本发明涉及红外测试技术，具体涉及航空涡轮喷气发动机红外辐射特性试验用的尾流场测试装置。
背景技术：
我国自1987年颁布了gjb241-87，对军用航空涡轮喷气发动机规定了新研制的涡轮喷气发动机必须进行红外辐射特性的试验要求。大型涡轮喷气发动机排气尾流具有高速、高温和流场范围大等特点，测量装置在放入流场中需要承受较大的气动负荷与热负荷。
目前在进行涡轮喷气发动机排气尾流红外辐射特性试验时，一般采用网状矩形格栅测量耙，包括压力测量耙和温度测量耙，将压力测量探头和温度测量探头分别固定在网状矩形格栅上，这种方式由于网状矩形格栅数量多(测量耙多)，占用流场面积大，测量耙对气流的堵塞作用明显，影响测量精度；而且为了能够承受较大的气动负荷，支撑结构的体积也非常大，又进一步的增大了对气流的堵塞作用。
国内目前尚没有专用的发动机红外辐射特性实验测试设备、专用测试场地和相应的实验测试技术，虽然也开展了大量的数值模拟工作和小型试验研究，得到了许多有价值的研究成果，但总体上看，还没有形成系统性成果，技术成熟度也较低，绝大多数计算模型缺少实际发动机测量数据的验证，模型与实际情况有一定差异，计算结果的可信度不高。这些因素影响了国内红外辐射计算模型和软件的开发和修正，严重制约了军用航空发动机红外隐身技术的发展。因此以实际航空发动机为实验平台，采用多功能组合测量耙技术，开展航空涡轮喷气发动机红外辐射特性试验研究意义重大。
技术实现要素：
本发明针对现有技术存在的问题与不足，提出了一种航空涡轮喷气发动机尾流场测试装置。该装置通过滑车左右移动测量耙、前后移动测量耙安装架，实现全范围尾流场测试，避免了对气流的堵塞，提高了测量精度，而且可以满足高速、高温气流，大范围环境下高精度的测试要求。
本发明的技术方案为：
所述一种航空涡轮喷气发动机尾流场测试装置，其特征在于：包括组合测量耙，测量耙安装架和安装架固定装置；
所述组合测量耙为一端封闭的管状结构，在组合测量耙侧壁上开有若干朝向同一方向的温度测量孔和压力测量孔，温度测量孔中安装有温度测量探头，压力测量孔中安装有压力测量探头；相邻的一个温度测量孔和一个压力测量孔组成一个测量单元，一个测量单元内温度测量孔和压力测量孔的孔距不大于10mm；
所述测量耙安装架包括支撑钢构、滑车、导轨和传动机构；所述组合测量耙竖直安装在滑车上，且组合测量耙上的测量单元正对测试流场的来流方向；组合测量耙通过多根支撑杆进行支撑，且支撑杆处于组合测量耙相对于来流方向的两侧及背面；所述滑车处于支撑钢构内部的导轨上，所述传动机构能够带动滑车沿导轨移动；所述导轨垂直于测试流场的来流方向；
所述安装架固定装置包括紧固桩、地锚和钢索；支撑钢构两端通过紧固桩固定在安装基面上；在安装基面上还设置有地锚，在支撑钢构朝向测试流场来流方向的一面上，通过长钢索牵引支撑钢构上部与地锚，通过短钢索牵引支撑钢构下部与地锚。
进一步的优选方案，所述一种航空涡轮喷气发动机尾流场测试装置，其特征在于：所有温度测量孔沿组合测量耙轴向等间隔分布，所有压力测量孔沿组合测量耙轴向等间隔分布。
进一步的优选方案，所述一种航空涡轮喷气发动机尾流场测试装置，其特征在于：所述滑车采用内埋方式安装在支撑钢构内部，并处于支撑钢构内的导轨上，所述传动机构能够带动滑车沿导轨移动。
进一步的优选方案，所述一种航空涡轮喷气发动机尾流场测试装置，其特征在于：所述支撑钢构处于测试流场来流的下方羽流内。
进一步的优选方案，所述一种航空涡轮喷气发动机尾流场测试装置，其特征在于：温度测量探头采用铠装的k型热电偶，压力测量探头采用皮托管。
进一步的优选方案，所述一种航空涡轮喷气发动机尾流场测试装置，其特征在于：温度测量探头外安装有用于减小辐射误差的屏蔽罩。
有益效果
本发明的优点在于：在单管形式的组合测量耙上按等距间隔依次布置了若干个温度测量探头和若干个压力测量探头，通过滑车的左右移动和支撑钢构前后移动就可进行流场的全范围测量，避免了网状矩形格栅大面积占用流场通道的问题，采用这样的布局既减少了测量耙的数量，又大大减少了测量耙对流场测量的干扰，即提高了测量精度。同时，对组合测量耙的探头进行了设计，即采用皮托管的测量形式进行压力测量，采用铠装的k型热电偶进行温度测量，使组合测量耙上温度测量探头和压力测量探头足够近，这样每个点上计算得到的速度能较好地反映该点的真实速度，即提高了速度场的测量精度。其次，这样的布局避免了每测量一个截面，发动机就要停车，固定好网状矩形格栅后，再次进行发动机起动、暖机、到达指定状态后再进行试验这样一个重复过程，大大减少了发动机试验的时间和次数，减少了燃油消耗，即经济性得到提高。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1：一种航空涡轮喷气发动机尾流场测试装置结构示意图。
包括：1.组合测量耙；2.温度探头；3压力探头；4.滑车；5.支撑钢构；6.导轨；7.传动链条；8.地锚；9.钢索。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
如图1所示，本实施例中的一种航空涡轮喷气发动机尾流场测试装置，包括组合测量耙，测量耙安装架和安装架固定装置。
所述组合测量耙为一端封闭的管状结构，在组合测量耙侧壁上开有朝向同一方向的5个温度测量孔和5个压力测量孔，温度测量孔中安装有温度测量探头，压力测量孔中安装有压力测量探头，考虑到流场测量的准确度，压力测量探头同时测量总压和静压，温度测量探头外安装有用于减小辐射误差的屏蔽罩，降低测点感受的气流速度。本实施例中温度测量探头采用铠装的k型热电偶，压力测量探头采用皮托管。
5个温度测量孔沿组合测量耙轴向等间隔分布，5个压力测量孔沿组合测量耙轴向等间隔分布。相邻的一个温度测量孔和一个压力测量孔组成一个测量单元，一个测量单元内温度测量孔和压力测量孔的孔距不大于10mm。中间一个测量单元处于航空涡轮喷气发动机尾喷管中心线位置。本实施例中的组合测量耙避免了网状矩形格栅大面积占用流场通道的不足。
所述测量耙安装架包括支撑钢构、滑车、导轨和传动机构；所述组合测量耙竖直安装在滑车上，且组合测量耙上的测量单元正对测试流场的来流方向；组合测量耙通过三根支撑杆采用三点支撑的方式进行支撑，且支撑杆处于组合测量耙相对于来流方向的两侧及背面，避免对来流造成影响，并且能够提高组合测量耙在高速气流中的固定牢靠度；所述滑车采用内埋方式安装在支撑钢构内部，并处于支撑钢构内的导轨上，所述传动机构能够带动滑车沿导轨移动；所述导轨垂直于测试流场的来流方向；本实施例中，滑车沿导轨移动的最大移动距离为-2—+2米，这样可以测量垂直气流面上的流场分布，而沿来流方向前后移动支撑钢构可以测量发动机尾流不同截面的流场分布。
所述安装架固定装置包括紧固桩、地锚和钢索。支撑钢构两端通过紧固桩固定在安装基面上；在安装基面上还设置有地锚，在支撑钢构朝向测试流场来流方向的一面上，通过长钢索牵引支撑钢构上部与地锚，通过短钢索牵引支撑钢构下部与地锚。由于航空涡轮喷气发动机尾喷口的排气速度可达0.8马赫，由此产生的气动力达上万公斤，这样的固定方式，一方面减少了高速气流产生的高频激振对流场测量精度的影响，另一方面使支撑钢构得以牢靠的固定。
所述支撑钢构处于测试流场来流的下方羽流内，这样的装置和布局，一方面减少了流场测量耙的数量，另一方面减少了结构对流场的干扰，提高了测量精度。
本发明的工作原理是：利用热风洞实验(校准)确定温度恢复系数，利用组合测量耙上总温探头得到总温，由此计算出气流的静温；利用组合测量耙上压力探头得到气流的总静压，利用总静压和静温之间的相互关系，可以计算得出气流的m数和速度系数λ，即可确定出气流速度的大小。利用组合测量耙定距离的左右移动，即可得到垂直气流面上的温度场、压力场和速度场分布。利用测量耙安装架的前后移动，即可得到发动机尾流方向不同截面的温度场、压力场和速度场分布。
发动机流场测试时，首先将组合测量耙固定在测量耙安装架上，测量耙安装架固定在安装架固定装置上，检查滑车移动情况，按试验要求确定测量耙安装架的位置(如距离发动机尾喷口5m，滑车在尾喷口正中间0位置)，即可进行该位置的发动机开车测试。通过左右移动滑车，可以得到垂直气流面上的流场分布；移动测量耙安装架在尾流方向不同位置(如距离发动机尾喷口8m)，用同样左右移动滑车的方法，即可得到发动机尾流不同截面的流场分布。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。