一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统及测试方法

本发明涉及空气动力学实验测试领域，特别是针对在超声速/高超声速范围工作的进气道等内流装置的流量测量方法。

背景技术：

1、对于进气道而言，流量的大小反映了其流量捕获能力，将直接影响发动机推力的大小，因此准确地测量流量至关重要。由于超声速/高超声速风洞实验运行时间很短，因此流量计必须具有快速的响应特性，另一方面流量计的外轮廓横截面不能太大，否则易影响风洞自身超声速流场的建立，而流量计内流道尺寸不能太小，不能有大尺度的障碍物，否则将影响实验模型内流道超声速流场的建立。

2、对于亚声速流动，常见的流量测量方法包括孔板流量计、浮子流量计、涡轮流量计、涡街流量计等装置，这些测量装置在亚声速流量测量方面得到了广泛的应用，但这些流量计由于响应速度太慢，尺寸太大，而且流量计内部含有大尺寸的零件，将对流道形成堵塞，因此不适合将其放置在超声速风洞内进行吹风实验。在航空航天领域，另外一种常用的流量测量方法是米字耙(中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所发明的一种“3+4+5“米字耙流量计测点布置方法，专利号cn202110654623.0)，每根垂直测量排架的3个四等分点上等间距布置3个总压测点，每根倾斜测量排架的4个五等分点上等间距布置4个总压测点，每根水平测量排架的5个六等分点上等间距布置5个总压测点；米字耙流量计的中心布置1个总压测点，测量排架的中心线与椭圆截面出口的交点处分别布置1个静压测点。由于总压探针有限，对于这种测量方法要得到较好的测量精度需要满足以下两个条件：1、测量截面流速必须为亚声速，2、畸变不能太大，截面流动均匀性要好，否则误差较大。当测量截面是超声速(1<马赫数m<5)，甚至是高超声速时(m>5)，在每只探针前方都存在一道脱体激波，探针测得的是经过脱体激波之后的总压，而不是当地的总压，因此在超声速流动中米字耙的测量方式失效。为了在超声速流道中继续使用总压耙的测量方式，如果测点太多，占据的面积太大，设计得不合理，甚至有可能影响进气道或扩压器超声速流场的建立，这在风洞试验中是决不允许的。其余的流量计装置，譬如asme喷嘴流量计，由于需要将超声速气流减速至声速，而且其喉道截面不可调节，因此只能测量唯一的一个超声速马赫数状态的流量，不仅如此，对于超声速来流条件下，其喉道截面太小，将直接影响进气道或扩压器的起动。基于扫描波长调制光谱的气体质量流量测量方法的精度会受到边界层厚度的影响，并且测量方法比较复杂，可见，现有的流量测量装置很难直接应用于对超声速/高超声速流体流量的高精度测量。

技术实现思路

1、为解决上述问题，本发明提供了一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统，用以解决如何对超声速/高超声速流体流量进行高精度测量的问题。

2、本发明提供的测试系统可采用以下技术方案：

3、一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统，包括前整流段、储气模块和节流模块；所述的前整流段包括气流扩张段和蜂窝整流器；所述的储气模块包含静压舱；所述气流扩张段、蜂窝整流器、静压舱依次连接并连通；气流扩张段用以连接来流管道；静压舱设有用以连接气流流出管道的气流出口转接头，气流出口转接头中设有阀门；静压舱的周向及底部设有若干静压测量孔。

4、进一步的，还包括进气道标准模型及风洞，所述进气道标准模型位于风洞中，静压舱位于风洞之外，进气道标准模型的出口通过来流管道与气流扩张段的入口连通，气流流出管道自气流出口转接头延伸入风洞内。

5、进一步的，所述的静压舱为一个直径与高1：1.5的罐体，静压舱的外围设有加强筋用以避免气罐在高压时发生变形。

6、进一步的，气流扩张段是一个流通面积逐渐增加的扩张段用以防止管道直接诱导流道不起动，气流扩张段的出口直径是入口直径的5倍。

7、进一步的，为保证在风洞运行过程中获得有效数据，阀门从全开到全关时间应小于风洞运行时间的1/10。

8、使用上述测试系统的测试方法，包括如下步骤：

9、(1)、进行标准模型实验；

10、在流量测试系统前通过管道连接一个进气道标准模型；进气道标准模型侧面设有纹影观察窗，该进气道标准模型入口下方的进气道前缘与下方底板铰接；进气道前缘底部铰接一个滑块，由贯通式电机通过推动滑块上下移动带动进气道前缘相对于下方底板转动使得进气道标准模型的入口面积发生变化，在一定角度内，流量与入口面积成正比例，通过流量公式计算得到理论流量

11、

12、其中k是热力学常数，p*是总压，a是流道横截面积，q(ma)是和马赫数有关的流量函数，t*是总温；

13、(2)、将进气道标准模型放入风洞中，开启风洞时，所述阀门处于完全开启状态，通过纹影观察窗进行纹影观察到进气道口无正激波、进气道内流动稳定时，关闭阀门，同时测量静压测量孔的压力数据并记录，待静压舱体内压力达到一定值时，通过纹影观察观察到正激波被推出进气道，关闭风洞并停止记录压力数据；

14、(3)、对数据进行处理，取压力线性增加的一段数据进行计算，此时间段内压力的增量为δp，经过的时间为δt，r代表气体常数，t为舱室内总温，v为静压舱体积，由下式求出流量m；

15、

16、(4)、对理论流量与由流量测试系统计算得出的流量进行对比，对流量计的算公式进行修正，然后开展真实的进气道流量测量实验；在真实的进气道喉道与入口附近布置多个静压测点，仿照上述测量标准模型的实验流程，即可利用本发明的流量测试系统测量实际的进气道流量。

17、进一步的，对流量计算公式进行修正:求得理论入口捕获流量求出流量计的理论流量m，并采用线性拟合公式m'＝cm+b得到修正流量数据m'；真实进气道实验中，仿照上述测量标准模型的实验流程，并带入上述公式求出m'即通过所述流量测试系统测量实际的进气道流量。

18、本发明通过关闭快速阀后静压舱内静压增长率和流量的关系，能直接测出此时的进气道流量，本装置只需要将进气道尾部通过接头装置，让气流从管道流入静压舱，再返回风洞即可，可以适用于各种喉道高度的进气道模型。装置一共有八个测点，所有压力信号均采用高频率微型动态压力传感器进行采集，以保证测试系统的响应速度。通过设计标准模型，对测试系统的结果进行修正，进一步提高测量精度。本发明结构简单，响应速度快，测量精度高，马赫数适用性广，操作比较简单，避免了传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的附加阻塞，可与进气道的节流特性实验同步进行，大大节约试验费用，特别适合于来流为超声速/高超声速的进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量。

技术特征：

1.一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统，特征在于：包括前整流段、储气模块和节流模块；所述的前整流段包括气流扩张段(1)和蜂窝整流器(2)；所述的储气模块包含静压舱(3)；所述气流扩张段(1)、蜂窝整流器(2)、静压舱(3)依次连接并连通；气流扩张段(1)用以连接来流管道；静压舱(3)设有用以连接气流流出管道的气流出口转接头(5)，气流出口转接头(5)中设有阀门；静压舱(3)的周向及底部设有若干静压测量孔(4)。

2.根据权利要求1所述的流量测试系统，其特征在于：还包括进气道标准模型及风洞，所述进气道标准模型位于风洞中，静压舱(3)位于风洞之外，进气道标准模型的出口通过来流管道与气流扩张段(1)的入口连通，气流流出管道自气流出口转接头(5)延伸入风洞内。

3.根据权利要求1所述的流量测试系统，其特征在于：所述的静压舱为一个直径与高1：1.5的罐体，静压舱的外围设有加强筋(6)用以避免气罐在高压时发生变形。

4.根据权利要求1所述的流量测试系统，其特征在于：气流扩张段(1)是一个流通面积逐渐增加的扩张段用以防止管道直接诱导流道不起动，气流扩张段(1)的出口直径是入口直径的5倍。

5.根据权利要求2所述的流量测试系统，其特征在于：为保证在风洞运行过程中获得有效数据，阀门从全开到全关时间应小于风洞运行时间的1/10。

6.使用如权利要求1至5中任一项所述测试系统的测试方法，其特征在于，包括如下步骤：

7.根据权利要求6所述的流量测试方法，其特征在于，对流量计算公式进行修正:求得理论入口捕获流量求出流量计的理论流量m，并采用线性拟合公式m'＝cm+b得到修正流量数据m'；真实进气道实验中，仿照上述测量标准模型的实验流程，并带入上述公式求出m'即通过所述流量测试系统测量实际的进气道流量。

技术总结
本发明公开了一种基于大舱等熵滞止的超/高超声速内流道瞬态流量测试系统。通过蜂窝器整流后进入一个体积较大的静压舱，气流在静压舱内快速减速，并通过开关快速阀使得静压舱内仅有流体流入而流出为零。当静压舱内静内低于临界静压时，舱内静压随时间的变化率与入口流量成线性正相关。本发明结构简单，响应速度快，测量精度高，适用马赫数范围宽广，所需压力测点少，避免了传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的附加阻塞，装置的快速阀可以辅助节流，可以不需要额外设计堵锥从而大大节约试验费用，而且该装置对流道内气流的非均匀性不敏感，特别适合于来流为超声速/高超声速的进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量。

技术研发人员：黄河峡,吕靖昊,兰磊,谢李斌,关玉茹,丁文博,谭慧俊,刘永鹏
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/11