一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法与流程

本发明属于螺旋桨飞机试验技术领域，涉及一种螺旋桨飞机风洞试验的方法，具体涉及一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法。

背景技术：

螺旋桨飞机的研制中，飞机气动特性的准确与否直接影响飞机的性能与操稳特性分析。而飞机气动特性数据需要通过螺旋桨带动力风洞试验获取，为相关专业提供输入。

有些螺旋桨发动机主进气口布置在螺旋桨周围，飞机在实际飞行时进气口进气，进气口外的气流沿着短舱外形流过。由于进气口离螺旋桨很近，风洞试验中无法通过对主发进气口进行锥面修型来近似模拟该区域的真实流场形态，只能采用平面封堵，造成气流堵塞，导致全机的阻力增加。

通过在进气口封堵平面处布置测压点，在进行风洞试验时测量该平面的压强，对其进行积分得到阻力量，并将其从全机试验结果中扣除。该主发进气口阻力修正方法已经应用到某飞机的型号研制中。

国内在过去进行过很多型号的螺旋桨动力模拟风洞试验，在过去的动力模拟风洞试验时，发动机基本都采用涡桨6系列发动机，主发进气口处都仅进行了平面封堵，没有对阻力进行修正，给全机气动特性数据造成误差。

技术实现要素：

为了解决上述问题，本发明提供了一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，修正风洞试验中由于对主发进气口平面封堵造成的额外阻力。

本发明的技术方案是：一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，使用螺旋桨模型设备，在螺旋桨模型设备的环形主发进气口处布置测压点，在进行风洞试验时，使用此处的测压点测得不同试验构型下的压强，通过计算压强结果来对风洞试验结果进行修正。

进一步的，试验测得的压强进行积分，得到该测压点处的载荷，即主发进气口的阻力。

进一步的，将全机试验结果扣除主发进气口的阻力，完成修正。

进一步的，在环形主发进气口处均匀布置环形的测压点。

进一步的，在环形主发进气口处设置封堵环，封堵环的环面上环向均匀设置多个测压孔，每个测压孔内连接测压管道和压力传感器的测量点。

进一步的，环向设置的多个测压孔在环向上均匀间隔，每个间隔在径向上排列两个测压孔。

进一步的，在进行风洞试验时，对所有测压点测得不同试验构型下的压强，对这些压强进行积分，得到主发进气口处的总载荷，即主发进气口的阻力。

进一步的，环形主发进气口处设置的封堵环环面为平面，封堵环环面与发动机短舱前表面平齐。

本发明的优点是：本发明主要对螺旋桨飞机带动力风洞试验中环形主发进气口产生的额外阻力采用了新的修正方法，该方法可以提高螺旋桨飞机带动力风洞试验中全机阻力测量的准度，并且已经应用于某飞机的研制中。

附图说明

图1是本发明螺旋桨发动机主进气口与螺旋桨位置关系图；

图2是本发明螺旋桨进气口测压点布置示意图；

其中，1—发动机短舱，2—螺旋桨，3—主发进气口，4—测压点。

具体实施方式

本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。

一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，使用螺旋桨模型设备，在螺旋桨模型设备的环形主发进气口处布置测压点，在进行风洞试验时，使用此处的测压点测得不同试验构型下的压强，通过计算压强结果来对风洞试验结果进行修正。

试验测得的压强进行积分，得到该测压点处的载荷，即主发进气口的阻力。

将全机试验结果扣除主发进气口的阻力，完成修正。

在环形主发进气口处均匀布置环形的测压点。

环形主发进气口处设置封堵环，封堵环的环面上环向均匀设置多个测压孔，每个测压孔内连接测压管道和压力传感器的测量点。

环向设置的多个测压孔在环向上均匀间隔，每个间隔在径向上排列两个测压孔。

在进行风洞试验时，对所有测压点测得不同试验构型下的压强，对这些压强进行积分，得到主发进气口处的总载荷，即主发进气口的阻力。

环形主发进气口处设置的封堵环环面为平面，封堵环环面与发动机短舱前表面平齐。

下面结合附图说明本发明另一个实施例。

本发明来自于ea飞机螺旋桨动力模拟全机低速测力风洞试验，通过该试验得到飞机不同动力状态下的全机气动力数据。

在以往的带动力模拟风洞试验中，该飞机螺旋桨发动机主进气口布置在螺旋桨转轴周围，为环形进气口。飞机在空中飞行时，发动机通过环形进气口进气，此处理论上不产生空气阻力。风洞试验时，根据gjb180a-2006《低速飞机模型设计准则》要求，低亚音速飞机进气口应设计成具有一定锥度的整流堵块，使该处流场近似模拟真实流态，使附加阻力最小化。但是此方法并不适用该型螺旋桨飞机主发进气口，因为进气口离螺旋桨太近，无法做堵锥，只能采用平面封堵，产生了附加阻力。

通过在环形主发进气口处均匀布置环形测压点，在进行风洞试验时，此处的测压点测得不同试验构型下的压强，并对这些测压结果进行积分，得到该处的总载荷，即迎风阻力，再将全机试验结果扣除主发进气口的阻力，完成了对主发进气口阻力修正。

主发进气口外形及测压点布置见图1和图2所示。

本发明中螺旋桨模型部件分成发动机短舱1、螺旋桨2、环形的主发进气口3、测压点4等几部分。

将封堵环设在主发进气口3上，将主发进气口3堵住，封堵环上均匀制孔，孔内用软管连接压力传感器，压力传感器具有多个测量点，因此这些孔成为测压孔。

技术特征：

1.一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，其特征在于，使用螺旋桨模型设备，在螺旋桨模型设备的环形主发进气口处布置测压点，在进行风洞试验时，使用此处的测压点测得不同试验构型下的压强，通过计算压强结果来对风洞试验结果进行修正。

2.根据权利要求1所述的一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，其特征在于，对试验测得的压强进行积分，得到该测压点处的载荷，即主发进气口的阻力。

3.根据权利要求2所述的一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，其特征在于，将全机试验结果扣除主发进气口的阻力，完成修正。

4.根据权利要求1所述的一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，其特征在于，在环形主发进气口处均匀布置环形的测压点。

5.根据权利要求1所述的一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，其特征在于，在环形主发进气口处设置封堵环，封堵环的环面上环向均匀设置多个测压孔，每个测压孔内连接测压管道和压力传感器的测量点。

6.根据权利要求5所述的一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，其特征在于，环向设置的多个测压孔在环向上均匀间隔，每个间隔在径向上排列两个测压孔。

7.根据权利要求6所述的一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，其特征在于，在进行风洞试验时，对所有测压点测得不同试验构型下的压强，对这些压强进行积分，得到主发进气口处的总载荷，即主发进气口的阻力。

8.根据权利要求5所述的一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，其特征在于，环形主发进气口处设置的封堵环环面为平面，封堵环环面与发动机短舱前表面平齐。

技术总结
本发明属于螺旋桨飞机试验技术领域，公开了一种螺旋桨飞机主发进气口阻力修正方法，使用螺旋桨模型设备，在螺旋桨模型设备的环形主发进气口处布置测压点，在进行风洞试验时，使用此处的测压点测得不同试验构型下的压强，对试验测得的压强进行积分，得到该测压点处的载荷，即主发进气口的阻力；将全机试验结果扣除主发进气口的阻力，完成修正。本发明主要对螺旋桨飞机带动力风洞试验中环形主发进气口产生的额外阻力采用了新的修正方法，该方法可以提高螺旋桨飞机带动力风洞试验中全机阻力测量的准度，并且已经应用于某飞机的研制中。

技术研发人员：杨连波;傅铖虎;张宏;杨立群
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：2020.12.24
技术公布日：2021.04.30