一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统及测试方法

摘要

本发明公开了一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统。主要是由文丘里流量计、节流模块和整流模块组成。通过调节节流模块的出口面积，在管道内部形成激波结构，利用激波以及设计的扩压器将超声速/高超声速来流充分减速至亚声速，以满足文丘里流量计对入口速度和雷诺数的要求。本发明结构简单，尺寸小，响应速度快，测量精度高，节流模块可根据管流速度对节流程度进行调节，故适用马赫数范围宽广，所需压力测点少，避免了传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的附加阻塞，可与进气道的节流特性实验同步进行，大大节约试验费用，而且对流道内气流的非均匀性不敏感，特别适合于来流为超声速/高超声速的进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量。

说明书

技术领域

本发明涉及空气动力学实验测试领域，特别是针对在超声速/高超声速范围 工作的进气道、扩压器等内流装置的流量测量方法。

背景技术

对于进气道、扩压器而言，流量的大小反映了其流量捕获能力，将直接影响 发动机推力的大小，因此准确地测量流量至关重要。由于超声速/高超声速风洞 实验运行时间很短，因此流量计必须具有快速的响应特性，另一方面流量计的外 轮廓横截面不能太大，否则易影响风洞自身超声速流场的建立，而流量计内流道 尺寸不能太小，不能有大尺度的障碍物，否则将影响实验模型内流道超声速流场 的建立。对于亚声速流动，常见的流量测量方法包括孔板流量计、浮子流量计、 涡轮流量计、涡街流量计等装置，这些测量装置在亚声速流量测量方面得到了广 泛的应用，但这些流量计由于响应速度太慢，尺寸太大，而且流量计内部含有大 尺寸的零件，将对流道形成堵塞，因此不适合将其放置在超声速风洞内进行吹风 实验。在航空航天领域，另外一种常用的亚声速流道流量测量方法是在测量截面 布置8个总压耙，每个耙上按照等环面积分布安装5只总压探针，直接利用这些 探针测量的结果，按照每个单元积分即可获得流量，因此在风洞实验和飞行试验 中，这种方式都得到的广泛的应用。由于总压探针有限，对于米字耙这种测量方 法要得到较好的测量精度需要满足以下两个条件：1、测量截面流速必须为亚声 速，2、畸变不能太大，截面流动均匀性要好，否则误差较大。当测量截面是超 声速(1<马赫数M<5)，甚至是高超声速时(M>5)，在每只探针前方都存在一道脱 体激波，探针测得的是经过脱体激波之后的总压，而不是当地的总压，因此在超 声速流动中米字耙的测量方式失效。为了在超声速流道中继续使用总压耙的测量 方式，中国空气动力研究与发展中心超高速所的张绍武(高超声速风洞进气道流 量系数测量精度影响因素研究，《推进技术》，第34卷第4期)采用在“十字形” 总压耙下游布置节流装置，通过节流产生的激波将总压探针上游的气流降至亚声 速。但是这种方式，由于在超声速流道中安装了4个耙体和多达29只总压探针 和4个静压测点，测点太多，而且这些耙体和探针对超声速流体本身也有节流作 用，如果耙体太多，占据的面积太大，设计的不合理，甚至有可能影响进气道或 扩压器超声速流场的建立，这在风洞试验中是决不允许的。其余的流量计装置， 譬如ASME喷嘴流量计，由于需要将超声速气流减速至声速，而且其喉道截面 不可调节，因此只能测量唯一的一个超声速马赫数状态的流量，不仅如此，对于 超声速来流条件下，其喉道截面太小，将直接影响进气道或扩压器的起动。可见， 现有的流量测量装置很难直接应用于对超声速/高超声速流体流量的高精度测 量。文丘里流量计也是一种常用的标准流量计，适用于亚声速流体的流量测量， 具有精度高，重复性好，压力损失小，是所有标准流量计中对前、后等直段长度 要求最小，压力损失最小。由于其流量测量的原理是基于平直段和喉道截面的静 压差，根据伯努利方程和连续方程得出的，并不要求喉道截面到达声速，所以其 喉道面积较ASME喷嘴流量计大得多，不至于影响进气道/扩压器超声速流场的 建立，因此在进气道/扩压器的风洞实验中具有很强的应用潜力。但文丘里流量 计同样只能针对亚声速流体的流量测量，如何将文丘里流量计的测量范围拓展至 超声速，并且本身不对超声速流道形成堵塞是本发明要解决的关键问题。

发明内容

为解决上述问题，本发明的适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统， 能够将文丘里流量计的测量范围拓展至超声速，并且本身不对超声速流道形成堵 塞。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统，包括文丘里流量计、节 流模块和整流模块；所述的节流模块包括堵锥和直线步进电机；所述的整流模块 包括前整流段和后等直整流段；文丘里流量计位于前整流段和后等直整流段之 间，且文丘里流量计的前端连接前整流段而后端连接后等直流段；所述节流模块 中的堵锥自后向前插入后等直整流段中；通过前整流段和实验模型相连；所述的 流量测试系统需采集的信号包括前整流段内设置的总压探针的压力信号、文丘里 流量计中的平直段测点的压力信号、文丘里流量计中的平直段测点和喉道测点的 压差信号、文丘里流量计中的喉道测点的温度信号以及实验模型上内通道入口或 者喉道附近测点的压力信号。

而上述适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统的测试方法，可以采用如 下技术方案，包括如下步骤：

(1)、为了提高测量精度，首先须进行标准模型实验。在流量测试系统的前整流 段加装一标准模型，该标准模型为旋成体，流道面积可以是恒定的也可以是扩张 的或者是先收缩后不变的形式；在标准模型的入口或者喉道附近布置两个静压测 点，两个静压测点的间距不超过管道长度的5％；

(2)、待标准模型内流场建立之后，通过流量测试系统中的总压探针的压力P₁^*和 流量计平直段测点的压力p₁的比值是否小于1.06来判断流量计入口马赫数是否 小于0.3，由P₁^*和p₁，根据总静压关系式求得流量计入口马赫数，再根据风洞来 流参数求得流量计入口雷诺数，判断流量计入口雷诺数是否落在流量计允许的雷 诺数范围[2×10⁵～2×10⁶]，如果上述两个条件不满足，则进一步进锥直至满足为止；

(3)、监测实验模型上测点(13)的压力信号是否完成了突增，同时测点(12)的压力 信号是否始终维持不变，如果是，则说明激波已经被推至流道入口附近，实验可 以结束，如果(13)的压力信号未突增，则需进一步进锥；

(4)、通过测量文丘里流量计平直段测点的静压p₁，平直段测点和喉道测点的压 差△p，以及喉道测点的温度T₁，根据标准文丘里流量计流量计算公式计算质量 流量：

$q_m=\frac{C}{\sqrt{1-{\beta }^4}}ϵ\frac{\pi }{4}{\left({\mathrm{\beta D}}_1\right)}^2\sqrt{2{\mathrm{\Delta p\rho }}_1}$

其中C为流出系数，ε为可膨胀系数，β为喉道直径和流量计入口直径D₁的比值， 密度ρ₁则由p₁和T₁根据气体状态方程计算得到；

(5)、对标准模型的流量测试完毕后，对流量计算公式进行修正，然后开展真实 的进气道流量测量实验。在真实的进气道喉道附近布置两个静压测点，仿照上述 测量标准模型的实验流程，即可利用本发明的流量测试系统测量实际的进气道流 量。

本发明适用于超声速/高超声速流道的流量测试系统，通过节流模块在实验 模型流道内形成激波结构，巧妙地利用激波的减速增压功能，将流量计入口的速 度降至亚声速，并且使之满足流量计对雷诺数的要求。通过精心设计前整流段的 扩压器，进一步增强气流的减速增压效果的同时可以匹配更大喉道截面的文丘里 流量计，避免流量计自身喉道形成对实验流道的堵塞，所有的压力信号均使用高 频响微型动态压力传感器进行采集，以保证测试系统的响应速度。通过以上措施 可以将文丘里流量计拓展至实验来流为超声速/高超声速的风洞实验中。通过在 实验模型上布置静压测点，对激波位置进行判断，确保激波不被推至管道外部。 而在测试方法中，通过设计标准模型，对测试系统的结果进行修正，进一步提高 测量精度。本发明结构简单，尺寸小，响应速度快，测量精度高，节流模块可根 据管流速度对节流程度进行调节，故适用马赫数范围宽广，所需压力测点少，避 免了传统米字耙等流量测试方法对实验流道形成的附加阻塞，可与进气道的节流 特性实验同步进行，大大节约试验费用，特别适合于来流为超声速/高超声速的 进气道、扩压器等复杂内流装置的流量测量。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

图2是本发明实验流程示意图。

图3是将本发明应用于实际进气道模型实验的示意图，图中16和17是位于 进气道喉道附近的两个静压测点，18为进气道模型本体。

图4为本发明流量计算公式修正方法示意图。

具体实施方式

请参阅图1，本发明公开了一种适用于超声速/高超声速流道流量测量系统。 由文丘里流量计、节流模块和整流模块组成。所述的文丘里流量计(3)是一种按 照国标GB/T2624-2006生产并经过标定的标准件；所述的节流模块是由堵锥(5) 和直线步进电机(6)组成；所述的整流模块由前整流段(1)和后等直整流段(4)组成； 整个流量测试系统，按照前整流段(1)，文丘里流量计(3)，后整流段(4)，节流模 块依次通过法兰盘连接，并通过前整流段(1)和实验模型相连；所述的前整流段 由扩压器和等直管道组成，可以在等直管道内布置整流器(2)，以进一步打碎上 游激波诱导分离形成的大尺度旋涡，改善流量计入口气流的均匀性。所述的扩压 器一方面可以进一步对来流减速增压，另一方面可以匹配更大喉道面积的文丘里 流量计，防止流量计对流道形成堵塞。对于扩压器的扩张比D₁²/D₀²以及等直管 道直径D₁的确定，首先需要根据文丘里流量计对入口马赫数以及雷诺数的要求 进行初步计算。假定实验中超声速流道的马赫数范围为M₀₁-M₀₂。由于超声速状 态下来流马赫数越高，激波波后马赫数越低，因此只要保证最低的马赫数状态下 其能满足流量计入口马赫数要求即可，选取M₁＝M₀₁进行下一步的计算，根据正 激波关系式：

$M_2=\sqrt{\frac{1+\frac{\gamma -1}{2}{M}_1^2}{{\mathrm{\gamma M}}_1^2-\frac{\gamma -1}{2}}}$

上式中γ为比热比，一般取1.4；根据上式可以计算得到经过激波减速之后 的马赫数为M₂，根据流量连续关系：

$D_0^{2}q\left(M_2\right)=D_1^{2}q\left(M_3\right)$

M₃为流量计入口的马赫数，一般取0.3或者更低，q(M)为密流函数。通过 上式初步确定D₁；根据风洞来流参数校核流量计入口雷诺数是否在2×10⁵～2×10⁶之间，如果不满足则进一步调整D₁直至满足雷诺数的要求；参考国标 GB/T2624-2006选择流量计入口直径略大于D₁的标准文丘里流量计，D₁的最终 值即流量计入口直径。最后根据D₁和扩张角α确定扩压器的长度 L₀＝0.5(D₁-D₀)/tan(α)，等直管道的长度L₁≥10D₁，以及后等直段4的长度L₄≥5D₁。

由于一般的超声速风洞吹风时间非常短，一般不超过1分钟，而高超声速风 洞吹风时间更短，一般不超过10s，实验模型自身的热响应较慢，测温热电偶的 响应速度也很慢，在短时间之内很难达到热平衡，因此流量计测得的总温和真实 值存在一定的差异，另一方面，对于进气道、扩压器这种内流装置而言，流量系 数相比绝对流量更有意义，根据流量系数的定义：理论捕获流量按照下式计算：

${\stackrel{·}{m}}_{th}=p_0\times M_0\times A_{cap}\times \sqrt{\frac{\gamma }{{\mathrm{RT}}_0}}$

其中p₀，M₀和T₀分别表示风洞出口静压，马赫数，静温，A_cap为流道的捕 获面积，R为气体常数，γ为比热比。由于p₀，M₀和T₀这几个参数都不是直接 测量的量，因此存在误差。为了提高实验的测量精度，需开展标模实验。参考图 2，在图1所示的流量测试系统(15)上游加装一标准模型(11)，该标准模型(11)为 旋成体，流道面积可以是恒定的也可以是扩张的，也可以是先收缩后不变等形式； 在标准模型(11)的入口或者喉道附近布置两个静压测点(12)和(13)，两者的间距一 般不超过管道长度的5％。

参考图3，实验过程中，待内流场建立之后，通过流量测试系统(15)中的总 压探针(7)的压力P₁^*和流量计平直段测点(8)的压力p₁的比值是否小于1.06来判断 流量计入口马赫数是否小于0.3，由P₁^*和p₁，根据总静压关系式求得流量计入口 马赫数，再根据风洞来流参数即可求得流量计入口雷诺数，判断其是否落在流量 计允许的雷诺数范围[2×10⁵～2×10⁶]，如果上述两个条件不满足，则进一步进锥直 至满足为止；随后监测实验模型上测点(13)的压力信号是否完成了突增，同时测 点(12)的压力信号是否始终维持不变，如果是，则说明激波(14)已经被推至流道 入口附近，实验可以结束，如果(13)的压力信号未突增，则需进一步进锥。实验 过程非常简单，但要确保激波(14)正好位于测点(12)和(13)之间需要经历几次吹风 实验才可。

实验过程中通过测量文丘里流量计平直段测点(8)的静压p₁，平直段测点(8) 和喉道测点(9)的压差△p，以及喉道测点(9)的温度T₁，根据标准文丘里流量计流 量计算公式计算质量流量：

$q_m=\frac{C}{\sqrt{1-{\beta }^4}}ϵ\frac{\pi }{4}{\left({\mathrm{\beta D}}_1\right)}^2\sqrt{2{\mathrm{\Delta p\rho }}_1}$

其中C为流出系数，ε为可膨胀系数，β为喉道直径和流量计入口直径D₁ 的比值，这几个参数均由流量计厂家标定结果确定，密度ρ₁则由p₁和T₁根据气 体状态方程计算得到。

对于此类标准模型(11)，由于流道入口上游不存在任何的激波结构，因此也 就不存在溢流现象，流量系数＝1；根据风洞出口参数以及流道捕获面积可以计算 得到流道的理论捕获流量，而根据本发明所述的流量测试系统所测得的流量理论 上应该要等于理论捕获流量。如果两者之间有偏差，使用理论捕获流量对流 量计的计算公式进行修正；对于标准模型，可以通过改变标准模型(11)的攻角改 变流道的实际捕获面积，也可以设计多个不同捕获面积的标准模型。参考图4， 根据标准模型实验测量的流量q_m和理论捕获流量可以拟合出一个公式，拟合 方法一般采用线性拟合(q′_m＝kq_m+b)即可，其中k，b为常数，也可以采用多项式 等其他方式拟合，从而获得修正之后的流量q′_m计算公式。完成这一步之后，参阅 图4，在进气道喉道附近布置两个静压测点(16)和(17)，仿照标准实验流程，即可 利用本发明的流量测试系统测量实际的进气道或扩压器流量。