[发明专利]一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法

说明书

本发明提供一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法，步骤如下：1：将冲压空气涡轮模型安装在风洞试验段内；2：确定风洞试验段内模型的入口控制面；3：确定风洞试验段内模型的出口控制面；4：确定风洞试验段内模型的流线弯曲控制面；5：确定风洞试验段内模型的控制体；6：确定风洞试验段入口测量点和出口测量点；7：将各测量点分别通过连接管路与测量仪器可靠连通；8：测试初始风速时不同桨距角下的涡轮输出功、计算并得到涡轮效率；9：测试不同风速时初始桨距角下的涡轮输出功和涡轮效率；10：测试不同风速时不同桨距角下涡轮输出功和涡轮效率；本发明实现了外场流动内场化处理，提高了利用风洞试验研究冲压空气涡轮动力性能的能力。

技术领域

本发明提供一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法，具体涉及一种基于可压缩流体远场开口系统的冲压空气涡轮外场流动内场化处理风洞试验测试方法，属于冲压空气涡轮风洞试验技术领域。

背景技术

冲压空气涡轮系统是现代飞机的应急动力装置，它能够在飞机失去主动力和辅助动力的紧急情况下提供应急能源，保证飞行安全。其中，涡轮在迎面气流作用下旋转并把气流冲压能转换为机械能，是系统的能量提取部件。因此，冲压空气涡轮的输出功率和能量提取效率是系统研究的核心，也是涡轮气动性能的关键指标。冲压空气涡轮气动性能研究方法主要包括理论研究、数值模拟和实验研究等。目前，实验研究主要采用风洞试验，而很少像传统风力机涡轮那样采用现场(外场)试验，主要原因是现场(外场)试验需要在自然工作条件下进行，但冲压空气涡轮的自然工作条件只能是挂机飞行，即试飞验证。然而，试飞验证过程风险高难度大，且目前国内尚未有成熟的试飞验证方法。因此，为了降低试飞验证的风险和技术难度，通常先开展地面风洞试验验证，然后再进行试飞验证。

目前，冲压空气涡轮地面风洞试验方法的主要过程为：把冲压空气涡轮可靠地安装于试验风洞内；启动风洞并使风洞风速达到规定值；冲压空气涡轮在迎面气流作用下旋转并从风洞气流中提取能量；利用风洞测控系统实时测量冲压空气涡轮转速和输出转矩，计算可得涡轮输出功率，并最终转换为液压能或电能驱动负载工作；同时监测风洞内气体的压力、温度以及流体速度等信号。然而，该地面风洞试验方法只能验证冲压空气涡轮从气流获取的能量，无法获得涡轮效率，该涡轮效率是指能量效率，即风能利用系数。为了进一步验证冲压空气涡轮效率，通常需要对涡轮叶片气动性能进行风洞试验，以验证叶片翼型的风能利用系数。

目前，冲压空气涡轮叶片翼型气动性能风洞试验主要借鉴风力机叶片风洞试验测量方法，即基于动量原理的升阻系数测量方法(详见王铁城等编《空气动力学试验技术》，国防工业出版社，1986年4月第一版第6章第6.5节)。该方法基于动量原理，分别测量空气密度、来流速度以及与模型对应的风洞上下壁面流体静压力，依据下式(1)计算壁面压力；然后依据下式(2)对壁面压力进行积分进而求得模型叶片的升力系数；进一步地，分别测量来流方向风洞入口处流动总压和静压、模型后缘一定距离处尾迹的流动总压和静压，然后依据公式(3)沿路径wl积分求得模型叶片的阻力系数。公式(1)～(3)描述如下：

式中，p为由风洞壁面测量得到的流体静压力；ρ为空气密度；V_∞为风洞入口来流速度；C_l、C_r和C_p分别为涡轮叶片的升力系数、阻力系数和表面压力系数；C_pu和C_pl分别表示由风洞上、下壁面测量参数求得的表面压力系数；c为模型叶片的弦长；p₀、p_∞和p₀₁、p₁分别为表示来流总压、静压和翼型后缘一定距离处的尾迹流动总压、静压；x、y分别为风洞中流体流向和法向坐标；积分上下限x₁和x₂分别为风洞上、下壁面静压测点的x向坐标范围；wl表示沿法向在流动尾迹区的积分路径。