一种空速管风洞校核试验装置及校核试验方法

技术领域

本发明涉及空速管技术领域，尤其涉及一种空速管风洞校核试验装置及校核试验方法。

背景技术

空速管，是飞行器(特别是民航飞机、战斗机)在飞行中用来实时感知、测量 飞行速度、飞行姿态、飞行高度(静压高度)的一种必不可少的测量装置；对于保障飞 行器的飞行安全、提高飞行品质具有重要意义，不可或缺。

绝大多数情况下，空速管安装于飞机头部区域(机头正前方，或机头左右两侧)，以此尽可能降低飞机机体对空速管的气动干扰，提高空速管测量来流参数的准确性。

空速管的工作原理，简而言之是依据伯努利方程：P

生产加工出的成品空速管，在安装上飞机前应进行必要的风洞试验。通过实际 的吹风试验，检验所生产出的产品是否合格、是否达到设计要求；在此基础上，获 得每一支合格空速管的气动数据曲线，为最终的装机提供基础性输入数据。

目前，空速管成品的尺寸向着小型化的方向发展，空速管管体直径通常为 Φ＝20.0mm左右，高度H＝100.0mm左右，整体结构为L型形态。基于其基本构型、 试验目的及实际尺寸，目前国内进行空速管校核试验时，一般选择0.6m×0.6m口径 的风洞开展此类试验。这一口径的风洞，既满足了试验需求，又最大限度的降低了 试验成本。这里所说的“0.6m×0.6m口径”风洞，是指风洞的试验段横截面为矩形， 其长、宽均为0.6米。

进行风洞试验时，空速管通过专用支撑装置固定于风洞侧壁，通过侧壁外部专 用迎角驱动机构，实现在吹风过程中对空速管姿态角的任意变化，以满足试验需求。

空速管实物中，一般包含一个总压P

从理论角度讲，在亚跨声速这一速度范围内进行校核试验时，空速管当地来流 总压P

但是在近年来的试验工作中我们发现，现有技术中这两个总压值即风洞来流总压和空速管当地总压，与理论分析结果差异较大，甚至有明显违背常理的试验现象， 一直困扰着试验数据质量的提升。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术缺陷，提出了一种空速管风洞校核试验装置及校核试验方法。

为了实现上述目的，本发明提出了一种空速管风洞校核试验装置，所述装置包 括压力传感器和压力扫描阀；所述压力传感器安装在风洞前室，压力扫描阀分别连 接空速管的总压测点和静压测点，压力传感器的一路输出接入压力扫描阀；所述空 速管安装在风洞试验段；其中，

所述压力传感器，用于测量风洞来流总压，根据来流总压对风洞流场进行调节；

所述压力扫描阀，用于同步测量风洞来流总压、空速管当地来流总压和空速管 当地来流静压。

作为上述装置的一种改进，所述压力传感器通过三通接头引出一路接入压力扫描阀的输入端。

一种空速管风洞校核试验方法，基于上述空速管风洞校核试验装置实现，所述 方法包括：

设置空速管的不同迎角，由压力扫描阀同步测量风洞来流总压、空速管当地来 流总压和空速管当地来流静压；

判断风洞来流总压和空速管当地来流总压的差值是否在设定的阈值范围内，如果是，由测量得到的空速管当地来流总压和空速管当地来流静压，根据伯努利方程， 得到飞行速度；否则，该次测量数据无效，重新测量；

根据空速管的迎角及对应的空速管当地来流总压、空速管当地来流静压和飞行速度，得到空速管的气动数据曲线。

作为上述方法的一种改进，所述方法还包括在风洞试验段安装空速管；具体为：

通过专用支撑装置将待测空速管固定于风洞侧壁，通过侧壁外部专用迎角驱动机构实现在吹风过程中对空速管迎角的调整。

作为上述方法的一种改进，所述方法还包括：根据所述空速管风洞校核试验装 置的压力传感器测量的风洞来流总压，通过调节风洞试验参数，使得风洞来流马赫 数达到参数要求。

作为上述方法的一种改进，所述由测量得到的空速管当地来流总压和空速管当地来流静压，根据伯努利方程，得到飞行速度；具体为：

其中，V为飞行速度，P

与现有技术相比，本发明的优势在于：

1、本发明提出的装置克服了现有技术的装置由于传感器的测量不同步，使得测量数据的有效性提高，降低了风洞核试验的成本；

2、本发明提出的方法能够更加准确、客观、真实的标定并评估该只/该批次空速管的气动性能，为实际的装机应用提供可靠的地面模型数据。

附图说明

图1是现有技术空速管风洞校核试验装置的示意图；

图2是本发明的实施例1空速管风洞校核试验装置的示意图；

图3是本发明的实施例2空速管风洞校核试验方法的流程图；

图4是采用本发明的空速管风洞校核试验方法的试验数据。

具体实施方式

在排除了测压管路漏气、传感器工作异常等技术因素后，经过反复探索后寻找 出了采用现有技术测量，出现数据异常的原因及技术解决方法。

出现数据异常的原因是：传感器测量的不同步；解决措施是：将两路压力信号 接入同一传感器。

在进行常规风洞试验时，位于风洞前室的总压探头用于测量风洞运行过程中的来流总压P

而对于精细化要求更高、试验数据精准度要求更高、需要与风洞运行参数(如， 风洞来流总压P

表1不合理数据现象之一——两个总压数据量差异较大

表2不合理数据现象之二——空速管总压高于风洞来流总压

从表2最后一列可见，该组测试中空速管总压的测量值P

在风洞试验中，风洞总压传感器采用PPT压力传感器，量程为100psig，精度0.05％FS，采样频率5Hz。总压数据的获得是将PPT总压传感器的电压输出信号经 过前端信号调理器1Hz硬件低通滤波后，进入16bit的A/D采集卡，转换成数字信 号按照传感器校准曲线公式计算出压力值，从而得到风洞来流总压P

而空速管的总压P

综上两方面的技术性能介绍可见，总压传感器和压力扫描阀在压力采集的时序、采集模式以及采样率方面都存在明显差异；对于同一压力信号，总压传感器与压力 扫描阀测量所得的压力值必定存在不同步，数据差异在所难免。

实施例1

如图1所示，本发明的实施例1提出了一种空速管风洞校核试验装置，装置包 括压力传感器和压力扫描阀；其中压力传感器安装在风洞前室，压力扫描阀分别连 接空速管的总压测点和静压测点，压力传感器的一路输出接入压力扫描阀；所述空 速管安装在风洞试验段；其中，

所述压力传感器，用于测量风洞来流总压，根据来流总压进行风洞流场的调节；

所述压力扫描阀，用于同步测量风洞来流总压、空速管当地来流总压和空速管 当地来流静压。

将前室总压压力信号通过一个三通接头引出一路接入用于测量空速管压力信号的压力扫描阀中，实现“用同一硬件设备测量压力信号”的技术思路。原有的一路 压力信号依然接入风洞总压传感器，这一压力信号用于风洞流场的调节，始终存在 且正常工作。

实施例2

如图3所示，本发明的实施例2提出了使用实施例1的装置进行校核风洞试验 的方法，具体步骤如下：

通过专用支撑装置将待测空速管固定于风洞侧壁，通过侧壁外部专用迎角驱动机构实现在吹风过程中对空速管迎角的调整；

根据空速管风洞校核试验装置的压力传感器测量的来流总压，通过调节风洞试验参数，使得风洞来流马赫数达到参数要求；

设置空速管的不同迎角，由空速管风洞校核试验装置的压力扫描阀同步测量风洞来流总压、空速管当地来流总压和空速管当地来流静压；

判断风洞来流总压和空速管气体总压的差值是否在设定的阈值范围内，如果是，由测量得到的空速管当地来流总压和空速管当地来流静压，根据伯努利方程，得到 飞行速度；否则，该次测量数据无效，重新测量；

根据空速管的迎角及对应的空速管当地来流总压、空速管当地来流静压和飞行速度，得到空速管的气动数据曲线。

采用本发明的方法得到的试验数据见图4，与通常的风洞总压P0(仍由总压传感器测得)相比，P0-scan和P0m所测数据差量在合理区间、二者的大小关系也符合理 论预期，同时，也符合试验前CFD技术的模拟结果。表中P0-scan、P0m是扫描阀 测得的风洞来流总压与空当地来流总压。

经过本发明达到如下技术效果：

1、能够更加准确、客观、真实的标定并评估该只/该批次空速管的气动性能，为 实际的装机应用提供可靠的地面模型数据；

2、前已有述，根据伯努利方程空速管测量总压的目的，在于求解空速V。从这 一角度出发，如果将图4中的数据P0-scan作为“真值”、将P0作为“伪真值”(或 称为错误值)，则∣P0m—P0-scan∣≈250Pa、∣P0m—P0∣≈400Pa。二者的差量有明 显差别。进行风洞试验后的空速管，其所测总压P0m应基于风洞总压进行修正与优 化，基于P0-scan进行修正是合理的，而基于P0进行修正则存在明显误差/偏差。总 压的这一偏差，一方面会对空速V的解算引入明显偏差、使得解算结果失真；另一 方面，也会对空速管几何构型的优化带来误导、指出一个错误的优化方向。

通过本项工作及技术改进，并由试验结果验证，本发明达到以下目的：

1、解决了现有技术空速管校准试验中总压测量不同步的问题；

2、回答了多年来空速管校核试验中一直存在的“两个总压值始终存在差异、甚 至不合理”的疑问；

3、为今后开展空速管校核试验(或需要进行数据交叉验证的试验)，探索出可 靠、可行、便捷的技术途径和解决思路。

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管 参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明 的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均 应涵盖在本发明的权利要求范围当中。