間接測量發動機有效推力的方法
【專利摘要】本發明提供一種間接測量發動機有效推力的方法，用于測量吸氣式一體化飛行器的發動機的有效推力，所述的飛行器為通流模型，帶動力飛行器在風洞中開展推阻特性測量試驗，風洞試驗同時滿足氣動和發動機試驗的模擬準則要求，試驗中發動機點火燃燒，風洞天平測得飛行器總推力F天平總推力，并與計算或者測量得到的機體阻力D外阻相加，得到發動機有效推力；本發明的方法避免計算冷態內阻，而是通過熱態試驗測得的總推力加上流道之外的機體阻力得到發動機有效推力，提高了吸氣式一體化飛行器的發動機有效推力測量的準確性。
【專利說明】
間接測量發動機有效推力的方法
技術領域
[0001]本發明屬于空氣動力學技術領域，尤其是一種間接測量發動機有效推力的方法。
【背景技術】
[0002] 現有典型的吸氣式一體化飛行器機身與發動機高度融合，如圖1所示，1為機體一 體化構型，其機身前下表面是發動機進氣道前體壓縮面2,機身后下表面是發動機尾噴管的 后體膨脹面3,4為噴油，機體與發動機之間沒有明顯的分界線。
[0003] 為研究飛行器的氣動與發動機性能，需進行機體/發動機力界面劃分。采用"nose to tail"的劃分方法(羅金玲，周丹，康宏琳，等.典型氣動問題試驗方法研究的綜述[J].空 氣動力學學報，2014，32(5): 600~609 ·)，將一體化飛行器各部件的受力體系劃歸機體系統 和推進系統。其中，機體系統包括機翼7、尾翼8、飛行器上表面和側面9、發動機外罩10;推進 系統包括前體進氣道5、發動機唇口以后的內流道11和尾噴管12,如圖2所示。
[0004] 發動機有效推力是指發動機工作時流道壁面上受到的壓力和摩擦力的合力在發 動機軸向上的分量。對于機體/推進一體化飛行器，有效推力適合于綜合評價發動機內部燃 燒與流動過程效率。
[0005] 目前主要有發動機直連式試驗，發動機自由射流試驗、機體/發動機一體化試驗這 二種試驗方法。
[0006] 地面直連式試驗只有發動機內流道，并不考察前體、進氣道的壓縮性能和阻力特 性，只關注燃燒室的工作過程及其性能。因此無法通過直連式試驗測量發動機有效推力。
[0007] 發動機自由射流試驗通常只有發動機的前體進氣道完全在均勻區內，天平測得的 力包含了非均勻區的機體阻力，無法直接獲得發動機有效推力（凈推力），只能通過間接的 方法得到，目前主要計算方法如下所述。
[0008] 對試驗模型發動機進行受力分析，得到發動機不工作時臺架推力組成：
[0009] P臺架，冷=_1>納沮_Di^_D夕祖
[0010] 發動機熱態試驗臺架推力：
[0011] F 臺架，熱=：Feffect-D魏-D夕祖
[0012] 可以看出兩種狀態的推力差AF可由下式表示：
[0013] AF=F臺架，熱-F繳，冷
[0014] =Feffect+D/鈉阻
[0015] 所以：
[0016] Feffect= AF-D/娜
[0017] 這種方法認為流道之外的機體阻力在發動機工作和不工作時保持不變，測量得到 的冷(不工作）、熱（發動機注油燃燒)兩種狀態的推力差就等于流道推力差，那么扣掉發動 機不工作時的流道阻力就得到了發動機的有效推力。但是發動機不工作時的流道阻力也無 法直接測量獲得，一般只能由計算得到，這就與計算精度相關，帶來很大的不確定性。
[0018] 通過發動機自由射流試驗獲得發動機有效推力的方法主要是采用發動機工作和 不工作兩種狀態推力差減掉發動機不工作流道阻力的方法。這種方法最大的缺點是發動機 不工作流道阻力只能通過計算得到，而發動機內型面一般有支板、凹槽等復雜結構，發動機 內部流動存在大量的分離流、漩渦等，是一種非定常復雜流動，計算精度不高。
【發明內容】
[0019] 鑒于以上所述現有技術的缺點，本發明的目的在于提供另外一種間接測量發動機 有效推力的方法。本發明的核心思想就是飛行器帶動力試驗測量的總推力加上推進流道之 外的機體阻力得到發動機有效推力，避免了求解發動機的推進流道阻力。
[0020] 本發明的目的是通過以下技術方案實現：
[0021] -種間接測量發動機有效推力的方法，用于測量吸氣式一體化飛行器的發動機的 有效推力，所述的飛行器為通流模型，帶動力飛行器在風洞中開展推阻特性測量試驗，風洞 試驗同時滿足氣動和發動機試驗的模擬準則要求，試驗中發動機點火燃燒，風洞天平測得 飛行器總推力F天平銳肋，即發動機工作狀態下的飛行器整機軸向推力，并與計算或者測量得 到的機體阻力以祖相加，得到發動機有效推力，發動機有效推力如下計算：
[0022] F截雌*=?天^頌坊^)外5且。
[0023] 作為優選方式，所述獲得天平總推力F天肋的方法是在風洞進行一次飛行器帶動 力試驗，發動機點火燃燒，利用天平測得飛行器的總推力。
[0024]作為優選方式，機體阻力取阻是作用在推進流道以外的阻力為機體阻力。指根據 "nose to tail"力界劃分方法，機體系統包括機翼、尾翼、飛行器上表面和側面、發動機外 罩;推進流道包括前體進氣道、發動機唇口以后的內流道和尾噴管。
[0025] 作為優選方式，利用數值模擬的方法獲得機體阻力以祖。數值模擬方法是指根據不 同來流參數，采用計算流體力學方法獲得全流場的流動特性，通過積分計算得到飛行器外 表面的合力，在推進方向的分量即是機體外阻以祖，進行數值模擬時，需要已知來流的條件 包括速度、溫度、靜壓。
[0026] 作為優選方式，獲得機體阻力的方法為:再進行一次風洞試驗，所述的飛行器為通 流模型，對推進流道內部通道進行簡化、整流，獲得均勻出口流場，應用動量法獲得推進流 道阻力，將風洞天平測得的飛行器模型總阻力減去推進流道阻力，即得到飛行器機體阻力。
[0027] 作為優選方式，對推進流道內部通道進行簡化的方式為把飛行器推進流道內部通 道替換成一個簡化流道，簡化流道入口與飛行器進氣道出口連接，簡化流道出口與飛行器 尾部平齊，簡化流道由進氣道出口開始擴張，形成擴張段，通過多孔整流板對內通道進行整 流，整流板前形成正激波，正激波后方流場從超音速減速至亞音速，亞音速氣流通過整流板 后形成均勻的流場，出口處截面收縮使氣流加速至一倍音速。
[0028]作為優選方式，多孔整流板距離簡化流道擴張段出口的距離至少為整流板直徑的 兩倍。
[0029] 作為優選方式，所述簡化流道為流量計。
[0030] 作為優選方式，用于測量出口靜壓的靜壓測點布置在出口截面上下壁面，總溫總 壓耙位于簡化流道出口截面后。
[0031] 作為優選方式，利用動量法獲得推進流道阻力的具體過程如下：
[0033] 式中，Dduct是需要求解的推進流道阻力，Pe為簡化流道出口的氣流密度，Ρ~為來流 密度，Ue為簡化流道出口的氣流速度，u~為來流速度，Pe是出口截面的靜壓，Ρ~是來流的靜 壓，是流量捕獲面積、A1Q是簡化流道出口截面面積，其中，PhUe未知，需通過以下方程 (2)、（3)求解：
[0035] 式中，R為通用氣體常數(R = 287J/(kg · K));Te為簡化流道出口氣流溫度，該值通 過方程(4)得到：
[0037]式中，Mae為簡化流道出口馬赫數，該值通過方程(5)得到；γ為比熱比，與來流氣 體組分相關，正常條件的空氣下γ = 1.4;
[0039] 式中，出口總溫TeO由總溫總壓耙測得，Mae通過方程(5)得到，因此知Te的值。
[0041] 式中，通過試驗測量可知簡化流道出口截面靜壓Pe、總壓PeQ，γ為常數，因此可求 得Ma e;根據方程（1)得到推進流道阻力Ddu。*后，即可通過方程(6)得到飛行器機體阻力Dext; D all為天平測得的飛行器模型總阻力：
[0042] Dall = Dext+Dduct (6)0
[0043] 本發明的有益效果為：以往因為受限于地面試驗設備的尺寸、試驗時長等因素，只 能開展發動機自由射流試驗，其試驗模型不完全處于均勻區，且外形復雜程度高于飛行器 機體，導致其外部阻力難以計算。但飛行器機體/發動機試驗中，普遍認為飛行器光滑外形 的外流場計算精度要高于發動機復雜流道的內流場計算精度。本發明通過開展飛行器機 體/發動機帶動力試驗，測量飛行器總推力，與流道之外的機體阻力相加后獲得發動機的有 效推力，機體阻力主要基于機體外流的計算或試驗結果，排除了計算復雜內通道流場帶來 的不確定性，能更客觀真實反映發動機有效推力。
【附圖說明】
[0044] 圖1為機體推進一體化飛行器示意圖；
[0045]圖2為一體化飛行器nose to tail力界劃分方法示意圖；
[0046]圖3為流量計與天平安裝位置示意圖；
[0047]圖4為測量設備安裝位置示意圖。
[0048] 1為機體一體化構型，2為前體壓縮面，3為后體膨脹面，4為噴油，5為前體進氣道，6 為唇口，7為機翼，8為尾翼，9為飛行器上表面和側面，10為發動機外罩，11為發動機唇口以 后的內流道，12為尾噴管，13為進氣道，14為擴張段，15為多孔整流板，16為流量計，17為天 平，18為靜壓測點，19為總溫總壓耙。
【具體實施方式】
[0049]以下通過特定的具體實例說明本發明的實施方式，本領域技術人員可由本說明書 所揭露的內容輕易地了解本發明的其他優點與功效。本發明還可以通過另外不同的具體實 施方式加以實施或應用，本說明書中的各項細節也可以基于不同觀點與應用，在沒有背離 本發明的精神下進行各種修飾或改變。
[0050] -種間接測量發動機有效推力的方法，用于測量吸氣式一體化飛行器的發動機的 有效推力，所述的飛行器為通流模型，帶動力飛行器在風洞中開展推阻特性測量試驗，風洞 試驗同時滿足氣動和發動機試驗的模擬準則要求，試驗中發動機點火燃燒，風洞天平測得 飛行器總推力F天平離*，并與計算或者測量得到的機體阻力必祖相加，得到發動機有效推力， 發動機有效推力如下計算：
[0051 ] F截雌t(=F天平雖辦H)夕阻。
[0052]所述獲得天平總推力F天平離*的方法是在風洞進行一次飛行器帶動力試驗，發動機 點火燃燒，利用天平測得飛行器的總推力。
[0053]可以利用數值模擬的方法獲得機體阻力D州且。數值模擬方法是指根據不同來流參 數，采用計算流體力學方法獲得全流場的流動特性，通過積分計算得到飛行器外表面的合 力，在推進方向的分量即是機體外阻以祖，進行數值模擬時，需要已知來流的條件包括速度、 溫度、靜壓。
[0054] 此外，本實施例中獲得機體阻力的方法為:再進行一次風洞試驗，所述的飛行器為 通流模型，對推進流道內部通道進行簡化、整流，獲得均勻出口流場，應用動量法獲得推進 流道阻力，將風洞天平測得的飛行器模型總阻力減去推進流道阻力，即得到飛行器機體阻 力。
[0055] 如圖3所示，對推進流道內部通道進行簡化的方式為把飛行器推進流道內部通道 替換成一個簡化流道，簡化流道入口與飛行器進氣道13出口連接，簡化流道出口與飛行器 尾部平齊，簡化流道由進氣道出口開始擴張，形成擴張段14,通過多孔整流板15對內通道進 行整流，整流板15前形成正激波，正激波后方流場從超音速減速至亞音速，亞音速氣流通過 整流板后形成均勻的流場，出口處截面收縮使氣流加速至一倍音速。
[0056] 進一步的，本實施例中所述簡化流道為流量計16。流量計入口與進氣道出口相連 接，流量計出口與飛行器模型尾部平齊，如圖3所示。不用流量計，采用其他簡化流道也可以 應用此方案。
[0057]多孔整流板15距離簡化流道擴張段出口的距離至少為整流板直徑的兩倍。這樣給 予氣流一個緩沖距離，以免正激波反壓回擴張段。
[0058] 所述天平17為盒式天平。天平外形尺寸采用扁平結構。流量計內通道由進氣道出 口截面逐漸轉為圓截面，通過多孔整流板對內通道進行整流，獲得較為均勻的出口流場，出 口處截面收縮形成音速噴嘴。
[0059] 用于測量出口靜壓的靜壓測點18布置在出口截面上下壁面，總溫總壓耙19位于簡 化流道出口截面后。如圖4所示。
[0060] 利用動量法獲得推進流道阻力的具體過程如下：
[0062]式中，D-t是需要求解的推進流道阻力，Pe為流量計出口的氣流密度，Ρ~為來流密 度，為流量計出口的氣流速度，u~為來流速度，是出口截面的靜壓，Ρ~是來流的靜壓，Α~ 是流量捕獲面積，A1Q是流量計出口截面面積，其中，PhUe未知，需通過以下方程(2)、（3)求 解：
[0064] 式中，R為通用氣體常數(R = 287J/(kg · K));Te為流量計出口氣流溫度，該值通過 方程(4)得到：
[0066]式中，Mae為流量計出口馬赫數，該值通過方程(5)得到；γ為比熱比，與來流氣體 組分相關，正常條件的空氣下γ = 1.4;
[0068] 式中，出口總溫TeQ由總溫總壓耙測得，Mae通過方程(5)得到，因此知Te的值：
[0070] 式中，通過試驗測量測得出口截面靜壓、總壓P+ γ為常數，因此求得Mae;根據 方程（1)得到推進流道阻力Ddw后，即通過方程(6)得到飛行器機體阻力Dext;D all為天平測 得的飛行器模型總阻力：
[0071] Dall = Dext+Dduct (6)0
[0072] 上述實施例僅例示性說明本發明的原理及其功效，而非用于限制本發明。任何熟 悉此技術的人士皆可在不違背本發明的精神及范疇下，對上述實施例進行修飾或改變。因 此，凡所屬技術領域中具有通常知識者在未脫離本發明所揭示的精神與技術思想下所完成 的一切等效修飾或改變，仍應由本發明的權利要求所涵蓋。
【主權項】
1. 一種間接測量發動機有效推力的方法，用于測量吸氣式一體化飛行器的發動機的有 效推力，所述的飛行器為通流模型，其特征在于:帶動力飛行器在風桐中開展推阻特性測量 試驗，風桐試驗同時滿足氣動和發動機試驗的模擬準則要求，試驗中發動機點火燃燒，風桐 天平測得飛行器總推力朽?陸推力，并與計算或者測量得到的機體阻力〇4陋相加，得到發動機有 效推力，發動機有效推力如下計算： 輪勵=F天平宮勘+D夕陋。2. 如權利要求1所述的方法，其特征在于:所述獲得天平總推力朽?FM執的方法是在風桐 進行一次飛行器帶動力試驗，發動機點火燃燒，利用天平測得飛行器的總推力。3. 如權利要求1所述的方法，其特征在于:機體阻力化陋是指作用在推進流道W外的阻 力為機體阻力，根據"nose to tail"力界劃分方法，機體系統包括機翼、尾翼、飛行器上表 面和側面、發動機外罩;推進流道包括前體進氣道、發動機唇口 W后的內流道和尾噴管。4. 如權利要求1所述的方法，其特征在于:利用數值模擬的方法獲得機體阻力〇4陋，數值 模擬方法是指根據不同來流參數，采用計算流體力學方法獲得全流場的流動特性，通過積 分計算得到飛行器外表面的合力，在推進方向的分量即是機體外阻〇4陋，進行數值模擬時， 需要已知來流的條件包括速度、溫度、靜壓。5. 如權利要求1所述的方法，其特征在于：獲得機體阻力的方法為:再進行一次風桐試 驗，所述的飛行器為通流模型，對推進流道內部通道進行簡化、整流，獲得均勻出口流場，應 用動量法獲得推進流道阻力，將風桐天平測得的飛行器模型總阻力減去推進流道阻力，即 得到飛行器機體阻力。6. 如權利要求5所述的方法，其特征在于:對推進流道內部通道進行簡化的方式為把飛 行器推進流道內部通道替換成一個簡化流道，簡化流道入口與飛行器進氣道出口連接，簡 化流道出口與飛行器尾部平齊，簡化流道由進氣道出口開始擴張，形成擴張段，通過多孔整 流板對內通道進行整流，整流板前形成正激波，正激波后方流場從超音速減速至亞音速，亞 音速氣流通過整流板后形成均勻的流場，出口處截面收縮使氣流加速至一倍音速。7. 如權利要求6所述的方法，其特征在于：多孔整流板距離簡化流道擴張段出口的距離 至少為整流板直徑的兩倍。8. 如權利要求6所述的方法，其特征在于:所述簡化流道為流量計。9. 如權利要求6所述的方法，其特征在于：用于測量出口靜壓的靜壓測點布置在出口截 面上下壁面，總溫總壓祀位于簡化流道出口截面后。10. 如權利要求6所述的方法，其特征在于:利用動量法獲得推進流道阻力的具體過程 如下：(1) 式中，DduEt是需要求解的推進流道阻力，Pe為簡化流道出口的氣流密度，Ρ?為來流密度， Ue為簡化流道出口的氣流速度，11?為來流速度，Pe是出口截面的靜壓，Ρ?是來流的靜壓，Α?是 流量捕獲面積、AlO是簡化流道出口截面面積，其中，Pe、Ue未知，需通過W下方程(2 )、（ 3 )求 解：(2) 式中，R為通用氣體常數(R=287jAkg · K));Te為簡化流道出口氣流溫度，該值通過方 程(4)得到：(3) 式中，Mae為簡化流道出口馬赫數，該值通過方程(5)得到；丫為比熱比，與來流氣體組分 相關，正常條件的空氣下丫 =1.4;(4) 式中，出口總溫TeO由總溫總壓祀測得，Mae通過方程巧)得到，因此求得Te的值：(5：) 式中，通過試驗測量知簡化流道出口截面靜壓Pe、總壓PeO，Y為常數，因此求得Mae ;根據 方程（1)得到推進流道阻力Dduct后，即通過方程(6)得到飛行器機體阻力Dext;Dall為天平測 得的飛行器模型總阻力：
【文檔編號】G01M9/06GK106092420SQ201610364543
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年5月26日
【發明人】吳穎川, 賀元元, 張小慶, 賀偉, 王琪, 高昌, 吳杰, 韓奕宇
【申請人】中國人民解放軍63820部隊吸氣式高超聲速技術研究中心