飞行器通气测力风洞试验装置及其安装方法和试验方法与流程

本发明属于空气动力学风洞试验，具体涉及一种飞行器通气测力风洞试验装置及其安装方法和试验方法。

背景技术：

1、进气道是飞行器动力系统的重要组成部分，担负着为发动机提供高品质空气的职能和任务。进气道进气流量对飞行器气动特性影响较大，获取飞行器在进气道全流量范围内的气动特性具有重要意义。

2、测力试验主要是为了获得飞行器的基本气动特性以及舵面效率等数据，为飞行器选型优化和飞行控制提供原始依据。根据进气道的通气与否，测力试验可分为堵锥测力试验和通气测力试验；堵锥测力试验采用在进气道前方安装堵锥的形式来模拟飞行器表面特别是进气道附近区域的流态，由于进气道不通气，飞行器内管道流动产生的阻力（内阻）无法获取，而且堵锥外形设计需要依靠较强的实践经验，试验数据误差相对较大；通气测力试验可完全模拟飞行器的完整外形，为获取飞行器在不同流量条件下的气动特性，通常采用在飞行器模型的进气流道中部位置设置流量环（节流环）的方式对进气道流量进行调节，但流量环大小和进气流量呈非线性，往往无法通过流量环预判流量，所测流量也不准确；特别是在低马赫数试验时，靠进气道自然流动，流量很难达到与发动机的匹配要求，要获取相对完整的进气道全流量范围的数据链，目前，还没有成熟的技术途径。

3、进气道试验的目的是测定进气道出口截面在风洞试验条件下的性能参数，如总压恢复、流量系数、总压不均匀度和畸变等，为进气道优化选型和进气道与发动机的匹配特性研究提供技术支撑。由于在进气道出口截面之后安装了包含有总压、静压及动态传感器等仪器的测量装置，无法再安装天平，不能通过单纯的进气道试验获取飞行器的气动特性。但进气道试验具有两大优势：一是所使用流量计的流量控制精度和测量精度均较高，流量控制精度能够达到1%以上，基本可以做到连续调节，测量精度能够达到0.5%；二是流量范围较大，特别是在低马赫数试验时，可以通过在流量计的下游安装引射器来对进气道的流量进行抽吸，增大进气道的流量，达到与发动机的匹配要求。

4、风洞试验是获取飞行器气动特性最直接、最可靠的技术手段，能够快速、系统和科学地获得飞行器的气动特性。当前，亟需将测力试验和进气道试验的相关技术进行融合提升，发展一种飞行器通气测力风洞试验装置及其安装方法和试验方法，解决飞行器在进气道全流量范围内的气动特性获取问题。

技术实现思路

1、本发明所要解决的一个技术问题是提供一种飞行器通气测力风洞试验装置，本发明所要解决的另一个技术问题是提供一种飞行器通气测力风洞试验装置的安装方法，本发明所要解决的再一个技术问题是提供一种飞行器通气测力风洞试验装置的试验方法，获取飞行器在进气道全流量范围内的气动特性。

2、本发明的飞行器通气测力风洞试验装置，其特点是，所述的飞行器通气测力风洞试验装置包括测力试验装置和进气道试验装置；

3、测力试验装置主要包括从前至后顺序连接的天平、腹部斜支杆和风洞迎角机构，以及底阻测量装置和内阻测量装置；天平安装在飞行器模型腹部；

4、进气道试验装置主要包括连接环、波纹管、波纹管内衬套、波纹管外衬套、转接支撑段和流量计，流量计安装在风洞迎角机构上。飞行器模型背部设置有进气道进气口，后段设置有进气道，尾部设置有进气道出口；波纹管内衬套前端与进气道出口“搭接”，与进气道出口设置有隔离间隙，波纹管内衬套后端设置有法兰盘，法兰盘镶嵌在波纹管外衬套后端和转接支撑段前端之间，波纹管内衬套前端通径与进气道出口直径一致，为进气道气流提供平顺的流动通道。波纹管套装在波纹管内衬套外部，波纹管前端通过沿连接环与模型连接固定，波纹管后端固定在波纹管内衬套法兰盘上；波纹管外衬套套装在波纹管外，波纹管外衬套前端伸入飞行器模型的尾腔内，并与飞行器模型和连接环保持适当隔离间隙，波纹管外衬套后端连接固定在转接支撑段前端；波纹管外衬套长度完全覆盖波纹管；转接支撑段后端连接固定在流量计上；

5、底阻测量装置主要包括固定在波纹管外衬套表面的若干根底压管，底压管的前端朝向连接环，底压管后端连接测压软管，并沿流量计和风洞迎角机构引出风洞，与风洞测压系统连接；

6、内阻测量装置主要包括从转接支撑段进入波纹管内衬套的流动通道的若干根总压测压管和静压测压管，总压测压管前端朝向进气道出口，用以测量通道来流总压，静压测压管前端封闭，侧面设置测压孔，用以测量通道来流静压；总压测压管和静压测压管的后端连接测压软管，并沿流量计和风洞迎角机构引出风洞，与风洞测压系统连接；

7、波纹管内衬套、波纹管、波纹管外衬套、转接支撑段和流量计同中心轴线。

8、进一步地，所述的天平为杆式六分量天平。

9、进一步地，所述的流量计通过电机驱动节流锥实现对进气道流量的连续调节，进行进气道全流量范围模拟。

10、本发明的飞行器通气测力风洞试验装置的安装方法，包括以下步骤：

11、s41.安装测力试验装置；

12、将腹部斜支杆的后端固定在风洞迎角机构上，将天平的固定端安装在腹部斜支杆的前端，将飞行器模型安装在天平的自由端；

13、将内阻测量装置的总压测压管和静压测压管从转接支撑段的流动通道内引出至转接支撑段外表面进行固定；

14、s42.安装进气道试验装置；

15、先将波纹管套装在波纹管内衬套上，波纹管内衬套法兰盘安装在波纹管外衬套后段内，再将波纹管前端固定在沿连接环上，最后再将连接环和波纹管外衬套分别固定在飞行器模型尾部和转接支撑段前端；

16、转接支撑段后端固定连接在流量计上，将流量计后端固定连接在风洞迎角机构上；

17、将底阻测量装置的若干根底压管固定在波纹管外衬套的表面，底压管的前端朝向连接环，并伸入模型尾腔一定距离；

18、s43.连接风洞测压系统；

19、将内阻测量装置若干根总压测压管、静压测压管和底阻测量装置若干根底压管的后端分别连接测压软管，并沿流量计和风洞迎角机构将测压软管引出风洞，与风洞测压系统连接。

20、本发明的飞行器通气测力风洞试验装置的试验方法，包括以下步骤：

21、s51.试验前，采集天平的初读数；

22、s52.启动风洞，建立流场后，风洞迎角机构带动飞行器模型运行到指定迎角位置；

23、s53.通过流量计将飞行器模型进气道流量调节到预先设置的流量点；

24、s54.通过天平获取飞行器模型在风洞试验条件下、不同进气道流量点的综合载荷；

25、s55.关闭风洞，试验完成；

26、s56.数据处理，获得试验结果；

27、进行数据处理，扣除底阻测量装置所测量的飞行器模型底阻，扣除内阻测量装置所测量的飞行器模型内阻，获得飞行器模型在风洞试验条件下、不同进气道流量点的气动特性。

28、本发明的飞行器通气测力风洞试验装置及其安装方法和试验方法具有以下特点：

29、a.综合运用了测力试验和进气道试验两种方法，解决了飞行器在进气道全流量范围内的气动特性获取问题，试验精准度高；

30、b.通过流量计实现了进气道流量的精确调节和测量，不仅做到了连续调节，而且，测量精度很高，流量范围能够达到与发动机的匹配要求；

31、c.采用波纹管进行密封，波纹管柔性较好，波纹管内衬套与波纹管之间以及波纹管与波纹管外衬套之间腔体压力均匀、稳定，不受到内、外流动的扰动，有效防止了飞行器模型内管道气流与模型尾部气流串流，对天平的干扰较小，可操作性强、安装重复性好；

32、d.将纹管内衬套安装在波纹管内部，与飞行器模型内管道出口“搭接”，为进气道气流提供平顺的流动通道，有效防止了内管道出口气流在波纹管上流动而产生严重扰动；

33、e.将波纹管外衬套套装在波纹管外部，使得波纹管免受飞行器模型尾部气体流动冲击而对天平测量结果造成影响，也为底阻测量装置的底压管安装提供了支撑；

34、f.将腹部斜支杆和流量计均安装在风洞迎角机构上，保证了试验时飞行器模型腹部斜支撑和尾部“假尾撑”的同步性。

35、简而言之，本发明的飞行器通气测力风洞试验装置及其安装方法和试验方法，综合运用测力风洞试验和进气道试验两种装置和方法，通过流量计实现对进气道流量的精确调节和测量，通过天平获取飞行器模型在风洞试验条件下、不同进气道流量时的综合载荷，在扣除底阻测量装置测量的飞行器模型底阻和内阻测量装置所测量的飞行器模型内阻之后，准确获得了飞行器模型在风洞试验条件下、不同进气道流量时的气动特性；解决了飞行器在进气道全流量范围内的气动特性获取问题，试验精准度高，可操作性强，安装重复性好。