一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置制造方法及图纸

一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，属于风洞试验技术领域，本发明专利技术为了解决小量程压力扫描阀无法直接用于声爆过压试验测量的问题

【技术实现步骤摘要】
一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置


[0001]本专利技术属于风洞试验
，尤其涉及一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置
。

技术介绍

[0002]飞行器在超声速飞行时所引发的声爆问题一直以来都是困扰超声速民机发展的关键技术障碍
。
超声速民机在巡航飞行时，来流在飞机头部和机翼前缘受到压缩而产生激波，气流经过激波作用而导致静压增大，使其高于初始来流静压，之后气流在机身和机翼受到膨胀而产生膨胀波，气流经过膨胀波作用而导致静压下降，使其低于初始来流静压
。
气流在飞机尾部产生激波，使飞机绕流经过激波作用而静压升高，最终恢复到远前方来流压力，激波和膨胀波导致超声速飞行器周围的空气压力相对于飞行环境压力产生剧烈波动，称为近场声爆过压，近场声爆过压形成的压力波在空气中经非线性传播至地面后，形成巨大的爆炸声，即是人们通常所说的声爆
。
声爆是极大的噪声污染，会严重影响人们的生活和工作，能量巨大的声爆甚至还可能损坏地面建筑物
。
因此，要想发展新一代超声速民用飞机，降低声爆是首先需要突破的关键技术之一
。
[0003]声爆研究通常分为近场和远场，近场和远场的界限并没有严格的定义，近场通常是指以飞行器长度的几倍距离为半径的范围，远场通常是指以飞行器长度的几十倍距离到至地面距离为半径的范围
。
风洞试验是开展声爆研究的重要手段，受限于现有超声速风洞的尺寸，目前声爆风洞试验技术主要是针对近场范围开展研究
。
声爆风洞试验技术的核心是在超声速风洞中针对飞行器模型近场空间开展压力分布测量，模型周围的近场压力数据与自由来流环境压力的差值即代表了飞行器的近场声爆过压，将这些近场声爆过压数据作为输入，通过构建相应的数学模型，可计算得到飞行器远场的声爆过压
。
[0004]对于超声速民机在风洞中开展近场声爆过压测量试验，低声爆超声速民机近场声爆过压信号弱，需要采用
5PSID
以下的小量程差压型压力扫描阀进行测量，而在传统的声爆过压测量试验中，压力扫描阀的参考端直接与大气连通，例如公开号为
CN110672295A
的中国专利技术专利公开了一种喷流模型声爆特征风洞试验装置，以大气压力作为参考压力，大气压力通常由大气压力计测量得到，而在超声速风洞运行环境下，压力扫描阀测量端与风洞内部连通，压力极低，导致压力扫描阀的测量端和参考端（为大气压力）之间的压差较大，对于声爆试验需要采用的
5PSID
以下的小量程扫描阀传感器而言，存在超量程损坏的风险，导致传统的压力测量方法无法直接使用
。
因此迫切需要研制一种新型的低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置
。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是提供一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，以解决
5PSID
以下的小量程压力扫描阀无法直接用于声爆过压试验测量的问题
。
本专利技术所采用的技术方案如下：
一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，包括全机模型
、
支撑系统和测压轨，全机模型通过所述支撑系统设置在风洞试验段内，风洞试验段的下壁板上设有测压轨，测压轨的上端面上沿气流流向开设有若干间隔排列的测压孔，若干测压孔均通过气管路与电子压力扫描阀的测量端连接，风洞试验段的下壁板上开设有洞壁测压孔，电子压力扫描阀的参考端
、
洞壁测压孔和绝压传感器通过三通连通，试验时，全机模型产生的压力信号落在若干测压孔所在的范围内
。
[0006]进一步的，所述支撑系统包括风洞支架
、
背撑支杆
、
杆式天平和转接支杆，所述风洞支架的两端分别与风洞试验段的上壁板和下壁板相连，全机模型
、
背撑支杆
、
天平适配器
、
杆式天平
、
转接支杆和轴向移动机构沿气流流向依次相连，轴向移动机构固定在所述风洞支架上；全机模型的攻角变化量
、
侧滑角变化量和滚转角变化量通过下式确定：；；；式中：
X
为轴向力，单位为
N
；
Y
为法向力，单位为
N
；
Z
为侧向力，单位为
N
；为俯仰力矩，单位为
N
•
m
；为偏航力矩，单位为
N
•
m
；为滚转力矩，单位为
N
•
m
；
a
为攻角
‑
轴向力校准系数，单位为
°
/N
；
b
为攻角
‑
法向力校准系数，单位为
°
/N
；
c
为攻角
‑
俯仰力矩校准系数，单位为
°
/
（
N
•
m
）；
d
为侧滑角
‑
侧向力校准系数，单位为
°
/N
；
e
为侧滑角
‑
偏航力矩校准系数，单位为
°
/
（
N
•
m
）；
f
为滚转角
‑
侧向力校准系数，单位为
°
/N
；
g
为滚转角
‑
滚转力矩校准系数，单位为
°
/
（
N
•
m
）；
h
为滚转角
‑
偏航力矩校准系数，单位为
°
/
（
N
•
m
）；
X、Y、Z、、
和均通过杆式天平测得
。
[0007]进一步的，所述风洞支架沿气流流向的两端均呈尖劈结构
。
[0008]进一步的，所述风洞支架竖直设置，轴向移动机构固定在所述风洞支架的中央，所述风洞支架设置在风洞试验段的横向中央
。
[0009]进一步的，轴向移动机构包括传动螺母
、
主动齿轮
、
电机
、
从动齿轮和支座，主动齿轮套接在电机的输出轴上，传动螺母转动设置在支座上，从动齿轮与传动螺母套接配合，主动齿轮与从动齿轮相啮合，转接支杆与传动螺母螺纹配合，转接支杆与传动螺母相连的一端开设有滑槽，滑块与支座相连，所述滑槽与滑块滑动配合，支座固定在所述风洞支架上
。
[0010]进一步的，测压轨沿气流流向的两端均呈尖劈结构
。
[0011]与现有技术相比，本专利技术的有益效果在于：1．本专利技术将电子压力扫描阀的参考端（
REF
）与洞壁测本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，其特征在于：包括全机模型（2）
、
支撑系统和测压轨（
13
），全机模型（2）通过所述支撑系统设置在风洞试验段（1）内，风洞试验段（1）的下壁板上设有测压轨（
13
），测压轨（
13
）的上端面上沿气流流向开设有若干间隔排列的测压孔（
14
），若干测压孔（
14
）均通过气管路（
12
）与电子压力扫描阀（
15
）的测量端连接，风洞试验段（1）的下壁板上开设有洞壁测压孔（
11
），电子压力扫描阀（
15
）的参考端
、
洞壁测压孔（
11
）和绝压传感器（9）通过三通（
10
）连通，试验时，全机模型（2）产生的压力信号（6）落在若干测压孔（
14
）所在的范围内
。2.
根据权利要求1所述的一种低声爆超声速民机声爆特征风洞试验测量装置，其特征在于：所述支撑系统包括风洞支架
、
背撑支杆（3）
、
杆式天平（5）和转接支杆（7），所述风洞支架的两端分别与风洞试验段（1）的上壁板和下壁板相连，全机模型（2）
、
背撑支杆（3）
、
天平适配器（4）
、
杆式天平（5）
、
转接支杆（7）和轴向移动机构（8）沿气流流向依次相连，轴向移动机构（8）固定在所述风洞支架上；全机模型（2）的攻角变化量
、
侧滑角变化量和滚转角变化量通过下式确定：；；；式中：
X
为轴向力，单位为
N
；
Y
为法向力，单位为
N
；
Z
为侧向力，单位为
N
；为俯仰力矩，单位为
N
•
m
；为偏航力矩，单位为
N
•
m
；为滚转力矩，单位为
N
•
m
；
a
为攻角
‑
轴向力校准系数，单位为
°
/N
；
b
为攻角
‑
法向力校准系数，单位为
°
/N
；
c
为攻角
‑
俯仰力矩校准系数，单位为
°
/
（
N
•
m
）；
d
为侧滑角
‑
侧向力...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘中臣，易家宁，刘博宇，冷岩，王迪，钱战森，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：