一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置及方法制造方法及图纸

本公开提供了一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置及方法，该装置包括：管道，用于放置爆炸源；进气道，所述进气道的进气口与所述管道密封连接；压力传感器，设置在所述进气道的进气口，用于实时监测所述爆炸源产生的冲击波传输至所述进气道的进气口的压力数值；应变片，设置在所述进气道的表面，用于实时监测所述进气道在所述爆炸源产生的冲击波的作用过程中的应变值。本公开提供了一种完善的考核进气道在锤击波作用下的力学性能的工程试验装置和方法，且试验装置简单，试验方法简单，成本低。

A test device and method for surge wave of air inlet of aircraft

The invention provides a vehicle inlet surge hammer wave test device and method, the device comprises a pipeline for placing the explosion source; inlet, the inlet of the air inlet pipe and the sealing connection; pressure sensor is arranged on the inlet of the air inlet, for real-time monitoring of the numerical explosion shock the wave is transmitted to the inlet of the air inlet pressure; strain gauges arranged on the surface of the inlet, for strain waves produced in the process of real-time monitoring of the inlet explosion at the source of the impact of the value of the. The present disclosure provides a perfect engineering test device and method for checking the mechanical properties of the intake port under the action of hammering wave, and the test device is simple, the test method is simple and the cost is low.

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置及方法
本公开涉及可靠性试验
，尤其涉及一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置及方法。
技术介绍
航空发动机一直以来被称为飞机的心脏，当航空发动机严重偏离设计工作状态、压气机前后流通能力不匹配时，压气机内就会出现叶片边界层流动分离现象，甚至进一步发展成旋转失速状态直至喘振状态。由此可见，喘振是发动机的一种不稳定工作状态。在飞行器发生喘振时，发动机将会出现振动，发出低沉的噪声，燃气温度急剧升高，转速摆动或下降，严重时会造成发动机停车。在飞行器高速(Ma＞0.6)飞行状态下，当发动机发生强喘振，流量突然减少并伴随压气机高压能量的释放时，发动机进口会在稳态流动压力基础上瞬间(毫秒量级)产生额外的压力升高。压力升高的大小会导致强弱不同的激波，该激波会快速地向进气道上游传播，称为锤激波，其对进气道产生的载荷被称为锤激波载荷。虽然锤激波并不常见，但在战斗机进气道结构设计中是决定性因素之一。目前，主要通过CFD(计算流体动力学)软件进行数值模拟分析的方式考核进气道在锤击波作用下的力学性能，还没有具体的考核进气道在锤击波作用下的力学性能的工程试验装置和方法。此外，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，包括：管道，用于放置爆炸源；进气道，所述进气道的进气口与所述管道密封连接；压力传感器，设置在所述进气道的进气口，用于实时监测所述爆炸源产生的冲击波传输至所述进气道的进气口的压力数值；应变片，设置在所述进气道的表面，用于实时监测所述进气道在所述爆炸源产生的冲击波的作用过程中的应变值。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，包括：管道，用于放置爆炸源；进气道，所述进气道的进气口与所述管道密封连接；压力传感器，设置在所述进气道的进气口，用于实时监测所述爆炸源产生的冲击波传输至所述进气道的进气口的压力数值；应变片，设置在所述进气道的表面，用于实时监测所述进气道在所述爆炸源产生的冲击波的作用过程中的应变值。2.根据权利要求1所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述装置还包括：多个固定部件，用于固定所述进气道以及所述管道。3.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述装置还包括：数据采集系统，分别与所述压力传感器和所述应变片连接，用于采集所述压力传感器监测到的压力数值以及所述应变片监测到的应变值。4.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述管道为一实心圆柱体去掉一实心的圆锥体的剩余部分。5.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述压力传感器为高频压力传感器。6.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述进气道的进气口与所述管道通过密封胶进行密封连接。7.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述压力传感器的数量为多个。8.根据权利要求1～2中任意一项所述的飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其特征在于，所述应变片的数量为多个。9.一种飞行器进气道喘振锤击波试验方法，应用于所述飞行器进气道喘振锤击波试验装置，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：王佩艳，岳珠峰，赵晨，刘超，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61