[發明專利]一種進氣道試驗模擬裝置及模擬方法

有效

• 申請號: 202110268613.3
• 申請日: 2021-03-12
• 公開（公告）號: CN112683485B
• 公開（公告）日: 2021-06-04
• 發明（設計）人: 巫朝君;李東;徐彬彬;陳陸軍;汪軍;付華;孫福振
• 申請（專利權）人: 中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04;G01M9/06;G01M9/08
• 代理公司: 北京勁創知識產權代理事務所(普通合伙) 11589
• 代理人: 李康

本發明適用于風洞試驗技術領域，提供了一種進氣道試驗模擬裝置及模擬方法，進氣道試驗模擬裝置包括：模型支撐組件、模型支桿、模型、流量模擬器、模擬器支撐組件、柔性吸氣管，其中，所述模型支撐組件通過模型支桿與模型的外周部連接；所述柔性吸氣管的一端與模型的出氣口連接，所述柔性吸氣管的另一端與流量模擬器的進氣口連接；所述流量模擬器支撐在所述模擬器支撐組件上，所述模擬器支撐組件可隨所述模型支撐組件的調節而自適應調節。本發明能夠提高試驗數據質量和試驗效率。

技術領域

本發明屬于風洞試驗技術領域，尤其涉及一種進氣道試驗模擬裝置及模擬方法。

背景技術

低速風洞飛行器進氣道性能試驗中，對進氣道的流量進行準確模擬是關鍵的技術環節；其中，在沒有配置真空吸氣系統的低速風洞，通常用引射式流量模擬器的引射作用來模擬進氣道的流量。如圖1所示為現有技術中的進氣道試驗模擬裝置，在文獻“低速風洞進氣道試驗柱形分布式引射器優化設計，巫朝君等，航空動力學報”中公開了該種方法，采用這種方法時，模型1′由可以變化迎角和側滑角的支撐裝置2′固定在風洞試驗段內，為保證引射式流量模擬器3′工作時噴出的高速氣流對飛行器進氣道局部流場的影響盡量小，需盡可能的把引射式流量模擬器3′固定于流場下游遠離模型的風洞下洞壁4′上，模型與引射式流量模擬器3′之間通過吸氣管道5′連接，7′為進氣道/發動機氣動分界面。

現有技術可以滿足一般進氣道試驗的基本要求。但是，現有技術還存在如下缺陷：（1）模型和引射式流量模擬器等裝置在風洞流場中迎風面的總堵塞度增大，對風洞流場等產生不良影響，模型的進氣道入口6′的局部流場明顯失真；（2）模型迎角、側滑角變化范圍較大時，造成模型與引射式流量模擬器之間的相對位置變化較大，由模型、引射式流量模擬器和支撐裝置共同組成的有效迎風面積增大，增大了流場中的阻塞度，同時，引射式流量模擬器/吸氣管道/模型之間相互干涉，無法完全實現極限姿態角的試驗范圍要求；（3）模型與引射式流量模擬器之間的吸氣管道也會出現大幅度的彎折情況，造成管道內氣流壓力損失加大，大幅降低引射式流量模擬器的效率，影響對進氣道全域工作范圍的流量模擬。

總之，現有技術在試驗數據質量和試驗效率還存在缺陷。

發明內容

本發明的目的在于提供一種進氣道試驗模擬裝置及模擬方法，旨在解決現有技術中的存在的試驗數據質量差和試驗效率低的技術問題。

第一方面，本發明提供了一種進氣道試驗模擬裝置，其包括：模型支撐組件、模型支桿、模型、流量模擬器、模擬器支撐組件、柔性吸氣管，其中，所述模型支撐組件通過模型支桿與模型的外周部連接；

所述柔性吸氣管的一端與模型的出氣口連接，所述柔性吸氣管的另一端與流量模擬器的進氣口連接；

所述流量模擬器支撐在所述模擬器支撐組件上，所述模擬器支撐組件可隨所述模型支撐組件的調節而自適應調節。

進一步地，所述模型支撐組件可通過模型支桿帶動模型在X、Y、Z方向上移動和繞Y方向上轉動，其中，X方向指的是風洞試驗段的中心方向，Y方向指的是風洞試驗段的豎直方向，Z方向指的是風洞試驗段的水平方向。

進一步地，所述模擬器支撐組件包括可沿Y和Z方向移動的移動支撐座，所述移動支撐座的頂部設置有沿X方向的滑軌，所述滑軌上設置有可沿滑軌移動的滑塊，在所述滑塊上固定有滑動連接板，所述滑動連接板上設置有軸承卡箍，回轉軸承的外圈與軸承卡箍過盈配合，回轉軸承的內圈與軸承連接板固定連接，流量模擬器支撐座固定安裝在所述軸承連接板上，所述流量模擬器安裝在流量模擬器支撐座上，所述回轉軸承的軸線位于豎直方向上。

第二方面，本發明提供了一種進氣道試驗模擬方法，其包括如下步驟：

步驟S10：在風洞試驗段布置如上所述的一種進氣道試驗模擬裝置；

步驟S20：調整模型，使模型的姿態角滿足試驗要求；

步驟S30：使模擬器支撐組件跟隨運動；