一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法技术

本发明专利技术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；本发明专利技术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。

A test method for air turbine wind tunnel test

The invention provides a test method for air turbine wind tunnel test. The steps are as follows: 1: install the stamping air turbine model in the wind tunnel test section; 2: determine the entrance control surface of the model in the wind tunnel test section; 3: determine the exit control surface of the model in the wind tunnel test section; 4: determine the streamline bend of the model in the wind tunnel test section. Curve control surface; 5: determine the control body of the model in the wind tunnel test section; 6: determine the entrance measurement point and exit measurement point of the wind tunnel test section; 7: each measurement point is connected reliably through the connecting pipe with the measuring instrument; 8: test the power of the turbine under the different pitch angle when the initial wind speed is tested, and calculate and get the turbine efficiency; 9: 9 The turbine output power and turbine efficiency under the initial pitch angle are tested at different wind speeds. 10: test the turbine output power and turbine efficiency under different pitch angles at different wind speeds. The invention realizes the internal field treatment of the external field flow, and improves the capability of using wind tunnel test to study the dynamic performance of the air turbine.

【技术实现步骤摘要】
一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法
本专利技术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

技术介绍
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；启本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法，其特征在于：其步骤如下：步骤1：将冲压空气涡轮模型安装在风洞试验段内；步骤2：确定风洞试验段内模型的入口控制面；该入口控制面为以涡轮旋转平面为基准，向来流方向1/2涡轮直径处、且垂直于涡轮旋转中心线的截面；步骤3：确定风洞试验段内模型的出口控制面；具体方法是利用七孔探针在涡轮后缘探测流线不发生弯曲的临界控制面，该临界控制面垂直于涡轮旋转中心线，且流体的切向速度分量为零；步骤4：确定风洞试验段内模型的流线弯曲控制面，包括前向流线弯曲控制面和后向流线弯曲控制面；具体方法是利用七孔探针探测模型涡轮旋转平面内流线不发生弯曲，即不存在切向速度分量的临界控制点，沿圆周方向...

【技术特征摘要】
1.一种冲压空气涡轮风洞试验测试方法，其特征在于：其步骤如下：步骤1：将冲压空气涡轮模型安装在风洞试验段内；步骤2：确定风洞试验段内模型的入口控制面；该入口控制面为以涡轮旋转平面为基准，向来流方向1/2涡轮直径处、且垂直于涡轮旋转中心线的截面；步骤3：确定风洞试验段内模型的出口控制面；具体方法是利用七孔探针在涡轮后缘探测流线不发生弯曲的临界控制面，该临界控制面垂直于涡轮旋转中心线，且流体的切向速度分量为零；步骤4：确定风洞试验段内模型的流线弯曲控制面，包括前向流线弯曲控制面和后向流线弯曲控制面；具体方法是利用七孔探针探测模型涡轮旋转平面内流线不发生弯曲，即不存在切向速度分量的临界控制点，沿圆周方向的各临界控制点构成临界控制线；前向流线弯曲控制面为以该临界控制线为基准拟气流方向平行于涡轮旋转中心线移动至与入口控制面相交，所得交线与涡轮旋转平面内临界控制线之间形成的柱形控制面；后向流线弯曲控制面为顺气流方向各垂直于涡轮旋转中心线平面内流线不发生弯曲的临界控制线构成的控制面，该控制面与出口控制面相交；步骤5：确定风洞试验段内模型的控制体；该控制体分别由入口控制面、出口控制面和流线弯曲控制面组成；该流线弯曲控制面包括前向流线弯曲控制面和后向流线弯曲控制面；步骤6：确定风洞试验段入口测量点和出口测量点；所述风洞试验段入口测量点和出口测量点分别位于该风洞试验段模型的入口控制面和出口控制面；所述入口测量点和出口测量点沿圆周方向等间距分布；步骤7：将各测量点分别通过连接管路与测量仪器可靠连通；步骤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，具体测量过程为：a.设置风洞的初始风速和初始桨距角；依据试验雷诺数确定风洞的初始风速，设为V1；依据试验要求调整涡轮桨距角为初始值b.启动风洞使其达到试验要求的初始风速V1；通过测量仪器测试该初始风速下初始桨距角时各测量点的静压、静温和流体速度，同时测量涡轮转速和转矩；其中，入口控制面内径向方向压力和速度稳定，而出口控制面内径向方向压力和速度不稳定；入口控制面内径向方向单点测量，而出口控制面内径向方向连续测量，该连续测量也包括多点测量；c.数据处理：依据各测点测量结果，借助下列公式对初始风速时初始桨距角下各测点的测试数据进行处理，计算能得初始风速时初始桨距角下涡轮理论输出功和涡轮效率，具体计算公式为：风洞试验段内模型控制体入口控制面的当量总压为：式中，为入口控制面当量总压，Pa；为入口控制面流体静压平均值，n1为入口控制面内测点数目；p1i为入口控制面内第i个测点静压，Pa；ρ为流体密度，kg/m3；为入口控制面流体速度平均值，V1i为入口控制面内第i个测点速度，m/s；风洞试验段内模型控制体入口控制面的当量总温为：式中，为入口控制面当量总温，K；T1为入口控制面流体绝对温度，K；V1为入口控制面流体速度，m/s；cp为定压比热，J/(kg·K)；所述出口控制面内径向方向压力和速度不稳定，所述各测量点沿径向方向连续测量，该连续测量也包括多点测量；所述出口控制面流体静压平均值和速度平均值由各测量值沿径向积分得到；因此风洞试验段内模型控制体出口控制面的当量总压为：式中，为出口控制面当量总压，Pa；为出口控制面流体静压平均值，n2为出口控制面内测点数目；r2为出口控制面径向半径，m；p2i为出口控制面内第i个测点静压，Pa；为出口控制面流体速度平均值，V...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭生荣，卢岳良，刘诚，姬芬竹，王岩，寇桂岳，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心，北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32