一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法与流程

本发明提供一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法，具体涉及一种基于可压缩流体远场开口系统的冲压空气涡轮外场流动内场化处理风洞试验测试方法，属于冲压空气涡轮风洞试验技术领域。

背景技术：

冲压空气涡轮系统是现代飞机的应急动力装置，它能够在飞机失去主动力和辅助动力的紧急情况下提供应急能源，保证飞行安全。其中，涡轮在迎面气流作用下旋转并把气流冲压能转换为机械能，是系统的能量提取部件。因此，冲压空气涡轮的输出功率和能量提取效率是系统研究的核心，也是涡轮气动性能的关键指标。冲压空气涡轮气动性能研究方法主要包括理论研究、数值模拟和实验研究等。目前，实验研究主要采用风洞试验，而很少像传统风力机涡轮那样采用现场(外场)试验，主要原因是现场(外场)试验需要在自然工作条件下进行，但冲压空气涡轮的自然工作条件只能是挂机飞行，即试飞验证。然而，试飞验证过程风险高难度大，且目前国内尚未有成熟的试飞验证方法。因此，为了降低试飞验证的风险和技术难度，通常先开展地面风洞试验验证，然后再进行试飞验证。

目前，冲压空气涡轮地面风洞试验方法的主要过程为：把冲压空气涡轮可靠地安装于试验风洞内；启动风洞并使风洞风速达到规定值；冲压空气涡轮在迎面气流作用下旋转并从风洞气流中提取能量；利用风洞测控系统实时测量冲压空气涡轮转速和输出转矩，计算可得涡轮输出功率，并最终转换为液压能或电能驱动负载工作；同时监测风洞内气体的压力、温度以及流体速度等信号。然而，该地面风洞试验方法只能验证冲压空气涡轮从气流获取的能量，无法获得涡轮效率，该涡轮效率是指能量效率，即风能利用系数。为了进一步验证冲压空气涡轮效率，通常需要对涡轮叶片气动性能进行风洞试验，以验证叶片翼型的风能利用系数。

目前，冲压空气涡轮叶片翼型气动性能风洞试验主要借鉴风力机叶片风洞试验测量方法，即基于动量原理的升阻系数测量方法(详见王铁城等编《空气动力学试验技术》，国防工业出版社，1986年4月第一版第6章第6.5节)。该方法基于动量原理，分别测量空气密度、来流速度以及与模型对应的风洞上下壁面流体静压力，依据下式(1)计算壁面压力；然后依据下式(2)对壁面压力进行积分进而求得模型叶片的升力系数；进一步地，分别测量来流方向风洞入口处流动总压和静压、模型后缘一定距离处尾迹的流动总压和静压，然后依据公式(3)沿路径wl积分求得模型叶片的阻力系数。公式(1)～(3)描述如下：

式中，p为由风洞壁面测量得到的流体静压力；ρ为空气密度；v∞为风洞入口来流速度；cl、cr和cp分别为涡轮叶片的升力系数、阻力系数和表面压力系数；cpu和cpl分别表示由风洞上、下壁面测量参数求得的表面压力系数；c为模型叶片的弦长；p0、p∞和p01、p1分别为表示来流总压、静压和翼型后缘一定距离处的尾迹流动总压、静压；x、y分别为风洞中流体流向和法向坐标；积分上下限x1和x2分别为风洞上、下壁面静压测点的x向坐标范围；wl表示沿法向在流动尾迹区的积分路径。

然而，该测试方法还存在不足之处，主要表现在以下几个方面：(1)风洞上、下壁面测点位置的确定对测量结果影响较大，必须按经验进行校正；(2)没有考虑模型后缘尾迹处气流速度的切向分量。

针对上述不足，西北工业大学的焦予秦等公开了一种基于动量定理的风洞试验方法(详见焦予秦，王龙，高永卫等.一种基于动量定理的风洞试验方法[p].申请号201210251010.3)。该方法在翼型模型前后增加两个测量控制面，使测量控制面和风洞洞壁构成完整的固定控制体，分别测量两个控制面上的流体参数，然后按照动量原理和动量矩原理计算模型气动性能。该测试方法中增加的控制体为固定控制体，且风洞洞壁上的测压点分布在试验上壁和试验下壁的中心线上，该中心线过翼型模型段上的测压点之间间距为翼型模型弦长的3％～8％，而试验上壁和试验下壁的中心线在过翼型模型段以外区域的测压点间距为翼型模型弦长的8％～13％。该测试方法的主要特点是提高了风洞试验测量精度，同时还实现了模型所受力矩测量和开展动量法三维风洞试验。然而，该测试方法所增加的控制体为固定控制体，以翼型模型弦长的百分比作为确定控制体前、后控制面的依据。我们知道，当风洞来流速度变化时，风洞内气体流动状态发生变化，风洞试验段内模型入口控制面和出口控制面随之变化，因此控制体亦应有所变化，以降低扰动影响，提高测量精度。

技术实现要素：

(一)本发明的目的

本发明的目的是提供一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法，其要解决的技术问题是提供一种基于可压缩流体远场开口系统的冲压空气涡轮外场流动内场化处理风洞试验测试方法，它能够克服现有技术中存在的无法通过地面风洞试验获得冲压空气涡轮效率、涡轮叶片翼型试验时必须按照经验对升力系数和阻力系数计算结果进行修正、没有考虑模型后缘尾迹处气流速度影响等不足，提出了一种基于可压缩流体远场开口系统的冲压空气涡轮风洞试验测试方法，实现了外场参数的内场化处理，为冲压空气涡轮动力性能研究奠定了基础。

(二)技术方案

本发明所涉及的技术方案和具体实施过程为：

本发明所述技术方案为一种基于可压缩流体远场开口系统的冲压空气涡轮风洞试验测试方法。该方法涉及风洞试验段内模型控制面、控制体、试验步骤和数据处理等。

所述风洞试验段内模型控制面为试验风洞中气体流线不发生弯曲，即没有切向速度分量的控制面。包括入口控制面、出口控制面和流线弯曲控制面。其特征在于：所述入口控制面位于来流方向与涡轮旋转平面间距1/2涡轮直径处、且垂直于涡轮旋转中心线；所述出口控制面为涡轮后缘流线不发生弯曲，即流体没有切向速度分量并垂直于涡轮旋转中心线的临界面；所述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；具体地：模型涡轮旋转平面内流线不发生弯曲的各临界控制点沿圆周方向构成临界控制线，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。

所述风洞试验段内模型控制体为所述入口控制面、所述出口控制面和所述流线弯曲控制面构成的控制体，所述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。

本发明一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法，其步骤如下：

步骤1：将冲压空气涡轮模型可靠地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，计算可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；p1i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，v1i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为入口控制面流体速度，m/s；cp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；p2i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，v2i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可由流体流经该控制体的绝热膨胀功计算得到，即，

式中，wts为涡轮绝热膨胀功，j；cp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：

wf＝t·n(9)

式中，wf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7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某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；

b.数据处理：依据各测点测量结果，重复步骤7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。

本发明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。

其中，在步骤3、4中所述的“七孔探针”是指一种可以获得流动速度的大小、方向、总压和静压的气动测量装置，由7根不锈钢毛细管嵌装在一个稍大外径的不锈钢管内，头部呈圆锥形，被广泛应用于低速风洞实验各种大角度的流动测量。

其中，在步骤7、8中所述的“测量仪器”是指压力测量仪器、速度测量仪器以及温度测量仪器。

(三)优点和功效

本发明提出的一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法，即一种基于可压缩流体远场开口系统的冲压空气涡轮外场流动内场化处理的风洞试验测试方法，其优点和功效是：

本发明在风洞试验段内模型前后增加两个测量控制面和径向方向的流线弯曲控制面，该两个测量控制面和径向方向的流线弯曲控制面构成测量控制体；利用该测量控制体可以把冲压空气涡轮的外场流动转化为气体经涡轮膨胀做功的内场流动，实现冲压空气涡轮外场流动内场化处理；只要测量出前后两个测量控制面的静压、静温和流体速度，就可以按照气体经涡轮膨胀做功的内场流动公式计算试验风洞内涡轮模型的理论输出功；结合试验风洞内模型涡轮的转矩和转速测量结果，进一步求取涡轮效率；其重要意义表现为由风洞试验测量结果求取冲压空气涡轮理论做功能力，同时可以实现冲压空气涡轮效率的测量。

本发明所述的风洞试验段模型控制体确定方法，不仅涉及利用探针探测流线不发生弯曲的前控制面、后控制面以及流线弯曲控制面技术，同时还涉及利用粒子图像测速(particleimagevelximetry，piv)技术确定风洞试验段模型控制体；所述粒子图像测速技术对流场无干扰。

附图说明

图1为本发明所述方法的测试流程图。

图2为本发明的风洞试验测试示意图。

上述图中的各标记意义如下：

1-入口控制面；2-出口控制面；3-前向流线弯曲控制面；4-后向流线弯曲控制面；5-模型涡轮；drat-冲压空气涡轮直径；d1-入口控制面直径；s1-入口控制面面积；d2-出口控制面直径；s2-出口控制面面积。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步说明。

如图2所示，是本发明的风洞试验测试示意图。其中，u为风洞上壁面、l为风洞下壁面、1为风洞试验段入口控制面、2为风洞试验段出口控制面、3为前向流线弯曲控制面、4为后向流线弯曲控制面、drat为冲压空气涡轮直径、d1和s1分别为风洞试验段入口控制面直径和面积、d2和s2分别为风洞试验段出口控制面直径和面积。

本发明一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法，见图1所示，其具体步骤为：

步骤1：按常规的风洞试验模型安装方法，将冲压空气涡轮模型可靠地安装在风洞试验段内，并使其迎气流方向布置；

步骤2：确定风洞试验段入口控制面1；该入口控制面1位于以涡轮旋转平面为基准、向来流方向1/2涡轮直径处，且入口控制面1垂直于涡轮旋转中心线；

步骤3：确定风洞试验段出口控制面2；该出口控制面2位于模型涡轮后缘，具体方法为利用七孔探针探测模型涡轮后缘流线不发生弯曲的临界面，该临界面垂直于涡轮旋转中心线；

步骤4：确定风洞试验段流线弯曲控制面，该流线弯曲控制面包括前向流线弯曲控制面3和后向流线弯曲控制面4；具体方法为利用七孔探针探测模型涡轮旋转平面内流线不发生弯曲的临界控制点，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3为以该临界控制线为基准拟气流方向与涡轮旋转中心线平行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4为顺气流方向垂直于涡轮旋转中心线平面内流线不发生弯曲的各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控制体；该控制体分别由入口控制面1、出口控制面2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3和后向流线弯曲控制面4；

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模型入口控制面1和出口控制面2，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：将各测点分别通过连接管路与测量仪器连通；要求从每个测量孔到测量仪器的连接可靠、密封不漏气、完全导通；

步骤8：测试初始风速时不同桨距角下的涡轮输出功和涡轮效率；所述的测试过程是启动风洞，达到试验要求的初始风速并稳定运行，通过测量仪器测试不同桨距角时各测点的静压、静温和流体速度，同时测量涡轮转速和转矩；得到初始风速时不同桨距角下涡轮理论输出功和涡轮效率；具体过程为：

a.依据试验雷诺数要求设置风洞初始风速v1；

b.依据试验要求设置初始桨距角该初始桨距角通过调节机构进行调整；

c.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时初始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；

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；

e.数据处理：通过下列公式对测量得到的初始风速时不同桨距角下各测点的静压、静温和流体速度进行处理，分别得到初始风洞风速v1时不同涡轮桨距角下涡轮理论功和涡轮效率；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；p1i为入口控制面内第i个测点静压，pa；为入口控制面流体速度平均值，v1i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为入口控制面流体速度，m/s；cp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；p2i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，v2i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可由流体流经该控制体的绝热膨胀功计算得到，即，

式中，wts为涡轮绝热膨胀功，j；cp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：

wf＝t·n(9)

式中，wf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；

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；依据试验要求设置风洞风速间隔值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量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：依据不同风速下各测点测量结果，重复本实施例步骤8中e.数据处理部分计算内容，分别得到初始桨距角下不同风速时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，依据试验要求调整涡轮桨距角为某一值并维持不变；该值位于之间；通过风洞风速控制装置控制风洞风速，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某一风速值并维持不变；该风速值位于v1～v2之间；通过调节装置改变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；

b.数据处理：依据各测点测量结果，重复本实施例步骤8中e.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。

本实施例中，冲压空气涡轮风洞试验时，在风洞试验段涡轮模型入口控制面和出口控制面上分布测量头，不需要在模型涡轮5上开设测量孔，不仅减小了试验准备工作量，而且方便开展冲压空气涡轮的批量测试。