[發明專利]一種沖壓發動機進氣道節流特性自動化控制風洞試驗方法

有效

• 申請號: 201811035350.6
• 申請日: 2018-09-06
• 公開（公告）號: CN109186920B
• 公開（公告）日: 2020-09-18
• 發明（設計）人: 周健;秦永明;歐平;吳軍飛;宋法振
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G01M9/00
• 分類號: G01M9/00
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張歡

本發明公開了一種沖壓發動機進氣道節流特性自動化控制風洞試驗方法。在進氣道風洞試驗模型沿程關鍵位置分布一排靜態壓力監測點，采用高精度快速響應壓力測量傳感器與采集系統對監測點進行實時測量與反饋，根據超音速流動不前傳特性，通過靜壓監測點反饋值可判斷結尾激波所在位置，發送控制指令至反壓調節系統增大或減小反壓，以達到進氣道預期流動狀態，然后發送采集指令進行全測點壓力數據采集。實現對反壓調節系統和數據采集系統的自動化閉環控制，使得一次吹風可獲得該試驗狀態下一條理想的節流特性曲線。

技術領域

本發明涉及一種自動化控制風洞試驗方法。

背景技術

進氣道是吸氣式飛行器的一個關鍵部件，其性能的優劣直接影響到發動機乃至飛行器的總體性能。進氣道風洞試驗是評估進氣道性能、獲得進氣道特性參數的主要手段，其中流量系數和總壓恢復系數是進氣道最主要的兩個特性參數，風洞試驗的主要目的也是為了得到兩者隨進氣道出口反壓變化的完整規律，以評價進氣道不同工況狀態下的工作性能。

目前進氣道試驗出口反壓的模擬均采用節流錐的形式，普遍采用的方法都是在試驗吹風前測試人員通過理論分析根據經驗手動給定幾個節流錐位置，試驗過程中按給定的位置進行數據采集。這就導致一次吹風試驗很難獲得一條理想的節流特性曲線，無法捕捉到進氣道在該狀態下的最優性能參數，甚至還需二次補吹風。這種傳統方法不但提高了風洞試驗測試的精準性，也提高了試驗成本。

面對當前進氣道技術發展的迫切需求，當前進氣道風洞測試技術的研究能力已顯不足，由于試驗過程中人工取點的不確定性，很難為型號的研制提供精細化的技術支持，反壓調節系統與數據采集系統的自動化耦合調節技術突顯必要。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是：克服現有技術的不足，本發明提供了一種沖壓發動機進氣道節流特性自動化控制風洞試驗方法，根據不同試驗需求，通過不同的控制策略實現對進氣道出口反壓調節系統和數據采集系統的自動化閉環控制，消除了人工干預帶來的不確定因素，使得一次吹風試驗可獲得該狀態下理想的節流特性曲線。

本發明所采用的技術方案是：一種沖壓發動機進氣道節流特性自動化控制風洞試驗方法，包括步驟如下：

(1)在沖壓發動機進氣道試驗模型喉道附近沿流向設置若干個靜壓監測點，靜壓監測點與靜壓監測系統連接，用于監測進氣道內流道流動狀態；

(2)設置靜壓監測點壓力閾值α，當監測到靜壓監測點壓力超出靜壓監測點壓力閾值α時，壓力采集系統進行全測點壓力數據采集；設置試驗過程中反壓調節系統的調節速率v；

(3)待風洞流場建立穩定后，靜壓監測系統采集并記錄一次所有靜壓監測點的壓力數據，作為后續壓力值變化判斷的基準值；

(4)控制反壓調節系統按照設置的調節速率v作動使進氣道出口反壓增大，對最下游靜壓監測點壓力值進行實時采集并判斷，當最下游靜壓監測點當前壓力值相對步驟(3)所述基準值的變化量超出靜壓監測點壓力閾值α時，停止反壓調節，并進行一次全測點壓力值采集，獲得該狀態下的進氣道性能參數，進氣道性能參數包括流量系數和總壓恢復系數；

(5)重復步驟(4)，由進氣道下游至上游依次遍歷所有靜壓監測點。

所述步驟(1)中在沖壓發動機進氣道試驗模型喉道附近沿流向設置6～10個靜壓監測點。

所述靜壓監測系統對靜壓監測點的靜態壓力值進行實時采集，并對監測到靜壓監測點壓力是否超出靜壓監測點壓力閾值α進行判斷，處理頻率大于10Hz。

所述步驟(2)中壓力采集系統用于進氣道試驗模型全測點壓力值的采集，并判斷是否完成了對所有靜壓監測點的數據的采集。

所述步驟(2)中對不同的靜壓監測點可設置不同的靜壓監測點壓力閾值。

本發明與現有技術相比的優點在于：