CN117147093A - 一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置 - Google Patents

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Abstract

一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，属于风洞试验技术领域，本发明为了解决小量程压力扫描阀无法直接用于声爆过压试验测量的问题。包括全机模型、支撑***和测压轨，全机模型通过所述支撑***设置在风洞试验段内，风洞试验段内设有测压轨，测压轨上开设的若干测压孔分别与电子压力扫描阀的测量端连接，风洞试验段开设有洞壁测压孔，电子压力扫描阀的参考端、洞壁测压孔和绝压传感器通过三通连通，试验时，全机模型产生的压力信号落在若干测压孔所在的范围内。本发明将电子压力扫描阀的参考端与洞壁测压孔连通，达到显著减小电子压力扫描阀测量端和参考端之间压差的效果，以实现小量程传感器的电子压力扫描阀测量声爆近场空间压力。

Description

一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置
技术领域
本发明属于风洞试验技术领域，尤其涉及一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置。
背景技术
飞行器在超声速飞行时所引发的声爆问题一直以来都是困扰超声速民机发展的关键技术障碍。超声速民机在巡航飞行时，来流在飞机头部和机翼前缘受到压缩而产生激波，气流经过激波作用而导致静压增大，使其高于初始来流静压，之后气流在机身和机翼受到膨胀而产生膨胀波，气流经过膨胀波作用而导致静压下降，使其低于初始来流静压。气流在飞机尾部产生激波，使飞机绕流经过激波作用而静压升高，最终恢复到远前方来流压力，激波和膨胀波导致超声速飞行器周围的空气压力相对于飞行环境压力产生剧烈波动，称为近场声爆过压，近场声爆过压形成的压力波在空气中经非线性传播至地面后，形成巨大的***声，即是人们通常所说的声爆。声爆是极大的噪声污染，会严重影响人们的生活和工作，能量巨大的声爆甚至还可能损坏地面建筑物。因此，要想发展新一代超声速民用飞机，降低声爆是首先需要突破的关键技术之一。
声爆研究通常分为近场和远场，近场和远场的界限并没有严格的定义，近场通常是指以飞行器长度的几倍距离为半径的范围，远场通常是指以飞行器长度的几十倍距离到至地面距离为半径的范围。风洞试验是开展声爆研究的重要手段，受限于现有超声速风洞的尺寸，目前声爆风洞试验技术主要是针对近场范围开展研究。声爆风洞试验技术的核心是在超声速风洞中针对飞行器模型近场空间开展压力分布测量，模型周围的近场压力数据与自由来流环境压力的差值即代表了飞行器的近场声爆过压，将这些近场声爆过压数据作为输入，通过构建相应的数学模型，可计算得到飞行器远场的声爆过压。
对于超声速民机在风洞中开展近场声爆过压测量试验，低声爆超声速民机近场声爆过压信号弱，需要采用5PSID以下的小量程差压型压力扫描阀进行测量，而在传统的声爆过压测量试验中，压力扫描阀的参考端直接与大气连通，例如公开号为CN110672295A的中国发明专利公开了一种喷流模型声爆特征风洞试验装置，以大气压力作为参考压力，大气压力通常由大气压力计测量得到，而在超声速风洞运行环境下，压力扫描阀测量端与风洞内部连通，压力极低，导致压力扫描阀的测量端和参考端（为大气压力）之间的压差较大，对于声爆试验需要采用的5PSID以下的小量程扫描阀传感器而言，存在超量程损坏的风险，导致传统的压力测量方法无法直接使用。因此迫切需要研制一种新型的低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置。
发明内容
本发明的目的是提供一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，以解决5PSID以下的小量程压力扫描阀无法直接用于声爆过压试验测量的问题。本发明所采用的技术方案如下：
一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，包括全机模型、支撑***和测压轨，全机模型通过所述支撑***设置在风洞试验段内，风洞试验段的下壁板上设有测压轨，测压轨的上端面上沿气流流向开设有若干间隔排列的测压孔，若干测压孔均通过气管路与电子压力扫描阀的测量端连接，风洞试验段的下壁板上开设有洞壁测压孔，电子压力扫描阀的参考端、洞壁测压孔和绝压传感器通过三通连通，试验时，全机模型产生的压力信号落在若干测压孔所在的范围内。
进一步的，所述支撑***包括风洞支架、背撑支杆、杆式天平和转接支杆，所述风洞支架的两端分别与风洞试验段的上壁板和下壁板相连，全机模型、背撑支杆、天平适配器、杆式天平、转接支杆和轴向移动机构沿气流流向依次相连，轴向移动机构固定在所述风洞支架上；
全机模型的攻角变化量、侧滑角变化量/>和滚转角变化量/>通过下式确定：
；
；
；
式中：
X为轴向力，单位为N；Y为法向力，单位为N；Z为侧向力，单位为N；为俯仰力矩，单位为N•m；/>为偏航力矩，单位为N•m；/>为滚转力矩，单位为N•m；a为攻角-轴向力校准系数，单位为°/N；b为攻角-法向力校准系数，单位为°/N；c为攻角-俯仰力矩校准系数，单位为°/（N•m）；d为侧滑角-侧向力校准系数，单位为°/N；e为侧滑角-偏航力矩校准系数，单位为°/（N•m）；f为滚转角-侧向力校准系数，单位为°/N；g为滚转角-滚转力矩校准系数，单位为°/（N•m）；h为滚转角-偏航力矩校准系数，单位为°/（N•m）；
X、Y、Z、、/>和/>均通过杆式天平测得。
进一步的，所述风洞支架沿气流流向的两端均呈尖劈结构。
进一步的，所述风洞支架竖直设置，轴向移动机构固定在所述风洞支架的中央，所述风洞支架设置在风洞试验段的横向中央。
进一步的，轴向移动机构包括传动螺母、主动齿轮、电机、从动齿轮和支座，主动齿轮套接在电机的输出轴上，传动螺母转动设置在支座上，从动齿轮与传动螺母套接配合，主动齿轮与从动齿轮相啮合，转接支杆与传动螺母螺纹配合，转接支杆与传动螺母相连的一端开设有滑槽，滑块与支座相连，所述滑槽与滑块滑动配合，支座固定在所述风洞支架上。
进一步的，测压轨沿气流流向的两端均呈尖劈结构。
与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
1．本发明将电子压力扫描阀的参考端（REF）与洞壁测压孔连通，达到显著减小电子压力扫描阀测量端和参考端之间压差的效果，通过这种独特设计的组合方式，可以在超声速风洞运行条件下，使用量程为5PSID以下传感器的电子压力扫描阀，实现全机模型声爆近场空间压力信号的精确测量，解决了小量程电子压力扫描阀超量程损坏的问题，电子压力扫描阀的参考端、洞壁测压孔和绝压传感器通过三通连通，则能够解决电子压力扫描阀参考压力的实时测量问题。
2．本发明的支撑***采用了内置杆式天平的一体化支杆，能够在支撑全机模型的同时，可测量试验过程中全机模型的气动力，通过测量得到的气动力计算全机模型的姿态角变化，解决了传统声爆试验中试验模型在气动力作用下的姿态角无法测量的问题。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是图1的A处放大图；
图3是轴向移动机构和转接支杆的配合示意图。
图中，1．风洞试验段、2．全机模型、3．背撑支杆、4．天平适配器、5．杆式天平、6．压力信号、7．转接支杆、8．轴向移动机构、81．电机、82．主动齿轮、83．从动齿轮、84．传动螺母、85．滑块、86．支座、9．绝压传感器、10．三通、11．洞壁测压孔、12．气管路、13．测压轨、14．测压孔、15．电子压力扫描阀。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
本发明所提到的连接分为固定连接和可拆卸连接，所述固定连接即为不可拆卸连接包括但不限于折边连接、铆钉连接、粘结连接和焊接连接等常规固定连接方式，所述可拆卸连接包括但不限于螺栓连接、卡扣连接、销钉连接和铰链连接等常规拆卸方式，未明确限定具体连接方式时，默认可在现有连接方式中找到至少一种连接方式实现该功能，本领域技术人员可根据需要自行选择。例如：固定连接选择焊接连接，可拆卸连接选择螺栓连接。
以下将结合附图，对本发明作进一步详细说明，以下实施例是对本发明的解释，而本发明并不局限于以下实施例。
实施例：如图1-3所示，一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，包括全机模型2、支撑***和测压轨13，全机模型2通过所述支撑***设置在风洞试验段1内，全机模型2迎气流流向设置，风洞试验段1的下壁板上设有测压轨13，测压轨13的上端面上沿气流流向开设有若干间隔排列的测压孔14，若干测压孔14均通过气管路12与电子压力扫描阀15的测量端连接，风洞试验段1的下壁板上开设有洞壁测压孔11，电子压力扫描阀15的参考端、洞壁测压孔11和绝压传感器9通过三通10连通，试验时，全机模型2产生的压力信号6落在若干测压孔14所在的范围内。
近场声爆过压通过下式确定：
；
式中：
为电子压力扫描阀15的测量端压力，单位为Pa；
为超声速风洞自由来流环境压力，单位为Pa。
电子压力扫描阀15的测量端压力通过下式确定：
；
式中：
为电子压力扫描阀15测量端和参考端之间的压差，单位为Pa，通过电子压力扫描阀15的传感器可直接测量得到；
为电子压力扫描阀15的参考端压力，单位为Pa，通过绝压传感器9测量得到。
超声速风洞自由来流环境压力通过下式确定：
；
式中：
为风洞总压，单位为Pa，通过布置在风洞稳定段的压力传感器可直接测量得到；
为自由来流马赫数，通过事先标定获得；
为气体比热比，对于常温空气通常取1.4。
由于测压轨13本身尺寸较大，对流场的干扰不可忽略，因此需要对测压轨13本身的干扰进行修正，计算公式为：
；
式中：
为修正测压轨13干扰后的无量纲近场声爆过压；
为包含测压轨13干扰的无量纲近场声爆过压；
为测压轨13干扰带来的误差。
本发明中将电子压力扫描阀15的参考端（REF）与洞壁测压孔11连通，达到显著减小电子压力扫描阀15测量端（为风洞内部压力）和参考端（也为风洞内部压力）之间压差的效果，通过这种独特设计的组合方式，可以在超声速风洞运行条件下，使用量程为5PSID以下传感器的电子压力扫描阀15，实现全机模型2声爆近场空间压力信号6的精确测量，解决了小量程电子压力扫描阀15超量程损坏的问题，电子压力扫描阀15的参考端、洞壁测压孔11和绝压传感器9通过三通10连通，则能够解决电子压力扫描阀15参考压力的实时测量问题。
所述支撑***包括风洞支架、背撑支杆3、杆式天平5和转接支杆7，所述风洞支架的两端分别与风洞试验段1的左壁板和右壁板相连，全机模型2、背撑支杆3、天平适配器4、杆式天平5、转接支杆7和轴向移动机构8沿气流流向依次相连，轴向移动机构8固定在所述风洞支架上，实现全机模型2的支撑与气动力的测量；
全机模型2的攻角变化量、侧滑角变化量/>和滚转角变化量/>通过下式确定：
；
；
；
式中：
X为轴向力，单位为N；Y为法向力，单位为N；Z为侧向力，单位为N；为俯仰力矩，单位为N•m；/>为偏航力矩，单位为N•m；/>为滚转力矩，单位为N•m；a为攻角-轴向力校准系数，单位为°/N；b为攻角-法向力校准系数，单位为°/N；c为攻角-俯仰力矩校准系数，单位为°/（N•m）；d为侧滑角-侧向力校准系数，单位为°/N；e为侧滑角-偏航力矩校准系数，单位为°/（N•m）；f为滚转角-侧向力校准系数，单位为°/N；g为滚转角-滚转力矩校准系数，单位为°/（N•m）；h为滚转角-偏航力矩校准系数，单位为°/（N•m）；
X、Y、Z、、/>和/>均通过杆式天平5测得。
在传统的声爆过压测量试验中，试验模型的近场声爆过压与模型姿态角密切相关，而试验模型在风洞试验中受气动力作用会导致模型初始姿态角发生变化，传统的声爆试验无法测量模型姿态角的变化。
本发明的支撑***采用了内置杆式天平5的一体化支杆，能够在支撑全机模型2的同时，可测量试验过程中全机模型2的气动力，通过测量得到的气动力计算全机模型2的姿态角变化，解决了传统声爆试验中试验模型在气动力作用下的姿态角无法测量的问题。
所述风洞支架沿气流流向的两端均呈尖劈结构。
所述风洞支架竖直设置，轴向移动机构8固定在所述风洞支架的中央，所述风洞支架设置在风洞试验段1的横向中央。
轴向移动机构8包括传动螺母84、主动齿轮82、电机81、从动齿轮83和支座86，主动齿轮82套接在电机81的输出轴上，传动螺母84转动设置在支座86上，从动齿轮83与传动螺母84套接配合，主动齿轮82与从动齿轮83相啮合，转接支杆7与传动螺母84螺纹配合，转接支杆7与传动螺母84相连的一端开设有滑槽，滑块85与支座86相连，所述滑槽与滑块85滑动配合，支座86固定在所述风洞支架上。
测压轨13沿气流流向的两端均呈尖劈结构。
以上实施例只是对本发明的示例性说明，并不限定它的保护范围，本领域技术人员还可以对其局部进行改变，只要没有超出本发明的精神实质，都在本发明的保护范围内。

Claims (6)

1.一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，其特征在于：包括全机模型（2）、支撑***和测压轨（13），全机模型（2）通过所述支撑***设置在风洞试验段（1）内，风洞试验段（1）的下壁板上设有测压轨（13），测压轨（13）的上端面上沿气流流向开设有若干间隔排列的测压孔（14），若干测压孔（14）均通过气管路（12）与电子压力扫描阀（15）的测量端连接，风洞试验段（1）的下壁板上开设有洞壁测压孔（11），电子压力扫描阀（15）的参考端、洞壁测压孔（11）和绝压传感器（9）通过三通（10）连通，试验时，全机模型（2）产生的压力信号（6）落在若干测压孔（14）所在的范围内。
2.根据权利要求1所述的一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，其特征在于：所述支撑***包括风洞支架、背撑支杆（3）、杆式天平（5）和转接支杆（7），所述风洞支架的两端分别与风洞试验段（1）的上壁板和下壁板相连，全机模型（2）、背撑支杆（3）、天平适配器（4）、杆式天平（5）、转接支杆（7）和轴向移动机构（8）沿气流流向依次相连，轴向移动机构（8）固定在所述风洞支架上；
全机模型（2）的攻角变化量、侧滑角变化量/>和滚转角变化量/>通过下式确定：
；
；
；
式中：
X为轴向力，单位为N；Y为法向力，单位为N；Z为侧向力，单位为N；为俯仰力矩，单位为N•m；/>为偏航力矩，单位为N•m；/>为滚转力矩，单位为N•m；a为攻角-轴向力校准系数，单位为°/N；b为攻角-法向力校准系数，单位为°/N；c为攻角-俯仰力矩校准系数，单位为°/（N•m）；d为侧滑角-侧向力校准系数，单位为°/N；e为侧滑角-偏航力矩校准系数，单位为°/（N•m）；f为滚转角-侧向力校准系数，单位为°/N；g为滚转角-滚转力矩校准系数，单位为°/（N•m）；h为滚转角-偏航力矩校准系数，单位为°/（N•m）；
X、Y、Z、、/>和/>均通过杆式天平（5）测得。
3.根据权利要求2所述的一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，其特征在于：所述风洞支架沿气流流向的两端均呈尖劈结构。
4.根据权利要求3所述的一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，其特征在于：所述风洞支架竖直设置，轴向移动机构（8）固定在所述风洞支架的中央，所述风洞支架设置在风洞试验段（1）的横向中央。
5.根据权利要求2所述的一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，其特征在于：轴向移动机构（8）包括传动螺母（84）、主动齿轮（82）、电机（81）、从动齿轮（83）和支座（86），主动齿轮（82）套接在电机（81）的输出轴上，传动螺母（84）转动设置在支座（86）上，从动齿轮（83）与传动螺母（84）套接配合，主动齿轮（82）与从动齿轮（83）相啮合，转接支杆（7）与传动螺母（84）螺纹配合，转接支杆（7）与传动螺母（84）相连的一端开设有滑槽，滑块（85）与支座（86）相连，所述滑槽与滑块（85）滑动配合，支座（86）固定在所述风洞支架上。
6.根据权利要求1-5任一项所述的一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，其特征在于：测压轨（13）沿气流流向的两端均呈尖劈结构。
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