歐平，陳強，田曉虎，吳軍飛，馬漢東，秦永明，張江

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京100074)

雙發(fā)進氣道抽吸試驗系統(tǒng)及流量高精度測量技術(shù)

歐平，陳強*，田曉虎，吳軍飛，馬漢東，秦永明，張江

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京100074)

針對常規(guī)進氣道試驗方法存在流量測量精度低、綜合試驗?zāi)芰Σ畹戎T多問題，及無法滿足不同類型進氣道在不同工況下開展性能試驗的需要的狀況，建立了一套應(yīng)用于TBCC等雙發(fā)發(fā)動機進氣道風(fēng)洞試驗的抽吸試驗系統(tǒng)及流量高精度測量技術(shù)。系統(tǒng)采用文氏流量計測量方法，以提高進氣道流量測量的精度;采用在流量計末端直接加裝中壓環(huán)形引射器抽吸進氣道主氣流的方法，以滿足不同類型進氣道在不同工況下對吸入流量的需求;通過設(shè)計兩套獨立的管道系統(tǒng)并分別進行流量的測量與控制，以滿足雙發(fā)進氣道不同工況性能匹配和耦合試驗的需求。通過風(fēng)洞驗證試驗驗證了流量計的測量效果和引射器的引射能力，通過風(fēng)洞應(yīng)用試驗驗證了試驗系統(tǒng)對不同形式進氣道的綜合試驗?zāi)芰?。試驗結(jié)果表明，試驗系統(tǒng)測量精度高，引射抽吸能力和綜合試驗?zāi)芰?，能全面滿足各類進氣道風(fēng)洞試驗的需求。

進氣道;性能評估;雙發(fā)進氣道試驗系統(tǒng);流量高精度測量;中壓環(huán)形引射

0 引言

進氣道是吸氣式飛行器的一個關(guān)鍵部件，它是一個經(jīng)過精心設(shè)計的氣流通道，作用是引入空氣，在實現(xiàn)對氣流的減速增壓后，提供給發(fā)動機燃燒室，其性能的優(yōu)劣直接影響到發(fā)動機乃至飛行器的飛行性能。

進氣道風(fēng)洞試驗是評估進氣道性能、獲得進氣道特性參數(shù)的主要手段。

對航空進氣道試驗來說，速度范圍一般較低，靠沖壓方式進入進氣道的流量較小，無法滿足進氣道實際工作時需要的流量值，此時進氣道工作線與發(fā)動機工作線沒有交點，達不到進氣道試驗的目的［1］。同時，為了滿足現(xiàn)代先進飛行器隱身和提高突防能力的需要，飛行器越來越多地采用雷達反射面較小的埋入式進氣道氣動布局形式，因此埋入式進氣道得到業(yè)界越來越廣泛的關(guān)注、研究與應(yīng)用［2-3］。但由于埋入式進氣道進氣口吸氣效率低，采用常規(guī)的試驗手段難以滿足流量要求。因此，在上述兩種情況下，就需要在進氣道出口后方安裝流量引射器來提高進氣道的吸入流量。

當(dāng)前，國內(nèi)外對TBCC(沖壓/渦輪組合動力發(fā)動機)型進氣道的研究方興未艾［4-9］。對于這類組合動力進氣道而言，無論是采用串聯(lián)還是并聯(lián)方式，進氣道之間都會存在較強的氣動干擾現(xiàn)象。特別是發(fā)動機在進行模態(tài)轉(zhuǎn)換時，渦輪發(fā)動機進氣道入口逐漸關(guān)閉，沖壓發(fā)動機入口逐漸打開，此時進氣道之間會存在復(fù)雜的性能匹配和氣動干擾問題。傳統(tǒng)的單進氣道試驗系統(tǒng)無法模擬這種復(fù)雜的進氣道耦合特性。

國內(nèi)外對進氣道試驗技術(shù)的研究是一個逐步發(fā)展的過程［10-14］。流量測量最初的方法是在進氣道出口用總壓測量耙測量氣流總壓，用周向壁面靜壓點測量氣流靜壓，進而解算出氣體的流量。這種方法在氣流不均勻度不太大時誤差較小，但當(dāng)氣流不均勻度逐漸增大時，誤差也是隨之增大，甚至超過了工程上能接受的誤差范圍，無法滿足進氣道設(shè)計的要求。隨后，發(fā)展了基于文丘里管測量原理的流量計，通過對氣流進行整流和喉道加速進而提高流量的測量精度。如果流量計經(jīng)過精心設(shè)計和流量匹配，可以將流量的測量誤差控制到0.5%以內(nèi)，大大提高了測量的精度。另外，傳統(tǒng)的進氣道試驗裝置一般僅設(shè)計有一套，只適用于單發(fā)進氣道試驗，但隨著先進雙發(fā)進氣道技術(shù)的發(fā)展，例如TBCC類雙發(fā)進氣道，需要兩套試驗裝置來同時模擬雙發(fā)進氣道復(fù)雜的耦合特性，因此有必要在滿足風(fēng)洞堵塞度的條件下發(fā)展雙發(fā)進氣道試驗系統(tǒng)。

本文通過設(shè)計文氏流量計、環(huán)形引射器和雙管路測量系統(tǒng)，建立了一套應(yīng)用于TBCC等雙發(fā)進氣道風(fēng)洞試驗的抽吸試驗系統(tǒng)及流量高精度測量技術(shù)，并通過風(fēng)洞試驗來驗證系統(tǒng)的有效性和綜合試驗?zāi)芰Α?/p>

1 風(fēng)洞與試驗系統(tǒng)

1.1 風(fēng)洞

試驗系統(tǒng)是在中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-12三聲速風(fēng)洞中研制并調(diào)試完成的。FD-12風(fēng)洞是一座直流暫沖式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞。風(fēng)洞試驗段橫截面尺寸為1.2×1.2 m2，亞跨聲速試驗段長度為3.8m，超聲速試驗段長度為2.4m。試驗的馬赫數(shù)范圍為0.3～4.0，攻角范圍為－15°～25°，側(cè)滑角范圍為－20°～20°。亞、跨聲速試驗時，用聲速噴管通過改變前室總壓的方法可得到不同馬赫數(shù)(Ma= 0.3～1.2)。超聲速試驗時，可通過更換二元噴管塊來改變馬赫數(shù)(1.5～4.0)。風(fēng)洞兩側(cè)壁各有兩個觀察窗，可用于試驗觀察或紋影儀拍攝流場。

1.2 文氏流量計

文氏流量計基于文丘里管測量原理，首先通過管路擴張，將進氣道出口氣流減速到40 m/s以下，再加裝整流裝置(蜂窩器和阻尼網(wǎng))使得氣流均勻，消除壓力脈動，然后采用“米”字型測壓耙測量氣流總壓，以保證總壓測量的準(zhǔn)確性;之后再用拉瓦爾噴管使氣流在噴管喉道處加速到密流函數(shù)大于0.8后，測量噴管喉道處的靜壓，以保證靜壓測量的準(zhǔn)確性;最后通過總壓、靜壓和噴管喉道面積可計算氣體的流量。采用文氏流量計測量氣體流量，可顯著提高流量測量的精度。

流量計包括流量調(diào)節(jié)、整流和流量測量三個部分，理論設(shè)計圖如圖1所示。

圖1 流量計理論設(shè)計圖Fig.1 M ass flow measuring device

流量調(diào)節(jié)裝置由節(jié)流錐、絲杠、步進電機和反饋電位器組成。試驗中，步進電機帶動絲杠旋轉(zhuǎn)，絲杠可帶動節(jié)流錐做往返直線運動，達到改變流通面積、調(diào)節(jié)流量的作用。為精確定位錐的位置，在電機的末端安裝有電位器，作為反饋裝置，以實現(xiàn)閉環(huán)控制。

氣流流經(jīng)節(jié)流裝置后，流動比較紊亂，在節(jié)流裝置的后方安裝有整流裝置，整流裝置由阻尼網(wǎng)和蜂窩器組成，達到碎渦和氣流導(dǎo)向的目的。但氣流通過阻尼網(wǎng)時，會產(chǎn)生比較明顯的總壓損失。胡培杰對阻尼網(wǎng)產(chǎn)生的壓降進行過比較細致的研究［15］。結(jié)合文獻和已有經(jīng)驗，試驗系統(tǒng)選用的阻尼網(wǎng)為20目/inch(1 inch=2.54 cm)，蜂窩器芯格為6.4 mm，深度30 mm，此時具有較好的整流效果，總壓損失也能控制在比較合理的范圍。在整流裝置的后方安裝有“米”字形總壓測量耙和拉瓦爾噴管，在噴管的喉道處沿周向均布有六排靜壓測量孔。

1.3 環(huán)形引射器

環(huán)形引射器引射效率較高，再配之有一定擴張角的氣流摻混段，可進一步提高引射效率。國內(nèi)外不少學(xué)者對環(huán)形引射器的引射特性和優(yōu)化設(shè)計方法都有過比較深入細致的研究［16-21］。

試驗系統(tǒng)采用的環(huán)形引射器由中壓管道、調(diào)壓閥、集氣室、環(huán)形噴管和混合段等部件組成，理論設(shè)計圖如圖2所示。中壓氣流通過管道引入到引射器的集氣室，再通過拉瓦爾環(huán)形噴管形成超聲速的引射氣流，抽吸處于環(huán)形噴管中間的主氣流，以提高主氣流的流量;主氣流與引射氣流在有一定擴張角度的混合段內(nèi)充分摻混后排出。經(jīng)優(yōu)化設(shè)計，本文選用的拉瓦爾環(huán)形噴管出口馬赫數(shù)為2.0，摻混段擴展角為6°，此時引射效果最佳。

圖2 環(huán)形引射器理論設(shè)計圖Fig.2 Annular pum ping device

考慮到整套系統(tǒng)設(shè)計的緊湊性，同時也為提高引射器的引射效率，引射器與流量計出口是直接相連的，如圖2所示，圖中右側(cè)所示噴管即為流量計的噴管出口。

引射器的引射管道通過中壓橡膠軟管與洞體外的調(diào)壓閥和中壓氣源連接。試驗過程中需要進行流量抽吸時，調(diào)壓閥設(shè)置在一定開度，中壓氣流通過調(diào)壓閥從洞體外注入到引射器的集氣室，最后通過環(huán)形噴管形成馬赫數(shù)2.0的超聲速引射流場。

1.4 系統(tǒng)布局

圖3是雙發(fā)進氣道試驗系統(tǒng)在風(fēng)洞內(nèi)的總體布局圖。

從圖3可以看出，飛機雙發(fā)進氣道模型以背支撐的方式安裝在支撐機構(gòu)上。背支撐機構(gòu)通過可變側(cè)滑的接頭安裝在風(fēng)洞攻角機構(gòu)剛性支架的凸出圓柱段上。由于試驗中進氣道要改變攻角或側(cè)滑角，因此進氣道出口與流量計之間使用具有一定變形量和正負壓承載能力的中壓橡膠軟管連接。流量計和引射器的一體化試驗系統(tǒng)共兩套，并列安裝在風(fēng)洞支架后方超擴段的下壁板上，通過引射氣流管道的鋼法蘭將系統(tǒng)與風(fēng)洞壁板進行固定。引射管路調(diào)壓閥安裝在風(fēng)洞洞體外部，向洞體內(nèi)的引射器提供一定壓力的引射氣流。

圖3 試驗系統(tǒng)總體布局圖Fig.3 Test system in the w ind tunnel

通過采用上述安裝和連接方式，并結(jié)合風(fēng)洞自身的試驗?zāi)芰Γ囼炏到y(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)的馬赫數(shù)變化范圍為0.3～4.0，攻角變化范圍為－10°～25°、側(cè)滑角變化范圍為－10°～10°。

2 試驗驗證與應(yīng)用

2.1 試驗驗證

運用本文設(shè)計的試驗系統(tǒng)，首先開展了某型進氣道模型驗證性試驗。試驗?zāi)Ｐ蜑橹行腻F軸對稱進氣道，如圖4所示，入口捕獲面積為2062.9mm2，進氣道額定馬赫數(shù)為4.0。試驗條件:來流馬赫數(shù)Ma=4.0，模型攻角和側(cè)滑角均為0°。

圖4 進氣道模型Fig.4 Inlet test model

圖5為該試驗條件下進氣道出口測量截面和流量計測量截面測量得到的總壓分布云圖，直觀地顯示了整流裝置的整流效果。從圖5中可以看出，進氣道出口測量截面測得的總壓分布很不均勻，總壓變化范圍為(90～150)kPa，總壓不均勻度為0.56，這將導(dǎo)致通過總壓、靜壓計算得到的流量系數(shù)誤差較大;流量計測量截面測得的總壓分布很均勻，總壓變化范圍為65 250～65 650Pa，總壓不均勻度為0.007，比進氣道截面小了近兩個量級，離散的總壓測點值可以很好地代表截面的總壓信息。

圖5 進氣道和流量計測量截面總壓分布云圖Fig.5 Total pressure contour of inlet exit and mass flow measuring device

需要特別指出的是由于氣流流經(jīng)管道、節(jié)流裝置、整流裝置后會產(chǎn)生比較大的總壓損失，因此流量計所測得的總壓比進氣道出口所測得的總壓小很多，但這并不影響流量的準(zhǔn)確測量。

圖6為進氣道和流量計測得的節(jié)流特性比較曲線。試驗選取的馬赫數(shù)為4.0，該馬赫數(shù)為進氣道的額定馬赫數(shù)，此時進氣道的流量系數(shù)達到最大值1.0。從圖6可以看出，當(dāng)節(jié)流錐錐位為0時(此時進氣道未節(jié)流，反壓最小)，流量計測得的進氣道流量(該值為原始測量值乘以修正系數(shù)后的值，修正系數(shù)在流量計地面校準(zhǔn)時得到)很接近1.0，進氣道出口測得的進氣道流量約為1.02，而進氣道流量的理論值為1.0，因此，流量計在此時的測量相對誤差很小，而進氣道出口的測量相對誤差則大于2%。當(dāng)錐位逐漸增加時，反壓逐漸加大，處于進氣道擴張段內(nèi)的正激波逐漸往進氣道喉道方向移動，正激波越靠前，當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)越低，正激波的強度越弱，總壓損失也就越小，總壓恢復(fù)系數(shù)σ就越大;當(dāng)正激波到達喉道處，正激波最弱，總壓恢復(fù)系數(shù)σ達到最大值;在正激波從擴張段推至喉道的過程中，由于正激波前面為超聲速流動，擾動不會前傳，因此流量系數(shù)始終保持不變，為1.0。從圖6可以看出，當(dāng)錐位逐漸增加時，流量計測得的流量一直很穩(wěn)定，相對誤差均小于0.5%，而進氣道出口測得的流量系數(shù)波動性較大，最大相對誤差達到了3.3%。隨著錐位繼續(xù)前移，正激波被迅速推出唇口，并與唇口的斜激波相交，唇口激波系呈λ型，此時將產(chǎn)生超聲速溢流，流量系數(shù)逐漸降低。當(dāng)節(jié)流較嚴(yán)重時，進氣道出口測得的流量與流量計測得的流量相差很大，原因是此時進氣道已發(fā)生喘振，進氣道出口氣流非常不均勻，導(dǎo)致測得的流量系數(shù)已經(jīng)嚴(yán)重失真。

圖6 進氣道和流量計測得的節(jié)流特性比較曲線Fig.6 Throttling curves of inlet exit and mass flow m easuring device

從以上分析可以看出，流量計的流量測量相對誤差基本在0.5%以內(nèi)，而進氣道出口的流量測量相對誤差最大達到了3.3%，說明流量計的測量精度與傳統(tǒng)在進氣道出口測流量的方法相比，提高了近一個量級。

為驗證引射器的引射抽吸能力，在風(fēng)洞中利用該進氣道驗證模型對引射器進行了調(diào)試，被引射的氣流是靜止的空氣，調(diào)試結(jié)果如圖7所示。

圖7 空氣流量隨引射壓力變化曲線Fig.7 M ass flow varying w ith the pum ping pressure

從圖7可以看出，隨著引射壓力越來越高，被引射空氣的流量越來越大，當(dāng)引射壓力達到0.65 MPa時，被引射管路的流量計出口喉道處達到聲速，此時被引射空氣的流量達到最大值，約為1.38 kg/s，說明引射器具有很好的流量抽吸效果，其能力能夠完全滿足常規(guī)進氣道低馬赫數(shù)試驗或埋入式進氣道試驗的流量需求。

2.2 試驗應(yīng)用

運用本文設(shè)計的雙發(fā)進氣道試驗系統(tǒng)首先開展了某TBCC進氣道試驗。TBCC試驗?zāi)Ｐ偷氖疽鈭D如圖8所示。

圖8 TBCC進氣道試驗?zāi)Ｐ褪疽鈭DFig.8 TBCC inlet test model

該TBCC進氣道模型由兩個獨立的進氣管路組成:低速時渦輪進氣道打開，沖壓進氣道關(guān)閉;高速時沖壓進氣道打開，渦輪進氣道關(guān)閉。但在渦輪進氣道從打開到關(guān)閉和沖壓進氣道從關(guān)閉到打開這個關(guān)鍵過程，兩個進氣道之間氣流的相互影響非常嚴(yán)重，甚至?xí)?dǎo)致渦輪發(fā)動機熄火或沖壓發(fā)動機無法正常啟動，因此必須對此過程兩個進氣道的節(jié)流特性等進行準(zhǔn)確測量，以獲得不同工況下TBCC雙進氣道的性能匹配參數(shù)。因此，在試驗過程中需要同時調(diào)節(jié)兩路進氣道的進氣流量和出口反壓來模擬不同的發(fā)動機工況和進氣道之間的匹配情況。

通過調(diào)節(jié)渦輪進氣道節(jié)流錐的位置，試驗首先獲得了典型工況下渦輪進氣道的節(jié)流特性及其與調(diào)節(jié)錐的位置關(guān)系，然后將渦輪進氣道所在管路的調(diào)節(jié)錐固定在不同的節(jié)流位置處，通過不斷變化沖壓進氣道所在管路的節(jié)流錐位置，獲得渦輪進氣道處于不同的節(jié)流狀態(tài)下沖壓進氣道的節(jié)流特性，進而獲得兩種發(fā)動機進氣道的工作轉(zhuǎn)換和性能匹配特性。

圖9繪制了渦輪進氣道在不同的節(jié)流狀態(tài)下沖壓進氣道的節(jié)流特性曲線。試驗條件:Ma=1.5，攻角和側(cè)滑角均為0°。圖9中，橫坐標(biāo)為流量系數(shù)Φ，縱坐標(biāo)為總壓恢復(fù)系數(shù)σ。

從圖9可以看出，通過將渦輪進氣道設(shè)置在不同的節(jié)流狀態(tài)下，獲得了與之匹配的沖壓進氣道的節(jié)流特性曲線。曲線規(guī)律合理，符合設(shè)計預(yù)期，說明試驗系統(tǒng)通過模擬雙發(fā)進氣道不同工作狀態(tài)進而獲得其耦合特性是完全有效的，能夠全面滿足雙發(fā)進氣道不同工況性能匹配和耦合試驗的需求。

通過應(yīng)用該系統(tǒng)，還開展了某飛機雙下側(cè)進氣道試驗。試驗?zāi)Ｐ褪疽鈭D如圖10所示。

圖9 沖壓進氣道節(jié)流特性曲線Fig.9 Throttle characteristics of ram jet inlet

圖10 某飛機雙下側(cè)進氣道示意圖(前視)Fig.10 Double-inlets of the aircraft(frontal view)

試驗條件:Ma=1.2，攻角0°。試驗過程中，兩路節(jié)流錐同時調(diào)節(jié)，以實現(xiàn)單次試驗獲得雙側(cè)進氣道不同工況下的節(jié)流特性。圖11繪制了不同側(cè)滑角下左、右進氣道的節(jié)流特性曲線。

圖11 左右進氣道節(jié)流特性對比曲線Fig.11 Throttle characteristics of right and left inlets

從圖11中可以看出，當(dāng)側(cè)滑角0°時，左右進氣道完全對稱，此時通過兩路測量系統(tǒng)獲得的節(jié)流曲線也基本完全相同，說明雙發(fā)進氣道試驗系統(tǒng)一致性很好。當(dāng)側(cè)滑角5°時，通過單次試驗同時獲得了左右兩路進氣道的節(jié)流特性曲線，曲線規(guī)律較好。

3 結(jié)論

在高速風(fēng)洞中建立了一套應(yīng)用于TBCC等雙發(fā)發(fā)動機進氣道風(fēng)洞試驗的抽吸試驗系統(tǒng)及流量高精度測量技術(shù)，并通過風(fēng)洞驗證試驗和應(yīng)用試驗對系統(tǒng)的有效性和試驗?zāi)芰M行了驗證，得到如下結(jié)論:

(1)研制的流量計測量精度達到了0.5%以內(nèi)，與傳統(tǒng)在進氣道出口測流量的方法相比，測量精度提高了近一個量級;

(2)在流量計后端直接加裝中壓環(huán)形引射器抽吸主氣流，能有效提高進氣道的吸入流量，抽吸能力滿足常規(guī)進氣道低馬赫數(shù)試驗或埋入式進氣道試驗的流量需求;

(3)采用兩套獨立的管道系統(tǒng)分別進行流量的測量與控制，可以滿足雙發(fā)進氣道不同工況性能匹配和耦合試驗的需求。

［1］Jiang Z X.Inner flow aerodynamics［M］.Beijing:Aviation IndustryPress，1989:28-263.(in Chinese)姜正行.飛機內(nèi)流空氣動力學(xué)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，1989:28-263.

［2］Yang A L，Xia Y，Guo R W，et al.An investigation on design and performance for a submerged air intake［J］.Acta Aerodynamica Sinica，1998，16(2):154-161.(in Chinese)楊愛玲，夏陽，郭榮偉，等.埋入式進氣道的設(shè)計及其氣動性能研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，1998，16(2):154-161.

［3］Yu A Y，Guo R W，Sun S，et al.Air-admission mechanism and low speed tunnel test of a submerged inlet with low RCS missile body［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2003，21(2):182-188.(in Chinese)余安遠，郭榮偉，孫姝，等.一種隱身外形彈體下埋入式進氣道的進氣機理與低速實驗研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2003，21 (2):182-188.

［4］Zhang H J，Guo R W，Li B，et al.Research status of TBCC inlet and its key technologies［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2010，28 (5):613-619.(in Chinese)張華軍，郭榮偉，李博.TBCC進氣道研究現(xiàn)狀及其關(guān)鍵技術(shù)［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2010，28(5):613-619.

［5］Cockrell C E，Auslender A H，Guy R W，et al.Technology road map for dual-mode scramjet propulsion to support space-access vision vehicle development［R］.AIAA 2002-5188.

［6］Utaka Y，Taneda H，Murakami A，et al.The aerodynamic design and wind tunnel tests of a combined intake for a supersonic transport［R］.ISABE-1997-7139.

［7］Albertson C W，Saied E，Trexler C A.Mach 4 test results of a dualflowpath，turbine based combined cycle inlet［R］.AIAA 2006-8138.

［8］Snyder L E，Escher D W，Gutierrez J L.Turbine based combination cycle(TBCC)propulsion subsystem integration［R］.AIAA 2004-3649.

［9］Takayuki K，Nobuhiro T，Tetsuya S，et al.Development study on axisymmetric air inlet for ATREX engine［R］.AIAA 2001-1895.

［10］Yun Q L.Testing aerodynamics［M］.Beijing:National Defense Industry Press，1991:252-257.(in Chinese)惲起麟.實驗空氣動力學(xué)［M］.北京:國防工業(yè)出版社，1991: 252-257.

［11］Yun Q L.Wind tunnel testing［M］.Beijing:National Defense Industry Press，2000:152-169.(in Chinese)惲起麟.風(fēng)洞實驗［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2000:152-169.

［12］Li Z F.Special test technology for wind tunnel［M］.Beijing: Aviation Industry Press，2010:23-37.(in Chinese)李周復(fù).風(fēng)洞特種試驗技術(shù)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2010:23-37.

［13］Fan J C，Hua J，Yu K L，et al.A test technique for submerged inlet model in FL-24 wind tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2008，22(1):92-94.(in Chinese)樊建超，華杰，于昆龍，等.FL-24風(fēng)洞埋入式進氣道試驗技術(shù)［J］.實驗流體力學(xué)，2008，22(1):92-94.

［14］Zhang S W，Guan X D，Zhu T，et al.Measurement and calibration technique development of flow coefficient of inlet model［C］// Proceedings of the Ninth National Conference on Experimental Fluid Mechanics.Hangzhou:Chinese Society of Theoretical and Applied Mechanics，2013:509-515.(in Chinese)張紹武，關(guān)祥東，朱濤，等.進氣道流量系數(shù)測量及校準(zhǔn)技術(shù)研究［C］//第九屆全國實驗流體力學(xué)學(xué)術(shù)會議論文集.杭州:中國力學(xué)學(xué)會，2013:509-515.

［15］Hu P J.The pressure-drop coefficient of damping screens and its influence on the turbulence intensity of the airstream［J］.Journal of Anhui Institute of Mechanical＆Electrical Engineering，1999，14 (1):31-34.(in Chinese)胡培杰.阻尼網(wǎng)的壓降系數(shù)及對管道氣流的影響［J］.安徽機電學(xué)院學(xué)報，1999，14(1):31-34.

［16］Zou J J，Zhou J，Xu W W，et al.Experiment investigation on the start performance of the supersonic annular air ejector［J］.Journal of National University of Defense Technology，2008，30(1):1-4.(in Chinese)鄒建軍，周進，徐萬武，等.超聲速環(huán)形引射器空氣引射啟動特性試驗［J］.國防科技大學(xué)學(xué)報，2008，30(1):1-4.

［17］Liao D X，Ren Z B，Yu Y S，et al.Design and experiment of constant-pressure mixing ejector［J］.High Power Laser and Particle Beams，2006，18(5):728-732.(in Chinese)廖達雄，任澤斌，余永生，等.等壓混合引射器設(shè)計與實驗研究［J］.強激光與粒子束，2006，18(5):728-732.

［18］Emanuel G.Optimum performance for a single-stage gaseous ejector［J］.AIAA Journal，1974，14(9):1292-1296.

［19］Keenan J H，Neumann E P，Lustwerk F.An investigation of ejector design by analysis and experiment［J］.Journal of Applied Mechanics，1950，17:299-809.

［20］Hickmank E，Hill P G，Gilbert G B.Analysis and testing of compressible flow ejectors with variable area tubes［J］.ASME Journal of Basic Engineering，1972，94:407-416.

［21］Liu Z C.Aerodynamic and structural design of high and low speed wind tunnel［M］.Beijing:National Defense Industry Press，2003: 261-278.(in Chinese)劉政崇.高低速風(fēng)洞氣動與結(jié)構(gòu)設(shè)計［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2003:261-278.

The pum ping system and precise mass flow measuring technique for double-inlet w ind tunnel test

Ou Ping，Chen Qiang*，Tian Xiaohu，Wu Junfei，Ma Handong，Qin Yongming，Zhang Jiang
(China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing100074)

Inlet test in wind tunnel is a primary approach to evaluate the performance and obtain the characteristic parameters of the inlet.Traditional inlet test technique has some obvious problems，such as low mass flow measurement precision，and inferior test capability，cannot satisfy the inlet tests of different kinds or at different states.The pumping system and mass flow measuring technique of high precision for double-inlet wind tunnel test is established in the FD-12 wind tunnel.The mass flow measuring device using venturi measuring method is introduced to advance the mass flow measurement precision.The mass flow inbreathed by the inlet is increased by means of middle-pressure annular pumping device set at the exit of the mass flow measuring device to satisfy the inlet tests of different kinds or at different states.Two flowpaths were designed to measure and control the mass flow separately，so that the system can satisfy the performance matching and coupling test of double inlets at different states.Wind tunnel tests show that the effectiveness of the measuring device and pumping capability of the pumping device are testified，and the general test capability for inlets of different kinds is also validated.The test results show that the test system is of high measuring precision，strong pumping and wide test capability，and the corresponding technique may satisfy almost all kinds of inlet tests in wind tunnel.

inlet;performance evaluating;double-inlet test system;mass flow measuring of high precision;middle-pressure annular pumping

V211.71

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0118

0258-1825(2016)03-0392-06

2015-07-01;

2015-09-25

歐平(1980-)，男，四川威遠人，高級工程師，研究方向:實驗流體力學(xué).E-mail:caaaop@163.com

陳強*(1975-)，男，山東菏澤人，高級工程師，研究方向:實驗流體力學(xué).E-mail:chenqiang70102@163.com

歐平，陳強，田曉虎，等.雙發(fā)進氣道抽吸試驗系統(tǒng)及流量高精度測量技術(shù)［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2016，34(3):392-397.

10.7638/kqdlxxb-2015.0118 Ou P，Chen Q，Tian X H，et al.The pumping system and precise mass flow measuring technique for double-inlet wind tunnel test［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):392-397.