高空模拟试车台进气前室流程化一维气动设计方法

技术领域

本发明属于航空发动机高空模拟试验设备设计的技术领域，尤其涉及一种高空模拟试车台进气前室流程化一维气动设计方法。

背景技术

高空模拟试车台（简称“高空台”）作为航空发动机整机试验的重要设备，能够模拟发动机空中飞行工作时的进排气条件，在发动机的研制进程中承担鉴定考核的作用。进气前室作为高空台重要的主体设备之一，其结构主要包括进气扩张段、整流段、稳流段、收缩段等，承接供气来流与被试发动机，主要用于稳定和均匀流场，并在其中建立各种高空飞行状态下满足试验需求的高品质流场的发动机进口条件，因此设计核心应围绕气动方案开展，需要满足流场均匀度高和湍流度低的目标，同时考虑较小的压力损失等，其中，均匀度高和湍流度小可提高空气流量测量精度和准确度，直接影响发动机性能评定；压力损失小主要考虑大气进气-直排大气试验时发动机能够稳定工作。

虽然目前我国在用在建或在论证的高空模拟试验舱的进气前室受试验对象及试验需求的不同而有所区别，但整体结构基本类似，在满足进气流场品质的要求是一致的，对于其设计方法目前主要借鉴已有高空台前室的使用经验和满足试验需求的设计方法，部分参考低速风洞稳压室的设计原则，并未形成适用于航空发动机高空模试验设备领域独有的系统的前室设计理念和方法，这不利于同类型设备的设计可靠性、设计效率及技术成熟度的增强和提升，因此，

需要设计一套满足均匀度高、湍流度小和合理压力损失方案，以填充国内的在高空台进气前室快速流程化气动设计的空白。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种高空模拟试车台进气前室流程化一维气动设计方法，旨在设计一套满足均匀度高、湍流度小和合理压力损失的方法，提高高空台中同类型设备的设计可靠性、设计效率及技术成熟度。

提供一种高空模拟试车台进气前室流程化一维气动设计方法，进气前室沿进气方向至少设置有扩张段、整流段、稳流段、收缩段，扩张段连通有进气管道，所述收缩端与发动机连通，所述方法包括：

S101:获取扩张段入口出的气流参数和发动机大气进气条件下的空气流量Wa、压力损失限制值△P

S102:所述流速限制值V

S103:获取收缩段与发动机对接处的截面面积A

S104:确定气流中颗粒物最大尺寸d

S105:根据整流装置中整流栅格尺寸参数计算出大气进气条件下气流流经整流装置总的压力损失△P，判断压力损失△P是否小于所述压力损失限制值△P

S106:在确定收缩曲线的形式后，计算出当前收缩段出口的紊流度

S107: 在一维气动力设置图进行预设个数量工况点的选取，进行三维气动仿真模拟，并，输出三维仿真结果，根据三维仿真结果判断流场温度和压力不均匀度是否在规范设计值以下，如是，输出S101-S106步骤中的所有数据或预设数量的数据，如否，调整流速限制值V

本发明的有益效果：

本发明在已有工程经验的基础上，结合进气前室的设计目标，较为准确的确定出影响进气流场品质的前室结构关键参数，并且，通过多次迭代求解计算，对关键参数进行调整，确保流场中压力和温度的均匀度，最终确定前室的气动设计方案，提出了各关键参数的内在关联关系及确定方法和原则，构建了完备的关于进气前室气动设计方案的一维设计方法设计，在行业内首次形成了进气前室的设计流程，有助于提高同类试验设备的设计效率，从而调补进气前室流程化一维气动设计方法的空白。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1为进气前室的结构示意图；

图2为本发明设计方法的流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本发明，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

如图2所示的高空模拟试车台进气前室流程化一维气动设计方法，适用于发动机的测试，针对进气前室的化一维气动进行设计，如图1所示，进气前室沿进气方向至少设置有扩张段、整流段、稳流段、收缩段，扩张段连通有进气管道，收缩端与发动机连通，所述方法包括：

S101:获取所设计的扩张段入口出的气流参数和发动机大气进气条件下的空气流量Wa、压力损失限制值△P

进气管道以等径直管结构设置，气流参数一般以进气管道最末端的参数为准。根据发动机的型号对比规范或已有的试验数据能够确定出气流参数，压力损失限制值△P

S102:流速限制值V

由于高空模拟试车台进气设备内的气流流动马赫数均小于0.3，因此，一维设计时均考虑为不可压缩流动，即，进气管道与进气前室内气流密度相同，根据流量守恒原理可得出，

空气流量Wa，满足：

扩张面积比As，满足：

根据D

内径D

S103:获取收缩段与发动机对接处的截面面积A

高空台进气前室设计时考虑的收缩段末端出口截面积A

收缩比C，满足：

长度L

S104:依据发动机设计规范确定气流中颗粒物最大尺寸d

整流装置包括沿气流方向依次安装的粗整流装置21和细整流装置22，细整流装置22包括细整流栅格，栅格单元截面尺寸不大于50mm×50mm，粗整流装置21包括粗整流栅格，栅格单元截面尺寸不大于200mm×200mm。细整流栅格距离扩张段末端的距离L

开孔率β

阻尼网压降系数K

紊流度衰减系数f

细整流栅格的开孔率为β

压降系数K

粗整流栅格的开孔率为β

压降系数K

S105:根据整流装置中整流栅格尺寸参数计算出大气进气条件下气流流经整流装置总的压力损失△P，判断压力损失△P是否小于压力损失限制值△P

根据收缩曲线型式确定稳流段的长度L

当选取双扭线时，长度L

收缩段的长度L

S106:在确定收缩曲线的形式后，计算出当前收缩段出口的紊流度

根据收缩比C计算紊流度衰减系数f

收缩段出口的紊流度

S107: 在一维气动力设置图进行预设个数量工况点的选取（优选的，典型点的选取），通过仿真软件进行三维气动仿真模拟，并，输出三维仿真结果，根据三维仿真结果判断流场温度和压力不均匀度是否在规范设计值以下（优选的，规范设计值为1%），如是，输出S101-S106步骤中的所有数据或预设数量的数据（关键点数据的输出），如否，调整流速限制值V

作为本案所提供的具体实施方式，粗整流装置和细整流装置的间距长度为L

整体技术效果：

1）本发明在已有工程经验的基础上，结合进气前室的设计目标，较为准确的确定出影响进气流场品质的前室结构关键参数，提出了各关键参数的内在关联关系及确定方法和原则，构建了完备的关于进气前室气动设计方案的一维设计方法设计，在行业内首次形成了进气前室的设计流程，有助于提高同类试验设备的设计效率。

2）本发明提出的进气前室流场品质影响的结构关键参数的确定方法及原则是基于不可压缩流体的经典理论与已有设备的设计使用经验，通过实践得出其可信度和可靠性较高，有助于提高同类试验设备设计方案的可靠性，增强了该类试验设备的技术成熟度。

3）本发明的方法能够满足GJB4879中规定发动机进口流场要求为：压力场不均匀度≯±1%、温度场不均匀度≯±1%、湍流度≯±1%，且包含：

1，大角度扩张段流场稳定技术

控制前室直段内的气流流速可有效降低来流压力损失，工程设计中往往因空间布局和最大流速指标的双重限制，必须采用大角度扩张段，这可在较短距离内实现面积扩张，降低出口气流速度并增加静压；但由于扩张角大，在流动过程中一般会出现边界层分离，带来难以消除的大区域涡流，影响前室流场品质，总体设计综合考虑扩张角度和扩张面积比，并根据实际需要增设防分离措施。

2，稳定均匀的整流技术

为了能够有效的均匀流场，在前室扩张段出口下游设计稳流段，安装两组整流栅格和阻尼网作为主要整流装置，两道整流装置安装形式为：阻尼网—整流栅格—阻尼网—整流栅格。整流栅格的作用是导向和分割气团，拉直流线，同时由于壁面对气流的摩擦作用，有利于改善气流的流速分布，并在一定程度上加快旋涡的衰减，降低气流的湍流度；阻尼网的作用：一是挡住前方管道中来的杂物，防止进入发动机；二是衰减气流旋涡，降低湍流度，均匀流场；采用压力损失是否满足要求进行迭代计算，及其，避免整流格栅出口处因栅格板厚度对气流的剪切干扰，在下游流场中存在小尺度旋涡的尾迹区，为了能够有效消除尾迹产生的气流脉动，降低湍流度，留取一定的栅格板尾迹旋涡衰减距离。

3，湍流度控制技术

湍流度实质上是流场中三个方向的脉动速度的方根平均值与主流平均速度之比，流体微团的无规则运动是形成脉动的原因，通过设置阻尼网以降低气流湍流度，且配置开孔率和压降系数，气流流过阻尼网时通过消耗时均流能量达到降湍目的。

4，同时设计收缩比C以达到降湍的目的，气流沿收缩段流动时，因内型面不断收缩，可对气流中的小尺度旋涡产生压缩、弯曲及转向等作用，根据亥姆霍兹涡管强度保持定理，当涡管受到压缩时，涡管断面积增大，则涡量随之减弱，使得流场中湍流度进行衰减；收缩段性能的优劣主要取决于两个因素：一是收缩比，二是收缩曲线，因此，总体设计时应根据实际使用工况选择合适的收缩曲线、确定合理的收缩比。

综上分析可知，为了达到国军标规定的进气流场品质要求，前室总体气动设计需对扩张面积比、扩张角、阻尼网参数、静流段长度、收缩曲线、收缩比等影响流场品质的关键结构参数进行综合分析，本发明通过多次迭代求解计算，确保流场中压力和温度的均匀度，通过调整个别参数，流程化的一维气动设计方法，最终确定前室的气动设计方案，从而填充进气前室设计的空白。

以上，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。