間接測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力的方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種間接測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力的方法，用于測(cè)量吸氣式一體化飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)的有效推力，所述的飛行器為通流模型，帶動(dòng)力飛行器在風(fēng)洞中開(kāi)展推阻特性測(cè)量試驗(yàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)同時(shí)滿足氣動(dòng)和發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的模擬準(zhǔn)則要求，試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火燃燒，風(fēng)洞天平測(cè)得飛行器總推力F天平總推力，并與計(jì)算或者測(cè)量得到的機(jī)體阻力D外阻相加，得到發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力；本發(fā)明的方法避免計(jì)算冷態(tài)內(nèi)阻，而是通過(guò)熱態(tài)試驗(yàn)測(cè)得的總推力加上流道之外的機(jī)體阻力得到發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力，提高了吸氣式一體化飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力測(cè)量的準(zhǔn)確性。
【專利說(shuō)明】
間接測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力的方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明屬于空氣動(dòng)力學(xué)技術(shù)領(lǐng)域，尤其是一種間接測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力的方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 現(xiàn)有典型的吸氣式一體化飛行器機(jī)身與發(fā)動(dòng)機(jī)高度融合，如圖1所示，1為機(jī)體一 體化構(gòu)型，其機(jī)身前下表面是發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道前體壓縮面2,機(jī)身后下表面是發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的 后體膨脹面3,4為噴油，機(jī)體與發(fā)動(dòng)機(jī)之間沒(méi)有明顯的分界線。
[0003] 為研究飛行器的氣動(dòng)與發(fā)動(dòng)機(jī)性能，需進(jìn)行機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)力界面劃分。采用"nose to tail"的劃分方法(羅金玲，周丹，康宏琳，等.典型氣動(dòng)問(wèn)題試驗(yàn)方法研究的綜述[J].空 氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2014，32(5): 600~609 ·)，將一體化飛行器各部件的受力體系劃歸機(jī)體系統(tǒng) 和推進(jìn)系統(tǒng)。其中，機(jī)體系統(tǒng)包括機(jī)翼7、尾翼8、飛行器上表面和側(cè)面9、發(fā)動(dòng)機(jī)外罩10;推進(jìn) 系統(tǒng)包括前體進(jìn)氣道5、發(fā)動(dòng)機(jī)唇口以后的內(nèi)流道11和尾噴管12,如圖2所示。
[0004] 發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力是指發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)流道壁面上受到的壓力和摩擦力的合力在發(fā) 動(dòng)機(jī)軸向上的分量。對(duì)于機(jī)體/推進(jìn)一體化飛行器，有效推力適合于綜合評(píng)價(jià)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部燃 燒與流動(dòng)過(guò)程效率。
[0005] 目前主要有發(fā)動(dòng)機(jī)直連式試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)、機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化試驗(yàn)這 二種試驗(yàn)方法。
[0006] 地面直連式試驗(yàn)只有發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道，并不考察前體、進(jìn)氣道的壓縮性能和阻力特 性，只關(guān)注燃燒室的工作過(guò)程及其性能。因此無(wú)法通過(guò)直連式試驗(yàn)測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力。
[0007] 發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)通常只有發(fā)動(dòng)機(jī)的前體進(jìn)氣道完全在均勻區(qū)內(nèi)，天平測(cè)得的 力包含了非均勻區(qū)的機(jī)體阻力，無(wú)法直接獲得發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力（凈推力），只能通過(guò)間接的 方法得到，目前主要計(jì)算方法如下所述。
[0008] 對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶l(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行受力分析，得到發(fā)動(dòng)機(jī)不工作時(shí)臺(tái)架推力組成：
[0009] P臺(tái)架，冷=_1>納沮_Di^_D夕祖
[0010] 發(fā)動(dòng)機(jī)熱態(tài)試驗(yàn)臺(tái)架推力：
[0011] F 臺(tái)架，熱=：Feffect-D魏-D夕祖
[0012] 可以看出兩種狀態(tài)的推力差A(yù)F可由下式表示：
[0013] AF=F臺(tái)架，熱-F繳，冷
[0014] =Feffect+D/鈉阻
[0015] 所以：
[0016] Feffect= AF-D/娜
[0017] 這種方法認(rèn)為流道之外的機(jī)體阻力在發(fā)動(dòng)機(jī)工作和不工作時(shí)保持不變，測(cè)量得到 的冷(不工作）、熱（發(fā)動(dòng)機(jī)注油燃燒)兩種狀態(tài)的推力差就等于流道推力差，那么扣掉發(fā)動(dòng) 機(jī)不工作時(shí)的流道阻力就得到了發(fā)動(dòng)機(jī)的有效推力。但是發(fā)動(dòng)機(jī)不工作時(shí)的流道阻力也無(wú) 法直接測(cè)量獲得，一般只能由計(jì)算得到，這就與計(jì)算精度相關(guān)，帶來(lái)很大的不確定性。
[0018] 通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)獲得發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力的方法主要是采用發(fā)動(dòng)機(jī)工作和 不工作兩種狀態(tài)推力差減掉發(fā)動(dòng)機(jī)不工作流道阻力的方法。這種方法最大的缺點(diǎn)是發(fā)動(dòng)機(jī) 不工作流道阻力只能通過(guò)計(jì)算得到，而發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)型面一般有支板、凹槽等復(fù)雜結(jié)構(gòu)，發(fā)動(dòng)機(jī) 內(nèi)部流動(dòng)存在大量的分離流、漩渦等，是一種非定常復(fù)雜流動(dòng)，計(jì)算精度不高。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0019] 鑒于以上所述現(xiàn)有技術(shù)的缺點(diǎn)，本發(fā)明的目的在于提供另外一種間接測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī) 有效推力的方法。本發(fā)明的核心思想就是飛行器帶動(dòng)力試驗(yàn)測(cè)量的總推力加上推進(jìn)流道之 外的機(jī)體阻力得到發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力，避免了求解發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)流道阻力。
[0020] 本發(fā)明的目的是通過(guò)以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)：
[0021] -種間接測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力的方法，用于測(cè)量吸氣式一體化飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)的 有效推力，所述的飛行器為通流模型，帶動(dòng)力飛行器在風(fēng)洞中開(kāi)展推阻特性測(cè)量試驗(yàn)，風(fēng)洞 試驗(yàn)同時(shí)滿足氣動(dòng)和發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的模擬準(zhǔn)則要求，試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火燃燒，風(fēng)洞天平測(cè)得 飛行器總推力F天平銳肋，即發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)下的飛行器整機(jī)軸向推力，并與計(jì)算或者測(cè)量得 到的機(jī)體阻力以祖相加，得到發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力，發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力如下計(jì)算：
[0022] F截雌*=?天^頌坊^)外5且。
[0023] 作為優(yōu)選方式，所述獲得天平總推力F天肋的方法是在風(fēng)洞進(jìn)行一次飛行器帶動(dòng) 力試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火燃燒，利用天平測(cè)得飛行器的總推力。
[0024]作為優(yōu)選方式，機(jī)體阻力取阻是作用在推進(jìn)流道以外的阻力為機(jī)體阻力。指根據(jù) "nose to tail"力界劃分方法，機(jī)體系統(tǒng)包括機(jī)翼、尾翼、飛行器上表面和側(cè)面、發(fā)動(dòng)機(jī)外 罩;推進(jìn)流道包括前體進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)唇口以后的內(nèi)流道和尾噴管。
[0025] 作為優(yōu)選方式，利用數(shù)值模擬的方法獲得機(jī)體阻力以祖。數(shù)值模擬方法是指根據(jù)不 同來(lái)流參數(shù)，采用計(jì)算流體力學(xué)方法獲得全流場(chǎng)的流動(dòng)特性，通過(guò)積分計(jì)算得到飛行器外 表面的合力，在推進(jìn)方向的分量即是機(jī)體外阻以祖，進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)，需要已知來(lái)流的條件 包括速度、溫度、靜壓。
[0026] 作為優(yōu)選方式，獲得機(jī)體阻力的方法為:再進(jìn)行一次風(fēng)洞試驗(yàn)，所述的飛行器為通 流模型，對(duì)推進(jìn)流道內(nèi)部通道進(jìn)行簡(jiǎn)化、整流，獲得均勻出口流場(chǎng)，應(yīng)用動(dòng)量法獲得推進(jìn)流 道阻力，將風(fēng)洞天平測(cè)得的飛行器模型總阻力減去推進(jìn)流道阻力，即得到飛行器機(jī)體阻力。
[0027] 作為優(yōu)選方式，對(duì)推進(jìn)流道內(nèi)部通道進(jìn)行簡(jiǎn)化的方式為把飛行器推進(jìn)流道內(nèi)部通 道替換成一個(gè)簡(jiǎn)化流道，簡(jiǎn)化流道入口與飛行器進(jìn)氣道出口連接，簡(jiǎn)化流道出口與飛行器 尾部平齊，簡(jiǎn)化流道由進(jìn)氣道出口開(kāi)始擴(kuò)張，形成擴(kuò)張段，通過(guò)多孔整流板對(duì)內(nèi)通道進(jìn)行整 流，整流板前形成正激波，正激波后方流場(chǎng)從超音速減速至亞音速，亞音速氣流通過(guò)整流板 后形成均勻的流場(chǎng)，出口處截面收縮使氣流加速至一倍音速。
[0028]作為優(yōu)選方式，多孔整流板距離簡(jiǎn)化流道擴(kuò)張段出口的距離至少為整流板直徑的 兩倍。
[0029] 作為優(yōu)選方式，所述簡(jiǎn)化流道為流量計(jì)。
[0030] 作為優(yōu)選方式，用于測(cè)量出口靜壓的靜壓測(cè)點(diǎn)布置在出口截面上下壁面，總溫總 壓耙位于簡(jiǎn)化流道出口截面后。
[0031] 作為優(yōu)選方式，利用動(dòng)量法獲得推進(jìn)流道阻力的具體過(guò)程如下：
[0033] 式中，Dduct是需要求解的推進(jìn)流道阻力，Pe為簡(jiǎn)化流道出口的氣流密度，Ρ~為來(lái)流 密度，Ue為簡(jiǎn)化流道出口的氣流速度，u~為來(lái)流速度，Pe是出口截面的靜壓，Ρ~是來(lái)流的靜 壓，是流量捕獲面積、A1Q是簡(jiǎn)化流道出口截面面積，其中，PhUe未知，需通過(guò)以下方程 (2)、（3)求解：

[0035] 式中，R為通用氣體常數(shù)(R = 287J/(kg · K));Te為簡(jiǎn)化流道出口氣流溫度，該值通 過(guò)方程(4)得到：
[0037]式中，Mae為簡(jiǎn)化流道出口馬赫數(shù)，該值通過(guò)方程(5)得到；γ為比熱比，與來(lái)流氣 體組分相關(guān)，正常條件的空氣下γ = 1.4;
[0039] 式中，出口總溫TeO由總溫總壓耙測(cè)得，Mae通過(guò)方程(5)得到，因此知Te的值。
[0041] 式中，通過(guò)試驗(yàn)測(cè)量可知簡(jiǎn)化流道出口截面靜壓Pe、總壓PeQ，γ為常數(shù)，因此可求 得Ma e;根據(jù)方程（1)得到推進(jìn)流道阻力Ddu。*后，即可通過(guò)方程(6)得到飛行器機(jī)體阻力Dext; D all為天平測(cè)得的飛行器模型總阻力：
[0042] Dall = Dext+Dduct (6)0
[0043] 本發(fā)明的有益效果為：以往因?yàn)槭芟抻诘孛嬖囼?yàn)設(shè)備的尺寸、試驗(yàn)時(shí)長(zhǎng)等因素，只 能開(kāi)展發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)，其試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒煌耆幱诰鶆騾^(qū)，且外形復(fù)雜程度高于飛行器 機(jī)體，導(dǎo)致其外部阻力難以計(jì)算。但飛行器機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)中，普遍認(rèn)為飛行器光滑外形 的外流場(chǎng)計(jì)算精度要高于發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)雜流道的內(nèi)流場(chǎng)計(jì)算精度。本發(fā)明通過(guò)開(kāi)展飛行器機(jī) 體/發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)力試驗(yàn)，測(cè)量飛行器總推力，與流道之外的機(jī)體阻力相加后獲得發(fā)動(dòng)機(jī)的有 效推力，機(jī)體阻力主要基于機(jī)體外流的計(jì)算或試驗(yàn)結(jié)果，排除了計(jì)算復(fù)雜內(nèi)通道流場(chǎng)帶來(lái) 的不確定性，能更客觀真實(shí)反映發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力。
【附圖說(shuō)明】
[0044] 圖1為機(jī)體推進(jìn)一體化飛行器示意圖；
[0045]圖2為一體化飛行器nose to tail力界劃分方法示意圖；
[0046]圖3為流量計(jì)與天平安裝位置示意圖；
[0047]圖4為測(cè)量設(shè)備安裝位置示意圖。
[0048] 1為機(jī)體一體化構(gòu)型，2為前體壓縮面，3為后體膨脹面，4為噴油，5為前體進(jìn)氣道，6 為唇口，7為機(jī)翼，8為尾翼，9為飛行器上表面和側(cè)面，10為發(fā)動(dòng)機(jī)外罩，11為發(fā)動(dòng)機(jī)唇口以 后的內(nèi)流道，12為尾噴管，13為進(jìn)氣道，14為擴(kuò)張段，15為多孔整流板，16為流量計(jì)，17為天 平，18為靜壓測(cè)點(diǎn)，19為總溫總壓耙。
【具體實(shí)施方式】
[0049]以下通過(guò)特定的具體實(shí)例說(shuō)明本發(fā)明的實(shí)施方式，本領(lǐng)域技術(shù)人員可由本說(shuō)明書 所揭露的內(nèi)容輕易地了解本發(fā)明的其他優(yōu)點(diǎn)與功效。本發(fā)明還可以通過(guò)另外不同的具體實(shí) 施方式加以實(shí)施或應(yīng)用，本說(shuō)明書中的各項(xiàng)細(xì)節(jié)也可以基于不同觀點(diǎn)與應(yīng)用，在沒(méi)有背離 本發(fā)明的精神下進(jìn)行各種修飾或改變。
[0050] -種間接測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力的方法，用于測(cè)量吸氣式一體化飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)的 有效推力，所述的飛行器為通流模型，帶動(dòng)力飛行器在風(fēng)洞中開(kāi)展推阻特性測(cè)量試驗(yàn)，風(fēng)洞 試驗(yàn)同時(shí)滿足氣動(dòng)和發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的模擬準(zhǔn)則要求，試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火燃燒，風(fēng)洞天平測(cè)得 飛行器總推力F天平離*，并與計(jì)算或者測(cè)量得到的機(jī)體阻力必祖相加，得到發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力， 發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力如下計(jì)算：
[0051 ] F截雌t(=F天平雖辦H)夕阻。
[0052]所述獲得天平總推力F天平離*的方法是在風(fēng)洞進(jìn)行一次飛行器帶動(dòng)力試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī) 點(diǎn)火燃燒，利用天平測(cè)得飛行器的總推力。
[0053]可以利用數(shù)值模擬的方法獲得機(jī)體阻力D州且。數(shù)值模擬方法是指根據(jù)不同來(lái)流參 數(shù)，采用計(jì)算流體力學(xué)方法獲得全流場(chǎng)的流動(dòng)特性，通過(guò)積分計(jì)算得到飛行器外表面的合 力，在推進(jìn)方向的分量即是機(jī)體外阻以祖，進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)，需要已知來(lái)流的條件包括速度、 溫度、靜壓。
[0054] 此外，本實(shí)施例中獲得機(jī)體阻力的方法為:再進(jìn)行一次風(fēng)洞試驗(yàn)，所述的飛行器為 通流模型，對(duì)推進(jìn)流道內(nèi)部通道進(jìn)行簡(jiǎn)化、整流，獲得均勻出口流場(chǎng)，應(yīng)用動(dòng)量法獲得推進(jìn) 流道阻力，將風(fēng)洞天平測(cè)得的飛行器模型總阻力減去推進(jìn)流道阻力，即得到飛行器機(jī)體阻 力。
[0055] 如圖3所示，對(duì)推進(jìn)流道內(nèi)部通道進(jìn)行簡(jiǎn)化的方式為把飛行器推進(jìn)流道內(nèi)部通道 替換成一個(gè)簡(jiǎn)化流道，簡(jiǎn)化流道入口與飛行器進(jìn)氣道13出口連接，簡(jiǎn)化流道出口與飛行器 尾部平齊，簡(jiǎn)化流道由進(jìn)氣道出口開(kāi)始擴(kuò)張，形成擴(kuò)張段14,通過(guò)多孔整流板15對(duì)內(nèi)通道進(jìn) 行整流，整流板15前形成正激波，正激波后方流場(chǎng)從超音速減速至亞音速，亞音速氣流通過(guò) 整流板后形成均勻的流場(chǎng)，出口處截面收縮使氣流加速至一倍音速。
[0056] 進(jìn)一步的，本實(shí)施例中所述簡(jiǎn)化流道為流量計(jì)16。流量計(jì)入口與進(jìn)氣道出口相連 接，流量計(jì)出口與飛行器模型尾部平齊，如圖3所示。不用流量計(jì)，采用其他簡(jiǎn)化流道也可以 應(yīng)用此方案。
[0057]多孔整流板15距離簡(jiǎn)化流道擴(kuò)張段出口的距離至少為整流板直徑的兩倍。這樣給 予氣流一個(gè)緩沖距離，以免正激波反壓回?cái)U(kuò)張段。
[0058] 所述天平17為盒式天平。天平外形尺寸采用扁平結(jié)構(gòu)。流量計(jì)內(nèi)通道由進(jìn)氣道出 口截面逐漸轉(zhuǎn)為圓截面，通過(guò)多孔整流板對(duì)內(nèi)通道進(jìn)行整流，獲得較為均勻的出口流場(chǎng)，出 口處截面收縮形成音速噴嘴。
[0059] 用于測(cè)量出口靜壓的靜壓測(cè)點(diǎn)18布置在出口截面上下壁面，總溫總壓耙19位于簡(jiǎn) 化流道出口截面后。如圖4所示。
[0060] 利用動(dòng)量法獲得推進(jìn)流道阻力的具體過(guò)程如下：
[0062]式中，D-t是需要求解的推進(jìn)流道阻力，Pe為流量計(jì)出口的氣流密度，Ρ~為來(lái)流密 度，為流量計(jì)出口的氣流速度，u~為來(lái)流速度，是出口截面的靜壓，Ρ~是來(lái)流的靜壓，Α~ 是流量捕獲面積，A1Q是流量計(jì)出口截面面積，其中，PhUe未知，需通過(guò)以下方程(2)、（3)求 解：

[0064] 式中，R為通用氣體常數(shù)(R = 287J/(kg · K));Te為流量計(jì)出口氣流溫度，該值通過(guò) 方程(4)得到：
[0066]式中，Mae為流量計(jì)出口馬赫數(shù)，該值通過(guò)方程(5)得到；γ為比熱比，與來(lái)流氣體 組分相關(guān)，正常條件的空氣下γ = 1.4;
[0068] 式中，出口總溫TeQ由總溫總壓耙測(cè)得，Mae通過(guò)方程(5)得到，因此知Te的值：
[0070] 式中，通過(guò)試驗(yàn)測(cè)量測(cè)得出口截面靜壓、總壓P+ γ為常數(shù)，因此求得Mae;根據(jù) 方程（1)得到推進(jìn)流道阻力Ddw后，即通過(guò)方程(6)得到飛行器機(jī)體阻力Dext;D all為天平測(cè) 得的飛行器模型總阻力：
[0071] Dall = Dext+Dduct (6)0
[0072] 上述實(shí)施例僅例示性說(shuō)明本發(fā)明的原理及其功效，而非用于限制本發(fā)明。任何熟 悉此技術(shù)的人士皆可在不違背本發(fā)明的精神及范疇下，對(duì)上述實(shí)施例進(jìn)行修飾或改變。因 此，凡所屬技術(shù)領(lǐng)域中具有通常知識(shí)者在未脫離本發(fā)明所揭示的精神與技術(shù)思想下所完成 的一切等效修飾或改變，仍應(yīng)由本發(fā)明的權(quán)利要求所涵蓋。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種間接測(cè)量發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力的方法，用于測(cè)量吸氣式一體化飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)的有 效推力，所述的飛行器為通流模型，其特征在于:帶動(dòng)力飛行器在風(fēng)桐中開(kāi)展推阻特性測(cè)量 試驗(yàn)，風(fēng)桐試驗(yàn)同時(shí)滿足氣動(dòng)和發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的模擬準(zhǔn)則要求，試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火燃燒，風(fēng)桐 天平測(cè)得飛行器總推力朽?陸推力，并與計(jì)算或者測(cè)量得到的機(jī)體阻力〇4陋相加，得到發(fā)動(dòng)機(jī)有 效推力，發(fā)動(dòng)機(jī)有效推力如下計(jì)算： 輪勵(lì)=F天平宮勘+D夕陋。2. 如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于:所述獲得天平總推力朽?FM執(zhí)的方法是在風(fēng)桐 進(jìn)行一次飛行器帶動(dòng)力試驗(yàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火燃燒，利用天平測(cè)得飛行器的總推力。3. 如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于:機(jī)體阻力化陋是指作用在推進(jìn)流道W外的阻 力為機(jī)體阻力，根據(jù)"nose to tail"力界劃分方法，機(jī)體系統(tǒng)包括機(jī)翼、尾翼、飛行器上表 面和側(cè)面、發(fā)動(dòng)機(jī)外罩;推進(jìn)流道包括前體進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)唇口 W后的內(nèi)流道和尾噴管。4. 如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于:利用數(shù)值模擬的方法獲得機(jī)體阻力〇4陋，數(shù)值 模擬方法是指根據(jù)不同來(lái)流參數(shù)，采用計(jì)算流體力學(xué)方法獲得全流場(chǎng)的流動(dòng)特性，通過(guò)積 分計(jì)算得到飛行器外表面的合力，在推進(jìn)方向的分量即是機(jī)體外阻〇4陋，進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)， 需要已知來(lái)流的條件包括速度、溫度、靜壓。5. 如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于：獲得機(jī)體阻力的方法為:再進(jìn)行一次風(fēng)桐試 驗(yàn)，所述的飛行器為通流模型，對(duì)推進(jìn)流道內(nèi)部通道進(jìn)行簡(jiǎn)化、整流，獲得均勻出口流場(chǎng)，應(yīng) 用動(dòng)量法獲得推進(jìn)流道阻力，將風(fēng)桐天平測(cè)得的飛行器模型總阻力減去推進(jìn)流道阻力，即 得到飛行器機(jī)體阻力。6. 如權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于:對(duì)推進(jìn)流道內(nèi)部通道進(jìn)行簡(jiǎn)化的方式為把飛 行器推進(jìn)流道內(nèi)部通道替換成一個(gè)簡(jiǎn)化流道，簡(jiǎn)化流道入口與飛行器進(jìn)氣道出口連接，簡(jiǎn) 化流道出口與飛行器尾部平齊，簡(jiǎn)化流道由進(jìn)氣道出口開(kāi)始擴(kuò)張，形成擴(kuò)張段，通過(guò)多孔整 流板對(duì)內(nèi)通道進(jìn)行整流，整流板前形成正激波，正激波后方流場(chǎng)從超音速減速至亞音速，亞 音速氣流通過(guò)整流板后形成均勻的流場(chǎng)，出口處截面收縮使氣流加速至一倍音速。7. 如權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于：多孔整流板距離簡(jiǎn)化流道擴(kuò)張段出口的距離 至少為整流板直徑的兩倍。8. 如權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于:所述簡(jiǎn)化流道為流量計(jì)。9. 如權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于：用于測(cè)量出口靜壓的靜壓測(cè)點(diǎn)布置在出口截 面上下壁面，總溫總壓祀位于簡(jiǎn)化流道出口截面后。10. 如權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于:利用動(dòng)量法獲得推進(jìn)流道阻力的具體過(guò)程 如下：(1) 式中，DduEt是需要求解的推進(jìn)流道阻力，Pe為簡(jiǎn)化流道出口的氣流密度，Ρ?為來(lái)流密度， Ue為簡(jiǎn)化流道出口的氣流速度，11?為來(lái)流速度，Pe是出口截面的靜壓，Ρ?是來(lái)流的靜壓，Α?是 流量捕獲面積、AlO是簡(jiǎn)化流道出口截面面積，其中，Pe、Ue未知，需通過(guò)W下方程(2 )、（ 3 )求 解：(2) 式中，R為通用氣體常數(shù)(R=287jAkg · K));Te為簡(jiǎn)化流道出口氣流溫度，該值通過(guò)方 程(4)得到：(3) 式中，Mae為簡(jiǎn)化流道出口馬赫數(shù)，該值通過(guò)方程(5)得到；丫為比熱比，與來(lái)流氣體組分 相關(guān)，正常條件的空氣下丫 =1.4;(4) 式中，出口總溫TeO由總溫總壓祀測(cè)得，Mae通過(guò)方程巧)得到，因此求得Te的值：(5：) 式中，通過(guò)試驗(yàn)測(cè)量知簡(jiǎn)化流道出口截面靜壓Pe、總壓PeO，Y為常數(shù)，因此求得Mae ;根據(jù) 方程（1)得到推進(jìn)流道阻力Dduct后，即通過(guò)方程(6)得到飛行器機(jī)體阻力Dext;Dall為天平測(cè) 得的飛行器模型總阻力：
【文檔編號(hào)】G01M9/06GK106092420SQ201610364543
【公開(kāi)日】2016年11月9日
【申請(qǐng)日】2016年5月26日
【發(fā)明人】吳穎川, 賀元元, 張小慶, 賀偉, 王琪, 高昌, 吳杰, 韓奕宇
【申請(qǐng)人】中國(guó)人民解放軍63820部隊(duì)吸氣式高超聲速技術(shù)研究中心