本发明属于流量系数测量领域，具体涉及一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数的测量装置和方法。
背景技术：
压力敏感涂料(psp，pressuresensitivepaint)技术，是一种用于空气动力测量的无接触式压力测量技术，其工作原理是通过压力敏感涂料中的光敏分子受到激光照射后激发出可见荧光，同时空气中的氧分子对受激光敏分子产生“氧猝灭”效应，从而使可见荧光的强度或寿命随着喷涂压力敏感涂料的物体表面压力的上升而下降，并且利用光学方法捕获空气流中喷涂压力敏感涂料的物体表面的图像，利用图像和图形处理方法计算得到该物体表面的全域压力分布。
增压舱是提高现代远程客机飞行性能和安全性能的重要装置之一，可以有效避免高速气流、低温等因素对飞机上人员的不良影响，提供舒适的舱内环境以满足飞机上人员的生理需要。增压过程为在常规状态下或紧急状态下向座舱(包括客舱和驾驶舱等)输送经过增压后的空气，然后经由排气活门排出机外。在飞行过程中，空气调节组件提供调节后的空气进入座舱，通过增压控制系统控制排气活门的排气量实现压力的控制，达到调控和保持座舱压力高度(座舱内部气压所对应的标准大气压力高度)的目的，获得增压的效果。目前，增压舱被广泛应用于民用飞机，民用飞机的各增压舱之间通过气流通道相互连接，一个增压舱发生泄漏时，其余舱室增压后的气体会通过增压舱流道快速流向发生泄漏的舱室，对机体结构造成极大的负荷，可能会造成严重的飞行事故。研究证明，大型飞机在飞行过程中如果出现裂痕或意外裂口，舱内气体会突然外泄，由于各舱间压力与大气压力不均衡，在各隔舱壁上会产生一个附加的泄压载荷。这个载荷可能造成结构局部失效，进而危及机体的承载能力；也可能因机体变形而造成飞机操纵失灵，最终导致灾难性事故发生。
现阶段计算飞机增压舱流道两端的泄压载荷采用的流量系数计算方法有两种，一种是通过测量增压舱流道上游滞止压力和下游静压力来测量流量系数；另一种是利用流体动力学方法，通过计算机对增压舱流道的三维模型进行离散化和求解，获得实际流量和增压舱内的压力分布，并由此计算流量系数。
现阶段通过测量飞机增压舱流道的上游滞止压力、下游静压力和上游滞止温度来测量飞机增压舱流道的流量系数，而飞机增压舱流道的上游滞止压力、下游静压力和上游滞止温度的测量难度较大，需要对其测量数据进行近似取值，导致引入额外的测量误差。且由于实际环境限制，用于测量和验证的数据有限，难以为优化改进工作提供足够参考。
技术实现要素：
为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数的测量装置和方法。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：
一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数的测量装置，包括：供气模块、调节模块、试验模块和测量模块，其中，
所述供气模块，用于向所述试验模块提供负压环境；
所述调节模块，用于调节所述试验模块的上游滞止压力达到第一目标压力、下游静压力达到第二目标压力；
所述试验模块，用于为流量系数的测量提供具有缩比模型的试验模型；
所述测量模块，用于在所述试验模块的所述上游滞止压力达到第一目标压力、所述下游静压力达到第二目标压力时，测量所述试验模块的上游滞止温度和实际流量。
在本发明的一个实施例中，所述供气模块包括真空泵和喇叭口，其中，
所述真空泵设置于所述测量装置的排气端，所述喇叭口设置于所述测量装置的进气端。
在本发明的一个实施例中，所述调节模块包括第一阀门、第二阀门和第三阀门，其中，
所述第一阀门的排气端和所述第二阀门的排气端均与所述真空泵的进气端连接，所述第一阀门的进气端空置，所述第二阀门的进气端通过所述试验模块与所述第三阀门的排气端连接，所述第三阀门的进气端与所述喇叭口连接。
在本发明的一个实施例中，所述第一阀门、所述第二阀门和所述第三阀门均为升降式闸阀。
在本发明的一个实施例中，所述试验模块包括上游舱室、流道和下游舱室，其中，
所述上游舱室的进气端与所述第三阀门的排气端连接，所述上游舱室的排气端通过所述流道与所述下游舱室的进气端连接，所述下游舱室的排气端与所述第二阀门的进气端连接。
在本发明的一个实施例中，所述试验模块还包括第一观察窗和第二观察窗，其中，所述第一观察窗设置于所述上游舱室上，所述第二观察窗设置于所述下游舱室上。
在本发明的一个实施例中，所述试验模块还包括缩比模型，其中，所述缩比模型设置于所述流道内。
在本发明的一个实施例中，所述测量模块包括温度传感器、流量计、激发光源、相机和压力敏感漆，其中，
所述温度传感器设置于所述上游舱室的外壁上，所述流量计设置于所述第二阀门的进气端与所述下游舱室的排气端之间、或者设置于所述第三阀门的排气端与所述上游舱室的进气端之间，所述激发光源设置于可照射所述第一观察窗和所述第二观察窗的位置，所述相机设置于可拍摄所述第一观察窗和所述第二观察窗的位置，所述压力敏感漆分别覆于所述流道的内壁和所述下游舱室的内壁上。
一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数的测量方法，包括：
通过供气模块向试验模块提供负压环境；
通过调节模块调节所述试验模块的上游滞止压力达到第一目标压力、下游静压力达到第二目标压力；
当所述试验模块的所述上游滞止压力达到第一目标压力、所述下游静压力达到第二目标压力时，通过测量模块测量所述试验模块的上游滞止温度和实际流量m1；
根据所述上游滞止压力、所述下游静压力和所述上游滞止温度得到理想流量m2；
根据所述实际流量m1和所述理想流量m2得到流量系数cd。
本发明的有益效果：
本发明公开了一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数的测量装置和方法，本测量装置的供气模块用来为试验舱室提供负压环境，其调节模块用来调节试验模块的上游滞止压力达到第一目标压力、下游静压力达到第二目标压力，测量模块用来测量试验模块的上游滞止温度，由试验模块的上游滞止压力、下游静压力和上游滞止温度可精确计算出理想流量m2，测量模块还可用来测量试验模块的实际流量m1，通过实际流量m1和理想流量m2得到流量系数cd，通过本计算方法可精确的计算出增压舱流道的流量系数。试验模块支持多种缩比模型，不同缩比模型可对应得到不同的典型流量系数，为测量装置结构的优化设计提供了重要的参考，并对现有的计算机模拟方法进行验证和改进。
以下将结合附图及实施例对本发明做进一步详细说明。
附图说明
图1是本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数测量装置的模块图；
图2是本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数测量装置的结构图；
图3是本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数测量装置的试验模块侧视图；
图4是本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数测量装置的试验模块剖面图；
图5是本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数测量方法图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明做进一步详细的描述，但本发明的实施方式不限于此。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
实施例一
请参见图1，图1是本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数测量装置的模块图。本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数的测量装置，包括：供气模块1、调节模块2、试验模块3和测量模块4，其中，
供气模块1，用于向试验模块3提供负压环境；
调节模块2，用于调节试验模块3的上游滞止压力达到第一目标压力、下游静压力达到第二目标压力；
试验模块3，用于为流量系数的测量提供具有缩比模型的试验模型；
测量模块4，用于在试验模块3的上游滞止压力达到第一目标压力、下游静压力达到第二目标压力时，测量试验模块3的上游滞止温度和实际流量。
具体地，供气模块1向内抽气，调节模块2调节试验模块3的上游滞止压力和下游静压力，当试验模块3的上游滞止压力达到第一目标压力、下游静压力达到第二目标压力时，测量模块4测量试验模块3可得到上游滞止温度和实际流量m1，将上游滞止压力、下游静压力和上游滞止温度代入理想流量m2的计算公式中得到理想流量m2，将实际流量m1和理想流量m2代入流量系数cd的计算公式中得到流量系数cd。
理想流量m2的计算公式为：
其中，ptc为上游滞止压力，单位为kpa；pm为下游静压力，单位为kpa；a为调节模块内的流道截面积，单位为m2；ts为上游滞止温度，单位为k；r为气体常数，优选为287，单位为j/mol·k；k为绝热系数，优选为1.4。
流量系数cd的计算公式为：
本测量装置通过对试验模块的上游滞止压力、下游静压力和上游滞止温度进行测量，以精确的计算方法得到增压舱流道的理想流量m2，同时对试验模块3的实际流量m1进行测量，然后将实际流量m1和理想流量m2代入流量系数cd的计算公式精确地计算出增压舱流道的流量系数cd。试验模块可提供多种缩比模型用以计算得到多种典型的流量系数，为测量装置结构的优化设计提供了重要的参考，并对现有的计算机模拟方法进行验证和改进。
实施例二
请参见图2，图2是本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数测量装置的结构图。供气模块1包括真空泵11和喇叭口12，其中，真空泵11设置于测量装置的排气端，喇叭口12设置于测量装置的进气端。
实验开始后，开启真空泵11，真空泵11向内抽吸空气，空气从喇叭口12进入测量装置，最后由真空泵11排出装置外。本实施例中使用的真空泵11是由螺杆空压机将进气口和出气口对换改装而成，其结构由一个具有凸齿的阳螺杆转子和一个具有凹齿槽的阴螺杆转子及机壳等组成，进气口和排气口设在机壳两端且呈对角线布置，真空泵11运行时，空气由真空泵11的进气端吸入，阳螺杆转子、阴螺杆转子与机壳形成闭合空间，然后随阳螺杆转子和阴螺杆转子旋转形成v形的闭塞压缩腔，压缩后的气体由真空泵11的排气口排出。真空泵11的型号例如可以为ce177g，功率为110kw，最大流量为1200m3/h。
调节模块2包括第一阀门21、第二阀门22和第三阀门23，其中，第一阀门21的排气端和第二阀门22的排气端均与真空泵11的进气端连接，第一阀门21的进气端空置，第二阀门22的进气端通过试验模块3与第三阀门23的排气端连接，第三阀门23的进气端与喇叭口12连接。
进一步地，第一阀门21、第二阀门22和第三阀门23均为升降式闸阀。
在本实施例中，第一阀门21、第二阀门22和第三阀门23用来控制试验模块3中的气体压力，通过调节第一阀门21、第二阀门22或第三阀门23的闸板的高低来调节气体的流通，因为将闸板升高，增加通过的气体流量，将闸板降低，减少通过的气体流量，所以，当进气端的阀门闸板升高，排气端的阀门闸板降低，试验模块3中的气体流量升高，上游滞止压力和下游静压力的压差增大；当进气端的阀门闸板降低，排气端的阀门闸板升高，试验模块3中的气体流量降低，上游滞止压力和下游静压力的压差减小。第一阀门21、第二阀门22和第三阀门23均为升降式闸阀，其型号例如可以为dn60，不锈钢材质。
请参见图3，图3是本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数测量装置的试验模块侧视图。试验模块3包括上游舱室31、流道32和下游舱室33，其中，上游舱室31的进气端与第三阀门23的排气端连接，上游舱室31的排气端通过流道32与下游舱室33的进气端连接，下游舱室33的排气端与第二阀门22的进气端连接。
试验模块3包括上游舱室31、流道32和下游舱室33，上游舱室31为试验模块3的进气端，下游舱室33为试验模块3排气端，通过调节试验模块3前后的阀门开关大小可调节试验模块3中的气体流量。具体地，将第三阀门23的闸板升高，第二阀门22的闸板降低，试验模块3中的气体流量升高，即气压升高；将第三阀门23的闸板降低，第二阀门22的闸板升高，试验模块3中的气体流量降低，即气压降低。第一阀门21用来与第二阀门22和第三阀门23对试验模块3中的气体流量进行协同调节。上游舱室31和下游舱室33均为渐扩结构，渐扩结构为一端横截面积小，另一端横截面积大的结构，用来保证试验模块内气压均匀，实现流量系数测量的稳定性。流道32连接在上游舱室31的渐扩端和下游舱室33的渐扩端之间，用于放置试验件来模拟不同的流通通道舱室，试验件例如可以为格栅形通道或菱形通道。上游舱室31、流道32和下游舱室33的材料均为不锈钢材料。
请参见图4，图4是本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数测量装置的试验模块剖面图。试验模块3还包括第一观察窗34和第二观察窗35，其中，第一观察窗34设置于上游舱室31上，第二观察窗35设置于下游舱室33上。
本实施例中，第一观察窗34和第二观察窗35均为无色透明的石英玻璃材质，用来使激发光源发射的激光光束通过，并使此激光光束照射在试验模块3内喷涂有压力敏感漆的内壁上。
进一步地，试验模块3还包括缩比模型36，其中，缩比模型36设置于流道32内。
在航空领域中多用缩比模型36来模拟飞机结构进行研究，本实施例中，缩比模型36设置于流道32内，用来放置试验件以模拟不同的流通通道舱室，根据不同流通通道舱室可计算得到多种流量系数，对全机增压舱通道流量系数进行试验验证，避免设计过程出现冗余浪费甚至重新设计，多种流量系数可以形成飞机舱间通道流量系数数据库，提高飞机设计人员的正向设计能力，从而提高强度校核输入和内饰设计输入的迭代输入能力。
测量模块4包括温度传感器41、流量计42、激发光源43、相机44和压力敏感漆45，其中，温度传感器41设置于上游舱室31的外壁上，流量计42设置于第二阀门22的进气端与下游舱室33的排气端之间、或者设置于第三阀门23的排气端与上游舱室31的进气端之间，激发光源43设置于可照射第一观察窗34和第二观察窗35的位置，相机44设置于可拍摄第一观察窗34和第二观察窗35的位置，压力敏感漆45分别覆于流道32的内壁上和下游舱室33的内壁上。
在本实施例中，测量模块4用来测量试验模块3的上游滞止压力、下游静压力和上游滞止温度，可由上游滞止压力、下游静压力和上游滞止温度得到理想流量m2，同时可用来测量测量装置的实际流量m1，最后，根据实际流量m1和理想流量m2得到流量系数cd。
具体地，激发光源43用来发射激光光束，当此激光光束照射到喷涂有压力敏感漆45的流道32内壁上得到第一荧光光束，当此激光光束照射到喷涂有压力敏感漆45的下游舱室33内壁上得到第二荧光光束，通过相机44记录第一荧光光束的光强度和第二荧光光束的光强度，根据光强对照表，由第一荧光光束的光强度得到上游滞止压力，由第二荧光光束的光强度得到下游静压力。此光强对照表为现有技术，由压力敏感漆45购买厂家提供，可由获得的光束的光强度得出喷涂有压力敏感漆45的内壁上的压力值。通过温度传感器41测量上游舱室31的上游滞止温度，由上游滞止压力、下游静压力和上游滞止温度得到理想流量m2。通过流量计42测量本测量装置的实际流量m1，将实际流量m1和理想流量m2代入流量系数cd的计算公式
综上所述，激发光源43用来发射激光光束，其型号例如可以为mp-le1007，最大波长为470nm，最大光照强度1.7×106lux；相机44用来记录试验模块3内壁上激发出的荧光光束的光强度，其型号例如可以为pco.edge5.5，最高分辨率为2560×2160，a/d转换为14位；温度传感器41为热电阻传感器，用来测量试验模块3的上游舱室31的上游滞止温度，其型号例如可以为pt100；流量计42为文丘里管流量计，文丘里管流量计为现有技术，用来测量本测量装置的实际流量m1，最大流量为1200m3/h；采用压力敏感涂料技术将压力敏感漆喷涂在试验模块3的目标内壁上，压力敏感漆为现有技术产品，压力敏感涂料技术为非接触式技术，在不干扰增压舱内部气体流动的条件下测量试验模块内壁上的压力分布，可深入分析增压舱流道的几何参数与工况参数的影响规律。其型号例如可以为issiunifib，灵敏度为0.8％kpa；供气模块1、调节模块2和试验模块3之间均通过不锈钢管道进行连接，其直径与阀门相同。
实施例三
在实施例一和实施例二基础上，请参见图5，图5是本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数测量方法图。本发明实施例提供的一种基于压力敏感漆的增压舱流道流量系数的测量方法，包括：
s1、通过供气模块1向试验模块3提供负压环境。
具体地，供气模块1包括真空泵11和喇叭口12，开启真空泵11前，需要检查确认试验模块3的流道32中的试验件连接牢固且气密性完好。开启真空泵11后，通过喇叭口12向试验模块3内进行抽气以提供负压环境。
s2、通过调节模块2调节试验模块3的上游滞止压力达到第一目标压力、下游静压力达到第二目标压力。
通过调节模块2调节试验模块3前端和后端的阀门闸板的高低来调节试验模块3中的气体流量，进而调节试验模块3的上游滞止压力与下游静压力的压差，因为通过将阀门闸板升高，可以增加通过的气体流量，将阀门闸板降低，可以减少通过的气体流量，因此当试验模块3进气端的阀门闸板升高，排气端的阀门闸板降低，试验模块3内的气体流量升高，上游滞止压力与下游静压力的压差增大；当试验模块3排气端的阀门闸板升高，进气端的阀门闸板降低，试验模块3内的气体流量降低，上游滞止压力与下游静压力的压差减小，直到试验模块3内的上游滞止压力与下游静压力的压差达到目标压差。
s3、当试验模块3的上游滞止压力达到第一目标压力、下游静压力达到第二目标压力时，通过测量模块4测量试验模块3的上游滞止温度和实际流量m1。
测量模块4包括温度传感器41、流量计42、激发光源43、相机44和压力敏感漆45，当试验模块3的上游滞止压力达到第一目标压力、下游静压力达到第二目标压力时，将激发光源43发射的激光光束照射到喷涂有压力敏感漆45的流道32内壁上得到第一荧光光束，通过相机44记录此第一荧光光束的光强，激光光束照射到喷涂有压力敏感漆45的下游舱室33内壁上得到第二荧光光束，通过相机44记录此第二荧光光束的光强。
压力敏感漆45配套提供光强对照表，将第一荧光光束的光强代入光强对照表得到上游滞止压力，将第二荧光光束的光强代入光强对照表得到下游静压力。通过设置于上游舱室31外壁的温度传感器41测量上游舱室31的气体温度得到上游滞止温度，通过设置于试验模块3排气端或者进气端的流量计42测量流经本测量装置的气体流量实际流量m1。
s4、根据上游滞止压力、下游静压力和上游滞止温度得到理想流量m2。
将测量得到的上游滞止压力、下游静压力和上游滞止温度代入理想流量m2的计算公式，理想流量m2的计算公式为：
其中，ptc为上游滞止压力，单位为kpa；pm为下游静压力，单位为kpa；a为调节模块内的流道截面积，单位为m2；ts为上游滞止温度，单位为k；r为气体常数，优选为287，单位为j/(mol·k)；k为绝热系数，优选为1.4。
s5、根据实际流量m1和理想流量m2得到流量系数cd。
将测量得到的实际流量m1和计算得到的理想流量m2代入流量系数cd的计算公式，流量系数cd的计算公式为：
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。