范围为通过测量仪器测试该初始风速时不同桨距角下各测量点的静压、静温和流体速度，同时测量涡轮转速和转矩；重复本步骤中c.数据处理部分计算内容，分别得到初始风速时不同桨距角下涡轮理论功和涡轮效率；步骤9：测试不同风速时初始桨距角下的涡轮输出功和涡轮效率，具体测量过程为：a.改变风洞风速，维持涡轮桨距角为试验要求的初始值风洞风速依据试验雷诺数确定，风洞风速变化范围为V₁～V₂；b.维持初始桨距角不变，调节风洞风速；依据试验雷诺数要求设置风洞风速间隔值为ΔV；分别调节风洞风速为V₁+ΔV、V₁+2ΔV、V₁+3ΔV…...V₂；通过测量仪器分别测试该初始桨距角下不同风速时各测量点的静压、静温和流体速度，同时测量涡轮转速和转矩；c.数据处理：依据不同风速时各测点测量结果，重复步骤8中c.数据处理部分计算内容，分别得到不同风速时初始桨距角下涡轮理论功和涡轮效率；步骤10：测试不同风速时不同桨距角下涡轮输出功和涡轮效率，具体测量过程为：a.改变风洞风速，依据试验雷诺数要求调节涡轮桨距角为某一值并保持不变；该值位于之间；通过风洞风速控制装置改变风洞风速，依据试验雷诺数要求使风洞风速分别为V₁+ΔV、V₁+2ΔV、V₁+3ΔV…...V₂；通过测量仪器分别测试该涡轮桨距角下不同风速时各测量点的静压、静温和流体速度，同时测量涡轮转速和转矩；b.改变涡轮桨距角，依据试验雷诺数要求控制风洞风速为一风速值并维持不变；该风速值位于V₁～V₂之间；通过调节装置调整涡轮桨距角使其分别为通过测量仪器分别测试该风洞风速下不同涡轮桨距角时各测量点的静压、静温和流体速度，同时测量涡轮转速和转矩；c.数据处理：依据各测点测量结果，重复步骤8中c.数据处理部分计算内容，分别得到不同风速时同一桨距角下、同一风速时不同桨距角下涡轮理论功和涡轮效率；通过测量风洞试验段内模型入口控制面和出口控制面的静压、静温和流体速度，将风洞试验方法扩展应用于基于远场可压缩流体的冲压空气涡轮风洞试验方法，实现了外场流动内场化处理，利用测量参数能够求取模型涡轮的理论输出功；结合模型涡轮的转矩和转速测量结果进一步求取涡轮效率，提高了利用风洞试验研究冲压空气涡轮动力性能的能力。