【技术实现步骤摘要】
本申请属于飞机通风冷却系统进气道设计计算，具体涉及一种飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻等效验证方法。
技术介绍
1、飞机通风冷却系统进气道进口内设置格栅，为满足屏蔽要求和保证气动性能，通常需要设计很小的格栅孔尺寸及其间距，当前，多是采用cfd仿真计算或缩比模型试验的方法对格栅流阻进行验证。
2、若采用cfd仿真计算的方法，对机通风冷却系统进气道进口格栅流阻进行验证，由于格栅孔尺寸及其孔间距很小，致使需要划分的网格量巨大，网格生成困难。
3、若采用缩比模型试验的方法，对机通风冷却系统进气道进口格栅流阻进行验证，缩比模型中格栅孔尺寸及其间距进一步缩小，加工困难，难以加工得到合格的缩比模型。
4、因此，采用cfd仿真计算或缩比模型试验的方法，对飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻进行验证困难，难以满足格栅快速设计迭代的需求。
5、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。
6、需注意的是，以上
技术介绍
内容的公开仅用于辅助理解本申请的专利技术构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述
技术介绍
不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供一种飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻等效验证方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
2、本申请的技术方案是：
3、一种飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻等效验证方法
4、设计流阻等效格栅，流阻等效格栅的格栅孔形状及其开孔区域形状与飞机通风冷却系统进气道进口的格栅孔形状及其开孔区域形状一致，且 i'>i，d’>d ，α'=α，η'=η，s'=s，a'=a，其中：
5、i'为流阻等效格栅的格栅孔尺寸；
6、d’为流阻等效格栅的格栅孔间距；
7、α'为流阻等效格栅的格栅孔相对于来流方向的夹角；
8、η'为流阻等效格栅的格栅孔开孔率；
9、s'为流阻等效格栅的格栅孔总浸湿面积；
10、a'为流阻等效格栅的格栅孔开孔区域面积；
11、i为飞机通风冷却系统进气道进口格栅的格栅孔尺寸；
12、d为飞机通风冷却系统进气道进口格栅的格栅孔间距；
13、α为飞机通风冷却系统进气道进口格栅的格栅孔相对于来流方向的夹角；
14、η为飞机通风冷却系统进气道进口格栅的格栅孔开孔率；
15、s为飞机通风冷却系统进气道进口格栅的格栅孔总浸湿面积；
16、a为飞机通风冷却系统进气道进口格栅的格栅孔开孔区域面积；
17、以流阻等效格栅进行cfd仿真计算或缩比模型试验，验证飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻。
18、根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻等效验证方法中，飞机通风冷却系统进气道进口格栅的格栅孔为正方形孔时，对于 η'=η，具体限定为i'/( i'+d')=i/( i+d)；
19、对于 s'=s，具体限定为k'i'h'=kih ，其中， k'为流阻等效格栅的格栅孔数， h'为流阻等效格栅的格栅孔深度；k为飞机通风冷却系统进气道进口格栅的格栅孔数，h为飞机通风冷却系统进气道进口格栅的格栅孔深度；
20、对于 a'=a，具体限定为k'i'i' =kii。
21、根据本申请的至少一个实施例，上述的飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻等效验证方法中，i'=3i。
22、本申请至少存在以下有益技术效果：
23、提供一种飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻等效验证方法，其通过设计格栅孔尺寸及其孔间距较大的流阻等效格栅，进行cfd仿真计算或缩比模型试验，验证飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻，对于cfd仿真计算而言，可降低网格划分的工作量，便于网格生成，对于缩比模型试验而言，可降低缩比模型的加工难度，易得到合格的缩比模型，以此对飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻进行验证，具有较高的效率，可满足格栅快速设计迭代的需求，此外，流阻等效格栅与飞机通风冷却系统进气道进口格栅的流阻，通过格栅孔形状、开孔区域形状、格栅孔相对于来流方向的夹角、格栅孔开孔率、格栅孔总浸湿面积、格栅孔开孔区域面积的一致进行保证，具有较高的准确性。
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1.一种飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻等效验证方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻等效验证方法，其特征在于，
3.根据权利要求1所述的飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻等效验证方法，其特征在于，
【技术特征摘要】
1.一种飞机通风冷却系统进气道进口格栅流阻等效验证方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的飞机通风冷却系统进气道进...
【专利技术属性】
技术研发人员：冯玉桦，王钊，王利敏，王超，王家启，刘庭申，王博仪，张辉，蔡明，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：
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