间接测量发动机有效推力的方法
【专利摘要】本发明提供一种间接测量发动机有效推力的方法，用于测量吸气式一体化飞行器的发动机的有效推力，所述的飞行器为通流模型，带动力飞行器在风洞中开展推阻特性测量试验，风洞试验同时满足气动和发动机试验的模拟准则要求，试验中发动机点火燃烧，风洞天平测得飞行器总推力F天平总推力，并与计算或者测量得到的机体阻力D外阻相加，得到发动机有效推力；本发明的方法避免计算冷态内阻，而是通过热态试验测得的总推力加上流道之外的机体阻力得到发动机有效推力，提高了吸气式一体化飞行器的发动机有效推力测量的准确性。
【专利说明】
间接测量发动机有效推力的方法
技术领域
[0001]本发明属于空气动力学技术领域，尤其是一种间接测量发动机有效推力的方法。
【背景技术】
[0002] 现有典型的吸气式一体化飞行器机身与发动机高度融合，如图1所示，1为机体一 体化构型，其机身前下表面是发动机进气道前体压缩面2,机身后下表面是发动机尾喷管的 后体膨胀面3,4为喷油，机体与发动机之间没有明显的分界线。
[0003] 为研究飞行器的气动与发动机性能，需进行机体/发动机力界面划分。采用"nose to tail"的划分方法(罗金玲，周丹，康宏琳，等.典型气动问题试验方法研究的综述[J].空 气动力学学报，2014，32(5): 600~609 ·)，将一体化飞行器各部件的受力体系划归机体系统 和推进系统。其中，机体系统包括机翼7、尾翼8、飞行器上表面和侧面9、发动机外罩10;推进 系统包括前体进气道5、发动机唇口以后的内流道11和尾喷管12,如图2所示。
[0004] 发动机有效推力是指发动机工作时流道壁面上受到的压力和摩擦力的合力在发 动机轴向上的分量。对于机体/推进一体化飞行器，有效推力适合于综合评价发动机内部燃 烧与流动过程效率。
[0005] 目前主要有发动机直连式试验，发动机自由射流试验、机体/发动机一体化试验这 二种试验方法。
[0006] 地面直连式试验只有发动机内流道，并不考察前体、进气道的压缩性能和阻力特 性，只关注燃烧室的工作过程及其性能。因此无法通过直连式试验测量发动机有效推力。
[0007] 发动机自由射流试验通常只有发动机的前体进气道完全在均匀区内，天平测得的 力包含了非均匀区的机体阻力，无法直接获得发动机有效推力（净推力），只能通过间接的 方法得到，目前主要计算方法如下所述。
[0008] 对试验模型发动机进行受力分析，得到发动机不工作时台架推力组成：
[0009] P台架，冷=_1>納沮_Di^_D夕祖
[0010] 发动机热态试验台架推力：
[0011] F 台架，热=：Feffect-D魏-D夕祖
[0012] 可以看出两种状态的推力差AF可由下式表示：
[0013] AF=F台架，热-F缴，冷
[0014] =Feffect+D/钠阻
[0015] 所以：
[0016] Feffect= AF-D/娜
[0017] 这种方法认为流道之外的机体阻力在发动机工作和不工作时保持不变，测量得到 的冷(不工作）、热（发动机注油燃烧)两种状态的推力差就等于流道推力差，那么扣掉发动 机不工作时的流道阻力就得到了发动机的有效推力。但是发动机不工作时的流道阻力也无 法直接测量获得，一般只能由计算得到，这就与计算精度相关，带来很大的不确定性。
[0018] 通过发动机自由射流试验获得发动机有效推力的方法主要是采用发动机工作和 不工作两种状态推力差减掉发动机不工作流道阻力的方法。这种方法最大的缺点是发动机 不工作流道阻力只能通过计算得到，而发动机内型面一般有支板、凹槽等复杂结构，发动机 内部流动存在大量的分离流、漩涡等，是一种非定常复杂流动，计算精度不高。
【发明内容】
[0019] 鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供另外一种间接测量发动机 有效推力的方法。本发明的核心思想就是飞行器带动力试验测量的总推力加上推进流道之 外的机体阻力得到发动机有效推力，避免了求解发动机的推进流道阻力。
[0020] 本发明的目的是通过以下技术方案实现：
[0021] -种间接测量发动机有效推力的方法，用于测量吸气式一体化飞行器的发动机的 有效推力，所述的飞行器为通流模型，带动力飞行器在风洞中开展推阻特性测量试验，风洞 试验同时满足气动和发动机试验的模拟准则要求，试验中发动机点火燃烧，风洞天平测得 飞行器总推力F天平銳肋，即发动机工作状态下的飞行器整机轴向推力，并与计算或者测量得 到的机体阻力以祖相加，得到发动机有效推力，发动机有效推力如下计算：
[0022] F截雌*=?天^颂坊^)外5且。
[0023] 作为优选方式，所述获得天平总推力F天肋的方法是在风洞进行一次飞行器带动 力试验，发动机点火燃烧，利用天平测得飞行器的总推力。
[0024]作为优选方式，机体阻力取阻是作用在推进流道以外的阻力为机体阻力。指根据 "nose to tail"力界划分方法，机体系统包括机翼、尾翼、飞行器上表面和侧面、发动机外 罩;推进流道包括前体进气道、发动机唇口以后的内流道和尾喷管。
[0025] 作为优选方式，利用数值模拟的方法获得机体阻力以祖。数值模拟方法是指根据不 同来流参数，采用计算流体力学方法获得全流场的流动特性，通过积分计算得到飞行器外 表面的合力，在推进方向的分量即是机体外阻以祖，进行数值模拟时，需要已知来流的条件 包括速度、温度、静压。
[0026] 作为优选方式，获得机体阻力的方法为:再进行一次风洞试验，所述的飞行器为通 流模型，对推进流道内部通道进行简化、整流，获得均匀出口流场，应用动量法获得推进流 道阻力，将风洞天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力，即得到飞行器机体阻力。
[0027] 作为优选方式，对推进流道内部通道进行简化的方式为把飞行器推进流道内部通 道替换成一个简化流道，简化流道入口与飞行器进气道出口连接，简化流道出口与飞行器 尾部平齐，简化流道由进气道出口开始扩张，形成扩张段，通过多孔整流板对内通道进行整 流，整流板前形成正激波，正激波后方流场从超音速减速至亚音速，亚音速气流通过整流板 后形成均匀的流场，出口处截面收缩使气流加速至一倍音速。
[0028]作为优选方式，多孔整流板距离简化流道扩张段出口的距离至少为整流板直径的 两倍。
[0029] 作为优选方式，所述简化流道为流量计。
[0030] 作为优选方式，用于测量出口静压的静压测点布置在出口截面上下壁面，总温总 压耙位于简化流道出口截面后。
[0031] 作为优选方式，利用动量法获得推进流道阻力的具体过程如下：
[0033] 式中，Dduct是需要求解的推进流道阻力，Pe为简化流道出口的气流密度，Ρ~为来流 密度，Ue为简化流道出口的气流速度，u~为来流速度，Pe是出口截面的静压，Ρ~是来流的静 压，是流量捕获面积、A1Q是简化流道出口截面面积，其中，PhUe未知，需通过以下方程 (2)、（3)求解：
[0035] 式中，R为通用气体常数(R = 287J/(kg · K));Te为简化流道出口气流温度，该值通 过方程(4)得到：
[0037]式中，Mae为简化流道出口马赫数，该值通过方程(5)得到；γ为比热比，与来流气 体组分相关，正常条件的空气下γ = 1.4;
[0039] 式中，出口总温TeO由总温总压耙测得，Mae通过方程(5)得到，因此知Te的值。
[0041] 式中，通过试验测量可知简化流道出口截面静压Pe、总压PeQ，γ为常数，因此可求 得Ma e;根据方程（1)得到推进流道阻力Ddu。*后，即可通过方程(6)得到飞行器机体阻力Dext; D all为天平测得的飞行器模型总阻力：
[0042] Dall = Dext+Dduct (6)0
[0043] 本发明的有益效果为：以往因为受限于地面试验设备的尺寸、试验时长等因素，只 能开展发动机自由射流试验，其试验模型不完全处于均匀区，且外形复杂程度高于飞行器 机体，导致其外部阻力难以计算。但飞行器机体/发动机试验中，普遍认为飞行器光滑外形 的外流场计算精度要高于发动机复杂流道的内流场计算精度。本发明通过开展飞行器机 体/发动机带动力试验，测量飞行器总推力，与流道之外的机体阻力相加后获得发动机的有 效推力，机体阻力主要基于机体外流的计算或试验结果，排除了计算复杂内通道流场带来 的不确定性，能更客观真实反映发动机有效推力。
【附图说明】
[0044] 图1为机体推进一体化飞行器示意图；
[0045]图2为一体化飞行器nose to tail力界划分方法示意图；
[0046]图3为流量计与天平安装位置示意图；
[0047]图4为测量设备安装位置示意图。
[0048] 1为机体一体化构型，2为前体压缩面，3为后体膨胀面，4为喷油，5为前体进气道，6 为唇口，7为机翼，8为尾翼，9为飞行器上表面和侧面，10为发动机外罩，11为发动机唇口以 后的内流道，12为尾喷管，13为进气道，14为扩张段，15为多孔整流板，16为流量计，17为天 平，18为静压测点，19为总温总压耙。
【具体实施方式】
[0049]以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书 所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实 施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离 本发明的精神下进行各种修饰或改变。
[0050] -种间接测量发动机有效推力的方法，用于测量吸气式一体化飞行器的发动机的 有效推力，所述的飞行器为通流模型，带动力飞行器在风洞中开展推阻特性测量试验，风洞 试验同时满足气动和发动机试验的模拟准则要求，试验中发动机点火燃烧，风洞天平测得 飞行器总推力F天平離*，并与计算或者测量得到的机体阻力必祖相加，得到发动机有效推力， 发动机有效推力如下计算：
[0051 ] F截雌t(=F天平雖办H)夕阻。
[0052]所述获得天平总推力F天平離*的方法是在风洞进行一次飞行器带动力试验，发动机 点火燃烧，利用天平测得飞行器的总推力。
[0053]可以利用数值模拟的方法获得机体阻力D州且。数值模拟方法是指根据不同来流参 数，采用计算流体力学方法获得全流场的流动特性，通过积分计算得到飞行器外表面的合 力，在推进方向的分量即是机体外阻以祖，进行数值模拟时，需要已知来流的条件包括速度、 温度、静压。
[0054] 此外，本实施例中获得机体阻力的方法为:再进行一次风洞试验，所述的飞行器为 通流模型，对推进流道内部通道进行简化、整流，获得均匀出口流场，应用动量法获得推进 流道阻力，将风洞天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力，即得到飞行器机体阻 力。
[0055] 如图3所示，对推进流道内部通道进行简化的方式为把飞行器推进流道内部通道 替换成一个简化流道，简化流道入口与飞行器进气道13出口连接，简化流道出口与飞行器 尾部平齐，简化流道由进气道出口开始扩张，形成扩张段14,通过多孔整流板15对内通道进 行整流，整流板15前形成正激波，正激波后方流场从超音速减速至亚音速，亚音速气流通过 整流板后形成均匀的流场，出口处截面收缩使气流加速至一倍音速。
[0056] 进一步的，本实施例中所述简化流道为流量计16。流量计入口与进气道出口相连 接，流量计出口与飞行器模型尾部平齐，如图3所示。不用流量计，采用其他简化流道也可以 应用此方案。
[0057]多孔整流板15距离简化流道扩张段出口的距离至少为整流板直径的两倍。这样给 予气流一个缓冲距离，以免正激波反压回扩张段。
[0058] 所述天平17为盒式天平。天平外形尺寸采用扁平结构。流量计内通道由进气道出 口截面逐渐转为圆截面，通过多孔整流板对内通道进行整流，获得较为均匀的出口流场，出 口处截面收缩形成音速喷嘴。
[0059] 用于测量出口静压的静压测点18布置在出口截面上下壁面，总温总压耙19位于简 化流道出口截面后。如图4所示。
[0060] 利用动量法获得推进流道阻力的具体过程如下：
[0062]式中，D-t是需要求解的推进流道阻力，Pe为流量计出口的气流密度，Ρ~为来流密 度，为流量计出口的气流速度，u~为来流速度，是出口截面的静压，Ρ~是来流的静压，Α~ 是流量捕获面积，A1Q是流量计出口截面面积，其中，PhUe未知，需通过以下方程(2)、（3)求 解：
[0064] 式中，R为通用气体常数(R = 287J/(kg · K));Te为流量计出口气流温度，该值通过 方程(4)得到：
[0066]式中，Mae为流量计出口马赫数，该值通过方程(5)得到；γ为比热比，与来流气体 组分相关，正常条件的空气下γ = 1.4;
[0068] 式中，出口总温TeQ由总温总压耙测得，Mae通过方程(5)得到，因此知Te的值：
[0070] 式中，通过试验测量测得出口截面静压、总压P+ γ为常数，因此求得Mae;根据 方程（1)得到推进流道阻力Ddw后，即通过方程(6)得到飞行器机体阻力Dext;D all为天平测 得的飞行器模型总阻力：
[0071] Dall = Dext+Dduct (6)0
[0072] 上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟 悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因 此，凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成 的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。
【主权项】
1. 一种间接测量发动机有效推力的方法，用于测量吸气式一体化飞行器的发动机的有 效推力，所述的飞行器为通流模型，其特征在于:带动力飞行器在风桐中开展推阻特性测量 试验，风桐试验同时满足气动和发动机试验的模拟准则要求，试验中发动机点火燃烧，风桐 天平测得飞行器总推力朽?陆推力，并与计算或者测量得到的机体阻力〇4陋相加，得到发动机有 效推力，发动机有效推力如下计算： 輪励=F天平宮勘+D夕陋。2. 如权利要求1所述的方法，其特征在于:所述获得天平总推力朽?FM执的方法是在风桐 进行一次飞行器带动力试验，发动机点火燃烧，利用天平测得飞行器的总推力。3. 如权利要求1所述的方法，其特征在于:机体阻力化陋是指作用在推进流道W外的阻 力为机体阻力，根据"nose to tail"力界划分方法，机体系统包括机翼、尾翼、飞行器上表 面和侧面、发动机外罩;推进流道包括前体进气道、发动机唇口 W后的内流道和尾喷管。4. 如权利要求1所述的方法，其特征在于:利用数值模拟的方法获得机体阻力〇4陋，数值 模拟方法是指根据不同来流参数，采用计算流体力学方法获得全流场的流动特性，通过积 分计算得到飞行器外表面的合力，在推进方向的分量即是机体外阻〇4陋，进行数值模拟时， 需要已知来流的条件包括速度、溫度、静压。5. 如权利要求1所述的方法，其特征在于：获得机体阻力的方法为:再进行一次风桐试 验，所述的飞行器为通流模型，对推进流道内部通道进行简化、整流，获得均匀出口流场，应 用动量法获得推进流道阻力，将风桐天平测得的飞行器模型总阻力减去推进流道阻力，即 得到飞行器机体阻力。6. 如权利要求5所述的方法，其特征在于:对推进流道内部通道进行简化的方式为把飞 行器推进流道内部通道替换成一个简化流道，简化流道入口与飞行器进气道出口连接，简 化流道出口与飞行器尾部平齐，简化流道由进气道出口开始扩张，形成扩张段，通过多孔整 流板对内通道进行整流，整流板前形成正激波，正激波后方流场从超音速减速至亚音速，亚 音速气流通过整流板后形成均匀的流场，出口处截面收缩使气流加速至一倍音速。7. 如权利要求6所述的方法，其特征在于：多孔整流板距离简化流道扩张段出口的距离 至少为整流板直径的两倍。8. 如权利要求6所述的方法，其特征在于:所述简化流道为流量计。9. 如权利要求6所述的方法，其特征在于：用于测量出口静压的静压测点布置在出口截 面上下壁面，总溫总压祀位于简化流道出口截面后。10. 如权利要求6所述的方法，其特征在于:利用动量法获得推进流道阻力的具体过程 如下：(1) 式中，DduEt是需要求解的推进流道阻力，Pe为简化流道出口的气流密度，Ρ?为来流密度， Ue为简化流道出口的气流速度，11?为来流速度，Pe是出口截面的静压，Ρ?是来流的静压，Α?是 流量捕获面积、AlO是简化流道出口截面面积，其中，Pe、Ue未知，需通过W下方程(2 )、（ 3 )求 解：(2) 式中，R为通用气体常数(R=287jAkg · K));Te为简化流道出口气流溫度，该值通过方 程(4)得到：(3) 式中，Mae为简化流道出口马赫数，该值通过方程(5)得到；丫为比热比，与来流气体组分 相关，正常条件的空气下丫 =1.4;(4) 式中，出口总溫TeO由总溫总压祀测得，Mae通过方程巧)得到，因此求得Te的值：(5：) 式中，通过试验测量知简化流道出口截面静压Pe、总压PeO，Y为常数，因此求得Mae ;根据 方程（1)得到推进流道阻力Dduct后，即通过方程(6)得到飞行器机体阻力Dext;Dall为天平测 得的飞行器模型总阻力：
【文档编号】G01M9/06GK106092420SQ201610364543
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年5月26日
【发明人】吴颖川, 贺元元, 张小庆, 贺伟, 王琪, 高昌, 吴杰, 韩奕宇
【申请人】中国人民解放军63820部队吸气式高超声速技术研究中心