一种飞机试验气流组织设计方法技术

本发明专利技术涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种飞机试验气流组织设计方法；通过明确气流组织的设计边界

【技术实现步骤摘要】
一种飞机试验气流组织设计方法


[0001]本专利技术涉及飞机测试
，具体是涉及一种飞机试验气流组织设计方法。

技术介绍

[0002]大型气候实验室可模拟极端低温、高温、湿热、降雪、冻雨、太阳辐照、淋雨等综合气候环境，满足大型装备特别是飞机的综合测试需求。国内没有体积超过100000 m3的气候环境实验室，国外仅有美国麦金利实验室体积接近100000 m3，韩国ADD实验室为20000 m3左右。
[0003]麦金利气候实验室的主模拟室是世界上最大的绝热模拟室，其气流组织采用上送侧下回的方式，实验室顶部悬挂有四条风道，每个风道上有6个送风散流器，送风量为220 m3/s，即每个送风口送风量为9.17 m3/s，但其送风口的详细结构未知，无法估算实际的出风速度。
[0004]韩国ADD实验室的尺寸为L42m
×
W32m
×
H15m，同样采用上送侧下回的气流组织形式，送风口为9个，送风量不详。
[0005]由于大型气候实验室体量大（超过130000 m3）、层高较高（超过24m），模拟的气候种类多，对温度场的均匀性要求高。由于实验室体量过大，舱内空气循环次数不可能做到像小型环境实验箱/室那样达到每小时上百次，必然对温度场的均匀性造成较大的影响。传统的气流组织设计方法（如射流公式法、Zonal Model模型、实验法等）均难以直接用于大型气候环境实验室的气流组织设计，国内也无相关设计与建设经验。此外，实验室地面结构是面积超过5000 m2的混凝土结构，热沉巨大，地面的温度响应与气流组织是直接相关的，而且对温度场的分布、升降温速率等有直接的影响。
[0006]综上，现迫切需要一种有效的气流组织设计方法，以满足国内用于飞机测试的大型气候环境实验室的气流组织设计需求。

技术实现思路

[0007]为了实现以上目的，本专利技术提供了一种飞机试验气流组织设计方法，满足了在超大空间内极端气候环境下设置高均匀性温度场的设计需求，为相关用于飞机测试的空气处理系统的设计以及实验室布局提供了技术支撑，具体步骤如下：S1、明确气流组织的设计边界：明确实验室的功能需求，对气流组织的约束条件，以及建筑结构的布局限制；S2、初步设计分析稳态的气流组织：S2
‑
1、确定气流组织的总体形式：基于步骤S1的约束条件，确定气流组织的总体形式为上送下回；S2
‑
2、确定气流组织单元：基于步骤S2
‑
1确定的气流组织的总体形式，以实验室内部在水平方向上的截面作为观察平面，将分布于实验室空间内的气流组织划分为在观察平面上面积相等、流速一致的各个气流组织单元；
S2
‑
3、选择送风装置：对每个所述气流组织单元选择功能适配的送风装置；S2
‑
4、分析稳态工况下的气流组织单元：采用CFD方法分析最大热负荷下气流组织单元的稳态工况，通过调整所述送风装置的送风切向角、送风切向速度以及装置尺寸，得到最大送回风温差及最小送风流量；所述最大热负荷以源项的形式，均匀附加到每个所述气流组织单元的计算网格中；S2
‑
5、获得基准气流组织方案A0：建立实验室空舱CFD仿真模型，整场分析最大热负荷下气流组织单元的稳态工况，满足实验室空舱的试验区对温度场均匀性和能量高效利用的需求，得到基准气流组织方案A0；S3、瞬态最大升/降温下的气流组织校核：S3
‑
1、确定送风温差与对应的地面对流换热系数：假定步骤S2中试验区的平均温度已经调整至试验温度且保温时间已足够，试验区的地面温度与试验区的平均温度的温差已达标，保持步骤S2中基准气流组织方案A0的送风量不变，指定一组送回风温差，将地面温度设置为与送风温度相同；采用不同的送回风温差下试验区内的气流分布，通过地面热流、试验区的平均温度与地面温度之差，计算得到一组基于所述基准气流组织方案A0的送风流量和送回风温差所对应的地面对流换热系数，并排除不满足温度场均匀性的过大的送风温差；采用上述计算方法是考虑地面处于送风气流的下流，对送风气流扩散的影响主要取决于送风温度与实验室空舱内其它区域之间的温度差造成的浮力作用；S3
‑
2、试验区的平均温度与地面温度响应校核：依据步骤S3
‑
1中所述送风流量和送风温差所对应的地面对流换热系数，计算试验区的平均温度与地面温度的瞬态响应，校核是否满足最大升/降温速率要求；S3
‑
3、获得最大升/降温速率气流组织方案A1：若步骤S3
‑
2中所述瞬态响应不满足要求，则以20%的增量加大送风流量，返回至步骤S3
‑
1、S3
‑
2重新计算，直到得到满足升/降温速率要求和温度场均匀性要求的送风流量一，并得到最大升/降温速率气流组织方案A1；S4、真实最大热负荷下的气流组织校核：S4
‑
1、确定升/降温结束后的地面温度：基于所述最大升/降温速率气流组织方案A1，计算升/降温结束后的地面温度；S4
‑
2、加载最大热负荷：基于基准气流组织方案A0，以源项的形式将最大热负荷加载到CFD方法的计算网格中；S4
‑
3、校核温度场均匀性：基于步骤S3
‑
3中确定的送风流量一，校核在所述送风流量一下试验区的温度场均匀性；S4
‑
4、获得最大热负荷下的气流组织方案A2：若步骤S4
‑
3中试验区的温度场均匀性不满足要求，则以20%的增量逐步加大所述送风流量一，直至满足要求，得到送风流量二，并得到最大热负荷下的气流组织方案A2。
[0008]进一步地，步骤S2
‑
1中，实现所述上送下回的气流组织的总体形式所用的回风装置包括回风口，所述回风口位于实验室单侧下方。
[0009]进一步地，步骤S2
‑
2中，所述气流组织单元的长宽比范围为1：1~1.2。
[0010]进一步地，步骤S2
‑
3中，所述送风装置优选为旋流风口，所述旋流风口的送风切向角范围为0
°
~90
°
；旋流风口是一种常见的送风工具。
[0011]进一步地，所述旋流风口的简化模型为：将所述旋流风口的叶片出风平面简化为一个圆形面，将所述圆形面等分为若干扇形区域，其中间隔分布的半数扇形区域为出风面，其余为封闭区域；所述扇形区域的个数为12~20个，且为偶数；所述旋流风口的送风轴向速度的计算公式如下：式中，为旋流风口的喉口内径，单位为；为旋流风口的喉口外径，单位为m；为旋流风口的轴向速度，单位为m/s；为旋流风口的风口体积流量，单位为m3/s；所述旋流风口的送风切向速度的计算公式如下：式中，为旋流风口的切向速度，为旋流风口的轴向速度，θ为送风切向角，单位为
°
；根据坐标变换得到直角坐标系下送风切向速度的速度分量。
[0012]进一步地，步骤S2
‑
4中，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机试验气流组织设计方法，其特征在于，主要包括以下步骤：S1、明确气流组织的设计边界：明确实验室的功能需求，对气流组织的约束条件，以及建筑结构的布局限制；S2、初步设计分析稳态的气流组织：S2
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1、确定气流组织的总体形式：基于步骤S1的约束条件，确定气流组织的总体形式为上送下回；S2
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2、确定气流组织单元：基于步骤S2
‑
1确定的气流组织的总体形式，以实验室内部在水平方向上的截面作为观察平面，将分布于实验室空间内的气流组织划分为在观察平面上面积相等、流速一致的各个气流组织单元；S2
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3、选择送风装置：对每个所述气流组织单元选择功能适配的送风装置；S2
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4、分析稳态工况下的气流组织单元：采用CFD方法分析最大热负荷下气流组织单元的稳态工况，通过调整所述送风装置的送风切向角、送风切向速度以及装置尺寸，得到最大送回风温差及最小送风流量；S2
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5、获得基准气流组织方案A0：建立实验室空舱CFD仿真模型，整场分析最大热负荷下气流组织单元的稳态工况，满足实验室空舱的试验区对温度场均匀性和能量高效利用的需求，得到基准气流组织方案A0；S3、瞬态最大升/降温下的气流组织校核：S3
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1、确定送风温差与对应的地面对流换热系数：计算得到一组基于所述基准气流组织方案A0的送风流量和送回风温差所对应的地面对流换热系数，并排除不满足温度场均匀性的过大的送风温差；S3
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2、试验区的平均温度与地面温度响应校核：依据步骤S3
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1中所述送风流量和送回风温差所对应的地面对流换热系数，计算试验区的平均温度与地面温度的瞬态响应，校核是否满足最大升/降温速率要求；S3
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3、获得最大升/降温速率气流组织方案A1：若步骤S3
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2中所述瞬态响应不满足要求，则以20%的增量加大送风流量，返回至步骤S3
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1、S3
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2重新计算，直到得到满足升/降温速率要求和温度场均匀性要求的送风流量一，并得到最大升/降温速率气流组织方案A1；S4、真实最大热负荷下的气流组织校核：S4
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1、确定升/降温结束后的地面温度：基于所述最大升/降温速率气流组织方案A1，计算升/降温结束后的地面温度；S4
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2、加载最大热负荷：基于基准气流组织方案A0，以源项的形式将最大热负荷加载到CFD方法的计算网格中；S4
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3、校核温度场均匀性：基于步骤S3
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3中确定的送风流量一，校核在所述送风流量一下试验区的温度场均匀性；S4
‑
4、获得最大热负荷下的气流组织方案A2：若步骤S4
‑
3中试验区的温度场均匀性不满足要求，则以20%的增量逐步加大所述送风流量一，直至满足要求，得到送风流量二，并得到最大热负荷下的气流组织方案A2。2.如权利要求1所述的一种飞机试验气流组织设计方法，其特征在于，步骤S2
‑
1中，实现所述上送下回的气流组织的总体形式所用的回风装置包括回风口，所述回风口位于实验室单侧下方。
3.如权利要求1所述的一种飞机试验气流组织设计方法，其特征在于，步骤S2
‑
2中，所述气流组织单元的长宽比范围为1：1~1.2。4.如权利要求1所述的一种飞机试验气流组织设计方法，其特征在于，步骤S2
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3中，所述送风装置为旋流风口，所述旋流风口的送风切向角范围为0
°
~90
°
。5.如权利要求4所述的一种飞机试验气流组织...

【专利技术属性】
技术研发人员：王彬文，成竹，吴敬涛，马建军，任战鹏，
申请(专利权)人：中国飞机强度研究所，
类型：发明
国别省市：