[發明專利]一種進氣模擬系統、進氣模擬方法和空模型壓損模擬方法

有效

• 申請號: 202110778697.5
• 申請日: 2021-07-09
• 公開（公告）號: CN113375891B
• 公開（公告）日: 2022-05-17
• 發明（設計）人: 冉林;熊建軍;王梓旭;易賢;趙照
• 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: G01M9/02
• 分類號: G01M9/02;G01M9/08;G01M15/00
• 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，提供了一種進氣模擬系統、進氣模擬方法和空模型壓損模擬方法，包括：試驗模型、大流量抽氣機構、小流量抽氣機構和出氣機構，其特征在于：所述小流量抽氣機構的進氣端、所述大流量抽氣機構進氣端和所述試驗模型的出氣端相互連通；大流量抽氣機構包括大離心風機，所述大離心風機位于所述大流量抽氣機構上靠近于出氣端一側，所述小離心風機位于所述小流量抽氣機構上靠近于出氣端一側，所述出氣機構的進氣端與所述大流量抽氣機構和小流量抽氣機構的出氣端相互連通。本發明的目的是提供一種適合不同種類發動機模型的進氣模擬系統，能夠滿足多種進氣模擬需求，具有流量范圍廣、流量穩定等特點。

技術領域

本發明屬于風洞試驗技術領域，尤其是涉及一種進氣模擬系統、進氣模擬方法和空模型壓損模擬方法。

背景技術

飛行器結冰是飛行安全事故中較為矚目的危險源，飛行器表面的結冰破壞了飛行器的氣動外形，導致空氣動力學特性下降，并且飛行器不同部件的相對結冰量對飛行有著不同的影響，即使存在少量結冰，但若該少量結冰發生于關鍵位置，危害程度與其他位置大面積覆冰的情形無異，因此，研究飛行器不同部件的結冰問題成為目前亟待解決的重要問題。其中，飛行器發動機運轉時，吸入大量空氣充分燃燒，為飛行器的飛行提供動力，但當其處于結冰氣象條件中，發動機表面會快速的發生結冰。目前，在飛行器發動機結冰問題研究和驗證防護措施時，最為有效手段是結冰風洞試驗。通過結冰風洞試驗能夠制造易結冰環境，模擬飛行器真實的飛行狀態，同時還可模擬發動機的進氣條件。

其中，發動機的進氣模擬主要采用管道連通發動機模型與抽氣設備，通過控制抽氣設備的吸氣在發動機內部制造一個可控的變流量環境。但實際應用中，不同種類飛行器的發動機模型內部結構差異較大，導致進氣模擬整個管路入口端存在較大的壓損范圍。通常為避免管道變徑產生壓損，流量計的尺寸設計取決于大口徑管道，若選擇大壓升型抽氣設備覆蓋不同模型的壓損范圍，則意味著管道口徑大，這樣在小壓損、小流量進氣工況時，抽氣設備的吸氣量偏小，流量穩定的控制難度較大、且小流量測量不準確；若選擇小壓升型抽氣設備，則因其吸氣能力不足，難以滿足大壓損、小流量進氣條件。

綜上所述，現有技術存在如下技術問題：

1.現有技術中不同種類飛行器的發動機模型內部結構差異較大，導致進氣模擬整個管路入口端的壓力變化較大，存在較大的壓損范圍；

2.若進氣模擬中采用大口徑管道，則其在小壓損、小流量進氣條件下存在吸氣量小、流量穩定性差和流量測量不準確的問題；

若進氣模擬中采用小口徑管道，則吸氣能力嚴重不足，難以滿足大壓損、小流量的進氣條件。

發明內容

本發明的目的是提供一種適合不同種類發動機模型的進氣模擬系統，具有流量范圍廣、流量穩定等特點。

本發明提供了一種進氣模擬系統，包括：試驗模型、大流量抽氣機構、小流量抽氣機構和出氣機構，其特征在于：

所述小流量抽氣機構的進氣端、所述大流量抽氣機構進氣端和所述試驗模型的出氣端相互連通；

大流量抽氣機構包括大離心風機，所述大離心風機位于所述大流量抽氣機構上靠近于出氣端一側，所述小流量抽氣機構包括小離心風機，所述小離心風機位于所述小流量抽氣機構上靠近于出氣端一側，所述大離心風機的流量大于所述小離心風機的流量；

所述出氣機構的進氣端與所述大流量抽氣機構和小流量抽氣機構的出氣端相互連通，所述出氣機構包括第一出氣機構和第二出氣機構；

所述第一出氣機構和所述第二出氣機構的進氣端相互連通形成所述出氣機構的進氣端，所述第一出氣機構和所述第二出氣機構的出氣端分別與外界大氣相連通，所述第一出氣機構包括第三開關閥，所述第二出氣機構從進氣端到出氣端依次設置第四開關閥和真空抽氣泵。