CN112485013A - 一种带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置及测压试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置及测压试验方法，包括：测压短舱，其进气口和外表面沿测压短舱径向布设有多个测压孔，测压短舱下方设置有前端支撑机构；测压短舱内安装有桨毂，桨毂上安装有风扇叶盘；传动轴，其一端安装有涡轮，传动轴外部设置有支杆和涡轮机匣，涡轮位于涡轮机匣内；涡轮机匣设置在后端支撑机构上；支杆上固定安装有测压耙和外涵导叶。本发明能够准确模拟测压短舱外形尺寸、飞行马赫数和进气流量系数等气动设计关键参数，实现单个涡扇发动机短舱模型进气口和外表面压力的精确测量，能够为结构强度的计算提供气动载荷分布的原始数据，同时为研究短舱绕流特性和飞机整体性能提供试验依据。

Description

一种带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装 置及测压试验方法

技术领域

本发明属于涡扇发动机短舱模型表面压力测量技术领域，更具体地说，本发明涉及一种带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置及测压试验方法。

背景技术

短舱是飞机外置涡扇发动机的整流装置，短舱的设计与布局问题从来就是飞机总体设计中的重要问题。短舱外形设计是短舱设计与布局的一个重要方面，主要目的是提供包容整个发动机且对发动机和飞机性能影响最小的紧凑流线型外形。

单独短舱表面压力分布试验是研究飞行器气动特性、验证数值计算方法是否正确的一个重要手段。单独短舱测压试验的目的是测量短舱表面的压力分布，为结构强度的计算提供气动载荷分布的原始数据，同时为研究短舱绕流特性和飞机整体性能提供试验依据。通过短舱表面压力分布测量可以确定短舱上最小压力点位置、激波位置、气流是否分离，以及作用在模型上的升力、压差阻力和压力中心的位置等。

涡扇发动机短舱进气和排气的模拟方法主要有堵锥模型、通气模型、喷流引射模型、进气引射模型和动力模拟器(TPS)模型，各种模拟方式对短舱进气几何形状、排气几何形状、进气道入口流动、排气流动和进排气干扰的模拟程度不同。短舱的进气和排气对短舱的气动性能影响是开展单独短舱风洞试验需要考虑的重要因素。相较而言，带涡轮动力模拟试验是目前涡扇发动机短舱设计阶段开展气动特性试验、验证数值计算方法最先进的手段。

发明内容

本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。

为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种带涡轮动力模型的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，包括：

前端支撑机构，其上设置有测压短舱，所述测压短舱进气口和外表面沿测压短舱径向布设有多个测压孔；前端支撑机构内设置有测压管路，测压管路一端位于测压孔处和测压短舱底部，另一端连接有压力传感器；

所述测压短舱内安装有桨毂，桨毂上安装有风扇叶盘；传动轴，其一端与桨毂固定连接，另一端安装有涡轮，传动轴外部设置有支杆和涡轮机匣，所述涡轮位于涡轮机匣内，支杆和涡轮机匣为固定连接；所述涡轮机匣设置在后端支撑机构上；

所述支杆上固定安装有测压耙和外涵导叶，测压耙位于测压短舱内靠出口位置，测压耙与测压短舱之间设置有间隙；所述外涵导叶安装在支杆端部，且外涵导叶位于风扇叶盘与测压耙之间，外涵导叶与测压短舱之间设置有间隙。

优选的是，其中，所述前端支撑机构的结构包括：

短舱底座，其上方设置有短舱支架，且短舱支架通过螺栓安装于风洞壁面，所述短舱底座通过螺栓固定于风洞壁板；所述测压短舱设置在短舱支架上；

所述后端支撑机构的结构包括：

支撑接头，所述涡轮机匣设置在支撑接头上；

风洞迎角机构，其通过销钉和螺栓固定在支撑接头下方。

优选的是，其中，所述支杆上通过螺钉安装有外涵整流罩，且外涵整流罩覆盖测压耙与支杆的连接部位。

优选的是，其中，所述短舱底座下方设置有楔形变角片。

优选的是，其中，所述测压短舱的径向设置有6～8个剖面的测压孔。

优选的是，其中，所述短舱支架截面为流线型。

优选的是，其中，所述测压管路设置在短舱支架和短舱底座中。

一种带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，其测压试验方法为：将整个测压试验装置置于风洞中，通过风洞中的高压气体驱动涡轮转动，进而通过涡轮带动传动轴和风扇叶盘转动，用于获取模拟飞行状态进气和排气影响下的测压短舱进气口和外表面压力分布特性；改变来流总压、马赫数、风扇增压比和测压短舱迎角条件，采集短舱测压孔和测压耙的信号，通过数据处理，得到流量系数φ和测压短舱压力系数C_pi，进而获得进排气对测压短舱压力分布的影响规律，数据处理的步骤包括：

步骤一、测压短舱进气口和表面的压力系数C_pi由下式获得：

其中，P_i为测压短舱表面第i点的静压值，P_∞为来流静压，q_∞为来流速压，q_∞的计算方法为：

其中，M_∞为给定来流马赫数，γ为来流介质的比热比，空气介质的

步骤二、计算测压耙上每个测压点所在流管的实际流量

计算方法为：

其中，P_0e为测压耙测压点测得的总压，A_e比热比通常取1.4；为测压点所在流管的流通面积，T_0e为测压耙测得的总温，q_e为出口速度压力，q_e的计算方法为：

其中，M_e由测压耙测得的总压P_0e和静压P_e换算得到：

步骤三、计算测压耙上每个测压点所在流管的理想流量

计算方法为：

其中，A_in为短舱进气口捕获面积，P₀为试验段来流总压，T₀为试验段来流总温；

步骤四、计算测压短舱进气流量系数φ，短舱进气流量系数φ为实际流量

与理想流量

的比值：

φ＝∑m_e/m_in

通过步骤一得到的流量系数φ和步骤四得到的测压短舱压力系数C_pi，即可获得进排气对测压短舱压力分布的影响规律。

本发明至少包括以下有益效果：本发明提供的带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置及测压试验方法，用于获得涡扇发动机短舱模型在模拟飞行条件时进气和排气影响的涡扇发动机短舱模型的表面压力分布试验数据，为短舱的优化、结构强度的计算提供输入条件，同时为研究短舱绕流特性和飞机整体性能提供试验依据。同时本发明的测压管路设置在前端支撑机构的短舱底座和短舱支架中，使得走线布置更为合理。

本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。

附图说明：

图1为本发明提供的带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置结构示意图；

图2为本发明提供的带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置安装结构示意图；

图3为测压短舱沿气流方向测压剖面示意图；

图4为短舱支架横截面结构示意图。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。

应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。

需要说明的是，在本发明的描述中，术语指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，并不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“套设/接”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接，可以是机械连接，也可以是电连接，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通，对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

如图1-4所示：本发明的一种带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，包括：

前端支撑机构，其上设置有测压短舱4，所述测压短舱4进气口和外表面沿测压短舱径向布设有多个测压孔41；前端支撑机构内设置有测压管路，测压管路21一端位于测压孔41处和测压短舱4底部，另一端连接有压力传感器；

所述测压短舱4内安装有桨毂3，桨毂3上安装有风扇叶盘5；传动轴10，其一端与桨毂3固定连接，另一端安装有涡轮12，传动轴10外部设置有支杆9和涡轮机匣11，所述涡轮12位于涡轮机匣11内，且支杆9和涡轮机匣11为固定连接；所述涡轮机匣11设置在后端支撑机构上；

所述支杆9上固定安装有测压耙7和外涵导叶6，且测压耙7位于测压短舱4内靠出口位置，测压耙7与测压短舱4之间设置有间隙；所述外涵导叶6安装在支杆9端部，且外涵导叶6位于风扇叶盘5与测压耙7之间，外涵导叶6与测压短舱4之间设置有间隙。

测压原理：将整个测压试验装置置于风洞中，通过风洞中的高压气体驱动涡轮12转动，进而通过涡轮12带动传动轴10和风扇叶盘5转动，用于获取模拟飞行状态进气和排气影响下的测压短舱4进气口和外表面压力分布特性；改变来流总压、马赫数、风扇增压比和测压短舱4迎角条件，采集短舱测压孔和测压耙的信号，通过数据处理，得到流量系数φ和测压短舱压力系数C_pi，进而获得进排气对测压短舱4压力分布的影响规律。前端支撑机构和后端支撑机构用于为整个试验装置提供支撑；测压耙7用于测量测压短舱4的总压、总温和静压；外涵导叶6用于气流导向，调节气体流速。

在上述技术方案中，所述前端支撑机构的结构包括：

短舱底座1，其上方设置有短舱支架2，且短舱支架2通过螺栓安装于风洞壁面，所述短舱底座1通过螺栓固定于风洞壁板15；所述测压短舱4设置在短舱支架2上；

所述后端支撑机构的结构包括：

支撑接头13，所述涡轮机匣11设置在支撑接头13上；

风洞迎角机构14，其通过销钉和螺栓固定在支撑接头13下方。

在上述技术方案中，所述支杆9上通过螺钉安装有外涵整流罩8，且外涵整流罩8覆盖测压耙7与支杆9的连接部位，光滑外形的外涵整流罩8具有在测压短舱4排气口处排气、整流的作用。

在上述技术方案中，所述短舱底座1下方设置有楔形变角片16，通过更换不同的楔形变角片可以改变测压短舱4的试验迎角。

在上述技术方案中，所述测压短舱4的径向设置有6～8个剖面的测压孔41。

在上述技术方案中，所述短舱支架2截面为流线型，这种设置用于减少对测压短舱4的气动力干扰。

在上述技术方案中，所述测压管路21设置在短舱支架2和短舱底座1中，测压管路21的这种布线设置更为合理，可以有效减少对试验结果的干扰。

一种带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，测压试验方法为：将整个测压试验装置置于风洞中，通过风洞中的高压气体驱动涡轮转动，进而通过涡轮带动传动轴和风扇叶盘转动，用于获取模拟飞行状态进气和排气影响下的测压短舱进气口和外表面压力分布特性；改变来流总压、马赫数、风扇增压比和测压短舱迎角条件，采集短舱测压孔和测压耙的信号，通过数据处理，得到流量系数φ和测压短舱压力系数C_pi，进而获得进排气对测压短舱压力分布的影响规律，数据处理的步骤包括：

步骤一、测压短舱进气口和表面的压力系数C_pi由下式获得：

其中，P_i为测压短舱表面第i点的静压值，P_∞为来流静压，q_∞为来流速压，q_∞的计算方法为：

其中，M_∞为给定来流马赫数，γ为来流介质的比热比，空气介质的

步骤二、计算测压耙上每个测压点所在流管的实际流量

计算方法为：

其中，P_0e为测压耙测压点测得的总压，A_e比热比通常取1.4；为测压点所在流管的流通面积，T_0e为测压耙测得的总温，q_e为出口速度压力，q_e的计算方法为：

其中，M_e由测压耙测得的总压P_0e和静压P_e换算得到：

步骤三、计算测压耙上每个测压点所在流管的理想流量

计算方法为：

其中，A_in为短舱进气口捕获面积，P₀为试验段来流总压，T₀为试验段来流总温；

步骤四、计算测压短舱进气流量系数φ，短舱进气流量系数φ为实际流量

与理想流量

的比值：

φ＝∑m_e/m_in

通过步骤一得到的流量系数φ和步骤四得到的测压短舱压力系数C_pi，即可获得进排气对测压短舱压力分布的影响规律。

这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (8)

1.一种带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，其特征在于，包括：

前端支撑机构，其上设置有测压短舱，所述测压短舱进气口和外表面沿测压短舱径向布设有多个测压孔；前端支撑机构内设置有测压管路，测压管路一端位于测压孔处和测压短舱底部，另一端连接有压力传感器；

所述测压短舱内安装有桨毂，桨毂上安装有风扇叶盘；传动轴，其一端与桨毂固定连接，另一端安装有涡轮，传动轴外部设置有支杆和涡轮机匣，所述涡轮位于涡轮机匣内，支杆和涡轮机匣为固定连接；所述涡轮机匣设置在后端支撑机构上；

所述支杆上固定安装有测压耙和外涵导叶，测压耙位于测压短舱内靠出口位置，测压耙与测压短舱之间设置有间隙；所述外涵导叶安装在支杆端部，且外涵导叶位于风扇叶盘与测压耙之间，外涵导叶与测压短舱之间设置有间隙。

2.如权利要求1所述的带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，其特征在于，所述前端支撑机构的结构包括：

短舱底座，其上方设置有短舱支架，且短舱支架通过螺栓安装于风洞壁面，所述短舱底座通过螺栓固定于风洞壁板；所述测压短舱设置在短舱支架上；

所述后端支撑机构的结构包括：

支撑接头，所述涡轮机匣设置在支撑接头上；

风洞迎角机构，其通过销钉和螺栓固定在支撑接头下方。

3.如权利要求1所述的带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，其特征在于，所述支杆上通过螺钉安装有外涵整流罩，且外涵整流罩覆盖测压耙与支杆的连接部位。

4.如权利要求2所述的带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，其特征在于，所述短舱底座下方设置有楔形变角片。

5.如权利要求1所述的带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，其特征在于，所述测压短舱的径向设置有6～8个剖面的测压孔。

6.如权利要求2所述的带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，其特征在于，所述短舱支架截面为流线型。

7.如权利要求2所述的带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，其特征在于，所述测压管路设置在短舱支架和短舱底座中。

8.如权利要求1～7任一项所述的带涡轮动力模拟的单独涡扇发动机短舱表面测压试验装置，其特征在于，其测压试验方法为：将整个测压试验装置置于风洞中，通过风洞中的高压气体驱动涡轮转动，进而通过涡轮带动传动轴和风扇叶盘转动，用于获取模拟飞行状态进气和排气影响下的测压短舱进气口和外表面压力分布特性；改变来流总压、马赫数、风扇增压比和测压短舱迎角条件，采集短舱测压孔和测压耙的信号，通过数据处理，得到流量系数φ和测压短舱压力系数C_pi，进而获得进排气对测压短舱压力分布的影响规律，数据处理的步骤包括：

步骤一、测压短舱进气口和表面的压力系数C_pi由下式获得：

其中，P_i为测压短舱表面第i点的静压值，P_∞为来流静压，q_∞为来流速压，q_∞的计算方法为：

其中，M_∞为给定来流马赫数，γ为来流介质的比热比，空气介质的

步骤二、计算测压耙上每个测压点所在流管的实际流量

计算方法为：

其中，P_0e为测压耙测压点测得的总压，A_e比热比通常取1.4；为测压点所在流管的流通面积，T_0e为测压耙测得的总温，q_e为出口速度压力，q_e的计算方法为：

其中，M_e由测压耙测得的总压P_0e和静压P_e换算得到：

步骤三、计算测压耙上每个测压点所在流管的理想流量

计算方法为：

其中，A_in为短舱进气口捕获面积，P₀为试验段来流总压，T₀为试验段来流总温；

步骤四、计算测压短舱进气流量系数φ，短舱进气流量系数φ为实际流量

与理想流量

的比值：

φ＝∑m_e/m_in

通过步骤一得到的流量系数φ和步骤四得到的测压短舱压力系数C_pi，即可获得进排气对测压短舱压力分布的影响规律。

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