一種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)的制作方法
【專利摘要】本實用新型公開了一種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)，包括設(shè)置在進氣機匣支板上的測試支板，所述測試支板上設(shè)置有測點，在測點處開設(shè)有測量孔，所述測量孔內(nèi)設(shè)置有定位塊，在定位塊上設(shè)置有測量嘴，所述測量嘴上安裝有動態(tài)壓力傳感器，所述定位塊上還設(shè)置有穩(wěn)態(tài)測壓嘴和測壓管，所述測壓管采用氬弧焊焊接在測量嘴上，所述動態(tài)壓力傳感器通過墊圈安裝在測量嘴內(nèi)部，并用硅膠將動態(tài)壓力傳感器固定在墊圈上。采用本實用新型所述的測量裝置，在發(fā)動機外部占用空間小，不用增加專用測量的工藝進氣道，易于實現(xiàn)；在結(jié)構(gòu)上測試支板與進氣機匣支板之間的空間較大，可根據(jù)實際需要布設(shè)多點動態(tài)測點，不存在導(dǎo)線和測壓管等布設(shè)時空間不足的問題。
【專利說明】
_種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本實用新型屬于測量技術(shù)領(lǐng)域，具體是涉及一種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)。
【背景技術(shù)】
[0002]在航空技術(shù)領(lǐng)域，部分飛機在進行大速度機動飛行時，飛機頭部常會產(chǎn)生強烈爆音，在進氣道內(nèi)部發(fā)出“嘟嘟”的響聲，使得發(fā)動機轉(zhuǎn)速極不穩(wěn)定，推力時大時小，經(jīng)過地面檢查的結(jié)果表明產(chǎn)生上述強烈爆音的主要原因是飛機進氣道與發(fā)動機之間的匹配問題。因此，飛機進氣道與發(fā)動機相容性設(shè)計、驗證開始作為關(guān)鍵環(huán)節(jié)納入到飛機和發(fā)動機的研發(fā)體系中，國內(nèi)外航空發(fā)動機專家已普遍認識到進氣道/發(fā)動機相容性評價的重要性，而考核匹配性的重要指標之一就是進氣道出口流場的綜合畸變指數(shù)。
[0003]隨著飛機氣動構(gòu)型的復(fù)雜、機動性能的日益提高，進氣道出口流場品質(zhì)對發(fā)動機工作影響的作用逐漸顯現(xiàn)，并成為影響發(fā)動機工作穩(wěn)定性的主要因素之一，由于現(xiàn)代計算機仿真技術(shù)在流場仿真方面的應(yīng)用，能夠有一些參考價值，實際考慮到流體附面層以及湍流無法模擬(即流場的紊流度)，所以需要通過試驗才能測量進氣道真實的流場狀況。
[0004]目前，在飛機上測量流場的手段一般采用插入式探針，由于考慮到探針堵塞比對流場的影響，以及探針自身一階頻率與發(fā)動機轉(zhuǎn)速工作頻率接近對發(fā)動機的安全性影響；另外插入式探針外部零件占發(fā)動機輪廓的空間，而且無法在插入式探針內(nèi)部安裝更多的動態(tài)傳感器，使得動態(tài)測點數(shù)目較少，不能更好的反映流場的紊流度情況。
【實用新型內(nèi)容】
[0005]為解決上述技術(shù)問題，本實用新型提供了一種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)，從而減少探針自身對流場的影響，能夠真實準確反映流場實際狀況，克服了傳統(tǒng)探針測量方法因發(fā)動機外部空間不足無法安裝的不足。
[0006]本實用新型通過以下技術(shù)方案予以實現(xiàn)。
[0007]—種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)，包括設(shè)置在進氣機匣支板I上的測試支板，所述測試支板上設(shè)置有測點，在測點處開設(shè)有測量孔，所述測量孔內(nèi)設(shè)置有定位塊，在定位塊上設(shè)置有測量嘴，所述測量嘴上安裝有動態(tài)壓力傳感器，所述定位塊上還設(shè)置有穩(wěn)態(tài)測壓嘴和測壓管。
[0008]所述測壓管采用氬弧焊焊接在測量嘴上。
[0009]所述動態(tài)壓力傳感器通過墊圈安裝在測量嘴內(nèi)部，并用硅膠將動態(tài)壓力傳感器固定在墊圈上。
[0010]所述測壓管和動態(tài)壓力傳感器的導(dǎo)線沿測試支板穿過進氣機匣上的安裝孔固定，并在焊接前在測試支板內(nèi)部灌注硅膠密封。
[0011]所述將測試支板與進氣機匣支板采用焊接方式固定，其中測試支板和進氣機匣支板的焊縫從測試支板與內(nèi)、外機匣連接部位起始，每段焊縫長為20-25mm，間距為8-10mm。
[0012]所述焊縫不突出測試支板的表面，且焊縫連續(xù)部位均用X射線檢查。
[0013]本實用新型的有益效果在于:
[0014]與現(xiàn)有技術(shù)相比，采用本實用新型所述的測量裝置對飛機進氣道出口流場進行對比，具有以下顯著優(yōu)點:
[0015](I)本實用新型和采用探針測量流場方式相比，在發(fā)動機外部占用空間小，不用增加專用測量的工藝進氣道，易于實現(xiàn);在發(fā)動機內(nèi)部，只是對發(fā)動機進氣機匣支板在軸向上進行加長，對流場的堵塞比基本可以忽略，傳統(tǒng)的懸臂梁探針和雙支點固定探針，均難以消除探針一階頻率不能避開發(fā)動機轉(zhuǎn)速頻率范圍，易引起共振的問題，風(fēng)險較高，因此在安全可靠性方面，本實用新型更為安全可靠，已經(jīng)在地面以及高空試驗驗證考核通過。
[0016](2)動態(tài)測點數(shù)目越多，更能反映流場的紊流度情況，傳統(tǒng)的探針由于空間結(jié)構(gòu)無法在探針上安裝更多的動態(tài)傳感器，而本實用新型在結(jié)構(gòu)上新增支板與原支板之間的空間較大，可根據(jù)實際需要布設(shè)多點動態(tài)測點，不存在導(dǎo)線和測壓管等布設(shè)時空間不足的問題。
[0017](3)本實用新型所述測量裝置已在部分飛機上進行流場測量，成功的測量了多架次飛機不同狀態(tài)的飛行參數(shù)。
【附圖說明】
[0018]圖1是本實用新型的結(jié)構(gòu)不意圖；
[0019]圖2是圖1的A處局部放大示意圖。
[0020]圖中:1-進氣機匣支板，2-測試支板，3-測量嘴，4-墊圈，5-動態(tài)壓力傳感器，6_定位塊，7-測壓管，8-硅膠。
【具體實施方式】
[0021]下面進一步描述本實用新型的技術(shù)方案，但要求保護的范圍并不局限于所述。
[0022]如圖1、圖2所示，本實用新型所述的一種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)，包括設(shè)置在進氣機匣支板I上的測試支板2，所述測試支板2上設(shè)置有測點，在測點處開設(shè)有測量孔，所述測量孔內(nèi)設(shè)置有定位塊6，在定位塊6上設(shè)置有測量嘴3，所述測量嘴3上安裝有動態(tài)壓力傳感器5，所述定位塊6上還設(shè)置有穩(wěn)態(tài)測壓嘴(圖中未示出)和測壓管7。采用本技術(shù)方案，減少了傳統(tǒng)探針自身對流場的影響，能夠真實準確反映流場實際狀況；以及解決一般探針因發(fā)動機外部空間不足無法安裝的弊端;通過加裝改裝測試支板2有足夠的空間，使其能夠裝更多的動態(tài)壓力傳感器5，進而能夠更精確的測量流場的紊流度。測試支板2上所使用的測量嘴2能夠保證測量誤差小，以及定位塊6能夠準確定位測量位置，且使用硅膠能夠滿足密封可靠性的要求。
[0023]所述測壓管7采用氬弧焊焊接在測量嘴3上。在實際制作中，測量嘴3和測試支板2的材料均與發(fā)動機進氣機匣上的支板相同，即測量嘴3和測試支板2的材料均與進氣機匣支板I相同，且均為鈦合金材料，易于焊接。在實際生產(chǎn)中，由于測壓管7是采用ICrSN1Ti不銹鋼材料，不易采用釬焊或，使用氬弧焊密封效果也不好。
[0024]所述動態(tài)壓力傳感器5通過墊圈4安裝在測量嘴3內(nèi)部，并用硅膠8將動態(tài)壓力傳感器5固定在墊圈4上。這樣可以防止后面安裝動態(tài)壓力傳感器5時，承受壓力的小孔被硅膠8堵住而失去測壓作用。
[0025]如圖1，圖2所示，本實用新型所述測量裝置安裝工序為:先將測壓管7和動態(tài)壓力傳感器5的導(dǎo)線沿測試支板2穿過進氣機匣上的安裝孔固定，然后拆分后在測試支板2內(nèi)部灌注硅膠8，對測試支板2內(nèi)部起密封作用，待硅膠8固化后，將測試支板2安裝在進氣機匣支板I上，引出測壓管7和動態(tài)壓力傳感器5的導(dǎo)線后，將測試支板2和進氣機匣支板I焊接，焊接時允許對測試支板2進行局部修磨，兩支板焊縫從測試支板2與內(nèi)、外機匣連接部位起始，每段焊縫長為20-25mm，間距為8-10mm。焊接完成后在間隔部位點焊2點，焊點均勻分布，焊縫不允許突出測試支板2的表面，若突出需打磨齊平，且焊縫連續(xù)部位均用X射線檢查，對測壓管7以及動態(tài)壓力傳感器5的導(dǎo)線在發(fā)動機上編號固定進行連接。即完成該測量裝置的組裝工序。所使用的焊接技術(shù)解決了焊接后不能回火帶來應(yīng)力集中的問題。
[0026]本實用新型的【具體實施方式】為:按照發(fā)動機AIP截面6個等環(huán)面分布總壓測點，SP每個進氣機匣支板I上安裝5個測壓嘴;發(fā)動機壁面上每個進氣機匣支板I的旁邊各分布兩個靜壓嘴測量靜壓；如圖2所示，每個總壓測量嘴3的測點位置均分一個穩(wěn)態(tài)測點和一個動態(tài)測點，穩(wěn)態(tài)測點通過測壓管7將氣流引至安裝在發(fā)動機外的穩(wěn)態(tài)傳感器處(圖中未示出)；動態(tài)測點為動態(tài)壓力傳感器5安裝在測量嘴3內(nèi)部;測量嘴3通過定位塊6安裝焊接在測試支板2上；測試支板2根據(jù)發(fā)動機進口進氣機匣支板的結(jié)構(gòu)設(shè)計，通過氬弧焊，點焊對稱焊焊接。即通過發(fā)動機原有進氣機匣支板沿型面法線方向重新設(shè)計測試支板2，然后在重新加工測試支板2上裝測量嘴3，并在新加工的測試支板2和原有進氣機匣支板之間布設(shè)動態(tài)壓力傳感器5的導(dǎo)線和穩(wěn)態(tài)測點的測壓管7，然后通過硅膠密封，重新設(shè)計的測試支板2，如圖1所示，最后焊接固定在原進氣機匣支板上。
[0027]在制作上述測試支板2時，測試支板2沿型面法線方向的型面相對理論型面的增厚或減薄不大于0.2mm，型面點之間應(yīng)平滑過渡，并進行著色探傷檢查。
[0028]測壓嘴的穩(wěn)態(tài)測點的測壓管7管腔和安裝動態(tài)壓力傳感器5的腔通入0.5MPa的壓力，時間3min，產(chǎn)品無泄漏和變形，且測壓嘴進氣面離測試支板2的最小距離與測壓嘴的寬度之比大于3，在安裝時，各測壓嘴的測點保證在垂直發(fā)動機進口的同一平面上。
[0029]在組裝成型的壓力測量裝置時采用與整流測試支板2相同的鈦合金材料(TA7)，在上下緣沿周采用氬弧焊焊接;在沿測試支板2徑向上靠近外機匣部位用氬弧焊整段焊接，靠近內(nèi)機匣部位以及測試支板2徑向上用氬弧焊點焊，能夠有效的保證其安全牢靠、穩(wěn)定工作；由于整體焊會導(dǎo)致應(yīng)力集中需要回火才能消除，回火導(dǎo)致動態(tài)壓力傳感器5損壞，點焊能避免應(yīng)力集中的問題。
[0030]所述測試支板2與外機匣接觸處設(shè)置有開孔，用于穿測壓管7和動態(tài)壓力傳感器5的導(dǎo)線，孔的大小不易過大，太大在徑向上有氣流對發(fā)動機流場有影響，孔的面積和不能超過發(fā)動機進氣面面積千分之一。
[0031]本實用新型在每一測點位置設(shè)置有一穩(wěn)態(tài)測點和一動態(tài)測點，而不是在流場0.9R半徑處分布動態(tài)測點。這樣的好處在于不僅能夠更多的測量整個流場的紊流度，而且用來計算流場周向不均勻度時穩(wěn)態(tài)測點不能正常工作時可以用動態(tài)測點數(shù)據(jù)替代，并且同一位置可以相互對比。
【主權(quán)項】
1.一種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)，其特征在于:包括設(shè)置在進氣機匣支板(I)上的測試支板(2)，所述測試支板(2)上設(shè)置有測點，在測點處開設(shè)有測量孔，所述測量孔內(nèi)設(shè)置有定位塊(6)，在定位塊(6)上設(shè)置有測量嘴(3)，所述測量嘴(3)上安裝有動態(tài)壓力傳感器(5)，所述定位塊(6)上還設(shè)置有穩(wěn)態(tài)測壓嘴和測壓管(7)。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)，其特征在于:所述測壓管(7)采用氬弧焊焊接在測量嘴(3)上。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)，其特征在于:所述動態(tài)壓力傳感器(5)通過墊圈(4)安裝在測量嘴(3)內(nèi)部，并用硅膠(8)將動態(tài)壓力傳感器(5)固定在墊圈(4)上。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)，其特征在于:所述測壓管(7)和動態(tài)壓力傳感器(5)的導(dǎo)線沿測試支板(2)穿過進氣機匣上的安裝孔固定，并在焊接前在測試支板(2)內(nèi)部灌注硅膠(8)密封。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)，其特征在于:所述測試支板(2)與進氣機匣支板(I)采用焊接方式固定，其中測試支板(2)和進氣機匣支板(I)的焊縫從測試支板(2)與內(nèi)、外機匣連接部位起始，每段焊縫長為20-25mm，間距為8-10mm。6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種飛機進氣道出口流場測量機構(gòu)，其特征在于:所述焊縫不突出測試支板(2)的表面，且焊縫連續(xù)部位均用X射線檢查。
【文檔編號】G01M9/06GK205670075SQ201620379695
【公開日】2016年11月2日
【申請日】2016年4月28日
【發(fā)明人】李霞, 黃家經(jīng), 夏林祥, 吳超, 朱成華, 田會
【申請人】貴州航空發(fā)動機研究所