CN118067351B - 民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法，涉及风洞试验领域，包括：S1、基于风洞提供的来流模拟条件，通过向发动机短舱直接通气模拟短舱进气状态；S2、调节短舱进气流量，以通过布置在短舱出口的测压耙Ⅰ获得当地的截面总静压Ⅰ，通过布置在等直段中部的测压耙Ⅱ获得当地的截面总静压Ⅱ；S3、通过动量积分的方式获取发动机短舱内阻D in 、短舱气动阻力D MF ；S4、对D in 、D MF 进行修正，并通过计算得到对应的短舱外罩阻力D cowl 。本发明提供一种民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法，可以方便、精确的测量航空发动机在不同流量条件下的阻力特性，采用这种方法也消除了因出口处与隔离等直段接触或窜气引起的天平测力干扰问题。
Description
技术领域
本发明涉及风洞试验领域。更具体地说，本发明涉及一种民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法。
背景技术
发动机短舱的作用是为发动机提供与其工作状态匹配的空气流量，要求保证发动机不能吸入唇口分离气流的同时尽量减少飞机平飞阻力。其设计水平对飞行安全和经济性有着重要影响。短舱阻力大小，影响到发动机推进效率，耗油率，经济性等因素。近年来，出于提高飞机气动性能和经济性的考虑，减阻气动布局和减阻方法等方面的研究得到了重视。作为发动机的关键部件之一，短舱不但影响全机的气动布局，而且对全机的阻力特性有重要的影响。因此，为了保证飞行安全，开展发动机阻力试验研究是很有必要的。
随着航空技术的飞速发展，需要更加精确地评估飞机和发动机的性能，尤其是短舱与发动机之间的匹配问题更是关系到飞机气动和动力性能的关键技术。发动机短舱作为飞机的主要阻力部件，针对其上的气动阻力进行准确的模拟研究是极其必要的。在实践中发现，当改变发动机的工作状态，即调节活门改变进气流量时，发动机短舱所受的气动阻力有明显变化，在跨超声速阶段尤为明显。
在飞机气动分析中，通常将飞机发动机简化成通气短舱，通过壁面积分来进行阻力预测。而真实飞机发动机由于进气道和喷管流量可调节，其阻力值与飞机带通气短舱的总阻力值有明显的区别。飞机正常巡航飞行时，随着马赫数不同，飞机的流量系数变化范围大约在０.６～２.０。在此范围内，流量系数改变对飞机／发动机阻力影响较小。但当飞机流量系数远离巡航点，流量系数急剧减小时，进气道阻力急剧增加，从而飞机的总阻力急剧增加，尤其是发动机处于风车状态时，风车溢流阻力急剧增加。对安装大涵道比发动机的跨声速大型飞机而言，该现象尤为明显。而现有技术中，常采用天平获得短舱阻力，但此方法存在测量误差和无法避免的干扰问题，故不能在风洞试验中准确测量航空涡扇发动机短舱在不同流量系数条件下的阻力特性。
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。
为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法，包括：
S1、基于风洞提供的来流模拟条件，通过向发动机短舱直接通气模拟短舱进气状态；
S2、调节短舱进气流量，以通过布置在短舱出口的测压耙Ⅰ获得当地的截面总静压Ⅰ，通过布置在等直段中部的测压耙Ⅱ获得当地的截面总静压Ⅱ；
S3、基于S2获得的截面总静压Ⅰ、截面总静压Ⅱ，通过动量积分的方式获取发动机短舱内阻D in 、短舱气动阻力D MF ；
S4、对S3获得的D in 、D MF 进行修正，并通过计算得到对应的外罩阻力D cowl 。
优选的是，在S2中，所述短舱进气流量的调节方式为：
通过调节短舱阻力特性试验装置上流量控制锥的前后移动位置，进而改变短舱进气流量。
优选的是，所述短舱阻力特性试验装置包括：
与风洞内支撑机构连接的支杆，所述支杆前端设置有整流锥；
通过支撑件设置在支杆前段的短舱；
通过多个支架设置在支杆上的隔离等直段，所述隔离等直段与短舱后端邻接设置；
设置在隔离等直段前端以测量短舱内阻的测压耙Ⅰ；
设置在隔离等直段中部外圈，以测量短舱外阻的测压耙Ⅱ；
其中，所述隔离等直段的后端内侧壁设置有锥形面，所述支杆上设置有与锥形面相配合的椎体，所述椎体通过驱动机构安装在支杆上；
所述短舱与隔离等直段通过密封圈1径向密封连接，且短舱与隔离等直段的轴向端面不接触。
优选的是，所述短舱内部内设置有从最大通流截面处等直延伸至短舱尾部端面的短舱内衬；
其中，所述短舱内衬的尾部台阶端面上分别设置有外侧测压点和内侧测压点。
优选的是，在S3中，内阻D in 的获取方式为：
S310、基于测压耙Ⅰ中的总压探测管分布方式，将出口截面划分为多个区域，每个区域对应出口面积A e所在区域均包含11个总压测点P 0e和1个静压测点P e；
S311、基于P 0e、P e计算对应的出口马赫数M e；
S312、基于S311得到的M e计算下式计算对应的流管流量m e：
上式中，(M e)表示流量函数，T 0为总温；
S313、基于S312得到的m e，通过下式计算对应的内阻D in ：
上式中，表示来流速度，表示短舱迎角，V e表示短舱出口速度，表示来流静压。
优选的是，在S311中，当P e/P 0e≥1时，M e=0；
当0.528<P e/P 0e<1时，；
当P e/P 0e<0.528时，通过下式求解M e：
。
优选的是，在S3中，短舱气动阻力D MF 的获取方式为：
S320、基于测压耙Ⅱ中的总压探测管分布方式，将出口截面划分为多个区域，每个区域对应出口面积A j所在区域均包含18个总压测点P 0j和2个静压测点P j；
S321、通过下式对短舱外表面不同母线截面尾流耙压力数据进行积分处理，以得到短舱气动阻力D MF ：
上式中，∆D MF 表示阻力修正项，d(s)表示沿***测压耙扇形面积积分区域，∆D MFj 表示尾迹阻力因子。
优选的是，在S4中，短舱外罩阻力D cowl 的获取方式为：通过动量积分获取到短舱气动阻力D MF 和短舱内阻D in ，并对其进行修正，而短舱气动阻力D MF 为短舱内阻D in 与短舱外罩阻力D cowl 之和，从而计算得到短舱外罩阻力D cowl 。
本发明至少包括以下有益效果：本发明在整个试验过程中不需要使用天平进行气动力测量，短舱的内阻和外阻均通过测压耙测量当地总压和静压，通过动量积分来获取，可以方便、精确的测量航空发动机在不同流量条件下的阻力特性，采用这种方法也消除了因出口处与隔离等直段接触或窜气引起的天平测力干扰问题。
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为本发明的短舱阻力特性试验装置示意图；
图2为本发明的短舱阻力特性试验装置中，内阻测量的结构示意图；
图3为图2中Ⅰ处的放大结构示意图；
图4为本发明的短舱阻力特性试验装置中，流量控制的结构示意图；
图5为本发明的内流测压耙Ⅰ示意图；
图6为本发明的外流测压耙Ⅱ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。
本发明提供了一种民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验装置，能够在风洞试验中准确测量航空涡扇发动机短舱在不同流量系数条件下的阻力特性，为飞机整体设计提供参考，为大型飞机短舱－发动机匹配问题的研究提供一定的技术支持。
本发明所提供的短舱阻力特性试验装置结构如图1所示，包括：短舱1、短舱支撑架2、内流测压耙Ⅰ3、隔离等直段4、外流测压耙Ⅱ5、中部支架6、流量控制锥7、支杆8；所述短舱1固连于所述短舱支撑架2上；所述短舱支撑架2固定在所述支杆8前段；所述隔离等直段4通过所述中部支架6固定在所述支杆8上；所述内流测压耙Ⅰ3位于所述隔离等直段4前端；所述外流测压耙Ⅱ5固连于所述隔离等直段4外圈，并位于所述隔离等直段4中段；所述流量控制锥7安装于所述支杆8后段；所述流量控制锥7可以电动控制前后移动来改变所述短舱1进气流量。
如图2-图3所示，本发明的短舱阻力特性试验装置在进行内阻测量时需要运用的结构主要包括：短舱1、短舱支撑架2、内流测压耙Ⅰ3、隔离等直段4、中部支架6、支杆8、整流锥9、拉紧螺栓10、垫圈11、铜套12、螺栓及定位销13、短舱内衬14、走线孔15、测压管16、外底阻（也称为端面外侧测压点）17、密封圈18、内底阻（也称为端面内侧测压点）19；所述短舱1通过螺栓与定位销固定在所述短舱支撑架2上；所述短舱支撑架2通过所述拉紧螺栓10和所述垫圈11以及1:5锥度的所述铜套12连接于所述支杆8前端；所述整流锥9安装于所述支杆8最前端，与所述短舱支撑架2固连；所述短舱内衬14为所述短舱1内部最大通流截面的等直延伸，直到所述短舱1尾部端面；所述内流测压耙Ⅰ3位于所述隔离等直段4内并固定安装在所述支杆8上；所述测压管16延伸至所述短舱1尾端内，以测量所述短舱1出口截面处多点的总、静压强；所述短舱1与所述隔离等直段4通过所述密封圈18径向密封连接，轴向端面不接触；所述短舱内衬14尾部台阶端面设置有所述端面外侧测压点17和所述端面内侧测压点19，以作为阻力修正参考；所述测压管16通过支架上的走线槽一同汇入所述支杆8内部的走线孔15。
如图4所示，本发明的短舱阻力特性试验装置在流量控制时，运用到结构主要包括：隔离等直段4、流量控制锥7、支杆8、堵锥全闭位20、通流截面21、堵锥全开位22、驱动单元23；所述流量控制锥7套在所述支杆8尾段；所述隔离等直段4尾段与所述流量控制锥7形成可变的所述通流截面21，通过所述驱动单元23可实现远程控制堵锥的开度位置，从而改变进气流量；当所述流量控制锥7移动到所述堵锥全闭位20处时，所述通流截面21等效为零，所述短舱1内无进气流量；当所述流量控制锥7移动到所述堵锥全开位22处时，所述通流截面21等效为所述短舱1尾段出口最大截面积，所述短舱1内进气流量最大。
本发明与试验装置相匹配的试验方法，主要是通过风洞提供来流模拟条件，发动机短舱直接通气模拟短舱进气，通过隔离等直段尾部设置在支杆上的流量控制锥改变短舱进气流量，并利用布置在短舱出口的内阻测量装置测量当地截面总静压，利用布置在等直段中部的外阻测量装置测量当地截面总静压，用于计算发动机短舱阻力特性。
下面给出不同短舱阻力定义方法，定义短舱外罩阻力Dcowl、短舱内阻Din及短舱气动阻力DMF；短舱外罩阻力Dcowl是直接作用在短舱外表面的受力，内部阻力Din是内流作用在发动机内部的合力，其中短舱内外表面的分界点为发动机进出口自由流管的驻点。
短舱外罩阻力Dcowl和短舱气动型面及流量系数Φ密切相关，而内部阻力Din则由发动机工作状态决定。当流量系数Φ小于1时，经过短舱外表面的气流加速减压，短舱外表面压力小于环境压力，因此短舱外罩阻力Dcowl小于0（即相当于吸力）。
通过数值模拟，可以通过壁面积分求出短舱内阻Din和短舱外罩阻力Dcowl，但是由于驻点位置随流量变化，在试验中难以精确地单独测出这两种力。
本发明公开了一种民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法，通过试验获取内流测压耙Ⅰ和外流测压耙Ⅱ的压力数据，通过动量积分计算出短舱气动阻力DMF和短舱内阻Din，并对其进行修正，而短舱气动阻力D MF 为短舱内阻D in 与短舱外罩阻力D cowl 之和，从而计算得到短舱外罩阻力Dcowl。
1. 测压耙Ⅰ内阻D in 计算方法
如图5所示，在采用内流测压耙Ⅰ的测量过程中，数据处理时将二、四象限测点左右对称到一、三象限。按照数值计算结果，根据测压耙总压探测管分布方式将出口截面划分为若干流管每个流管对应出口面积，整个内流通道分为8个区域，每个区域包含11个总压测点P 0e和1个静压测点P e，其中6、18、30、42、54、66为静压点。对每个流管内的流量和内阻可按照如下步骤计算：
出口马赫数M e可根据测压耙测量总、静压计算得到。如果采用皮托管式的测压装置直接测量模型出口气流总、静压，需考虑压力探测管前端出现如下的激波情况：
当P e/P 0e≥1时，M e=0；
当0.528<P e/P 0e<1时，；
当P e/P 0e<0.528时，通过下式求解M e：
其中，m e为流管流量，D in 为流管内阻，m in 为理想流量，T 0为总温，A in 为进气道捕获面积，Ae为短舱出口面积，φ为流量系数，q(M e)为流量函数，γ为比热比，为来流速度，为短舱迎角，V e为短舱出口速度，为来流静压，P 0为来流总压，为流量函数；需要说明的是，在实验设计时划分了n个流管作为对应的测点，每个流管通过测得的数据都能计算出一个m e ，表示对n个测点的m e 进行求和运算。
2.外流测压耙Ⅱ短舱气动阻力DMF计算方法
所图6所示，在采用外流测压耙Ⅱ测量的过程中，数据处理时将二、四象限测点左右对称到一、三象限。按照数值计算结果，根据测压耙总压探测管分布方式将出口截面划分为若干流管每个流管对应出口面积，整个内流通道分为8个区域，每个区域包含18个总压测点P 0j 和2个静压测点P j ，其中11、19、31、39、51、59、71、79、91、99为静压点。通过对短舱外表面不同母线截面尾流耙压力数据进行了积分处理，得出短舱外表面的气动力系数，主要处理过程如下：
其中，P 0、为来流总压、静压，单位为帕；P 0j 、P j 为尾流排管的总压静压，单位为帕；ΔD MFjmax 为尾迹区中ΔD MFj 的最大值；为相对短舱参考长度的尾排总压管的无量纲外径，∆D MF 为阻力修正项，ΔD MFj 为尾迹阻力因子，u j 为流管出口速度，为来流速度，U为相对来流速度的流管出口无量纲速度，M j 为流管出口马赫数，M ∞为来流马赫数。
本发明采用无天平方式测量短舱气动阻力，简化了测量方式，有效避免了天平测力时模型与等直段之间既要密封又要不传力的矛盾。
以上方案只是一种较佳实例的说明，但并不局限于此。在实施本发明时，可以根据使用者需求进行适当的替换和/或修改。
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 (5)
1.一种民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法，其特征在于，包括：
S1、基于风洞提供的来流模拟条件，通过向发动机短舱直接通气模拟短舱进气状态；
S2、调节短舱进气流量，以通过布置在短舱出口的测压耙Ⅰ获得当地的截面总静压Ⅰ，通过布置在等直段中部的测压耙Ⅱ获得当地的截面总静压Ⅱ；
S3、基于S2获得的截面总静压Ⅰ、截面总静压Ⅱ，通过动量积分的方式获取发动机短舱内阻D in 、短舱气动阻力D MF ；
S4、对S3获得的D in 、D MF 进行修正，并通过计算得到对应的短舱外罩阻力D cowl ；
在S3中，内阻D in 的获取方式为：
S310、基于测压耙Ⅰ中的总压探测管分布方式，将出口截面划分为多个区域，每个区域对应出口面积A e所在区域均包含11个总压测点P 0e和1个静压测点P e；
S311、基于P 0e、P e计算对应的出口马赫数M e；
S312、基于S311得到的M e计算下式计算对应的流管流量m e：
上式中，q(M e)表示流量函数，T 0为总温；
S313、基于S312得到的m e，通过下式计算对应的内阻D in ：
上式中，表示来流速度，表示短舱迎角，V e表示短舱出口速度，表示来流静压；
在S311中，当P e/P 0e≥1时，M e=0；
当0.528<P e/P 0e<1时，；
当P e/P 0e<0.528时，通过下式求解M e：
；
在S3中，短舱气动阻力D MF 的获取方式为：
S320、基于测压耙Ⅱ中的总压探测管分布方式，将出口截面划分为多个区域，每个区域对应出口面积A j所在区域均包含18个总压测点P 0j和2个静压测点P j；
S321、通过下式对短舱外表面不同母线截面尾流耙压力数据进行积分处理，以得到短舱气动阻力D MF ：
上式中，∆D MF 表示阻力修正项，d(s)表示沿***测压耙扇形面积积分区域，∆D MFj 表示尾迹阻力因子。
2.如权利要求1所述的民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法，其特征在于，在S2中，所述短舱进气流量的调节方式为：
通过调节短舱阻力特性试验装置上流量控制锥的前后移动位置，进而改变短舱进气流量。
3.如权利要求2所述的民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法，其特征在于，所述短舱阻力特性试验装置包括：
与风洞内支撑机构连接的支杆，所述支杆前端设置有整流锥；
通过支撑件设置在支杆前段的短舱；
通过多个支架设置在支杆上的隔离等直段，所述隔离等直段与短舱后端邻接设置；
设置在隔离等直段前端以测量短舱内阻的测压耙Ⅰ；
设置在隔离等直段中部外圈，以测量短舱气动阻力的测压耙Ⅱ；
其中，所述隔离等直段的后端内侧壁设置有锥形面，所述支杆上设置有与锥形面相配合的椎体，所述椎体通过驱动机构安装在支杆上；
所述短舱与隔离等直段通过密封圈1径向密封连接，且短舱与隔离等直段的轴向端面不接触。
4.如权利要求2所述的民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法，其特征在于，所述短舱内部设置有从最大通流截面处等直延伸至短舱尾部端面的短舱内衬；
其中，所述短舱内衬的尾部台阶端面上分别设置有外侧测压点和内侧测压点。
5.如权利要求1所述的民用航空发动机短舱阻力特性风洞试验方法，其特征在于，在S4中，短舱外罩阻力D cowl 的获取方式为：通过动量积分获取到短舱气动阻力D MF 和短舱内阻D in ，并对其进行修正，而短舱气动阻力D MF 为短舱内阻D in 与短舱外罩阻力D cowl 之和，从而计算得到短舱外罩阻力D cowl 。
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