本发明属于涡扇发动机及涡扇发动机短舱模型动力测量领域，具体涉及一种分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置及测力试验方法。
背景技术：
先进民用飞机的发展越来越强调经济性、安全性、舒适性和环保性，对于发动机、气动布局、材料等提出了越来越高的要求。为达到卓越的经济性，民用飞机一般采用高涵道比涡轮风扇发动机显著降低发动机燃油消耗率。高涵道比发动机安装方式主要有两种：翼下吊装或机身外安装。这种发动机外形尺寸大，且具有很不光滑的外形，需要通过具有光滑外形的短舱来整流，以减小整机的飞行阻力。因此，为了使得飞机具有较好的飞行性能，发动机短舱的空气动力学设计显得格外重要。
风洞试验是评估短舱外形设计优劣的一种重要方法。在民用飞机详细气动设计阶段，对发动机短舱的模拟按模拟准确性区分主要包含堵锥模型试验、通气模型试验、(进气)引射试验、(排气)喷流模型试验和带涡轮动力模型试验等方式。传统的堵锥模型完全无法模拟进气和排气对短舱气动特性的影响，目前研究单个短舱的阻力特性、发散马赫数特性等试验通常采用成本较为低廉的通气短舱试验模型，这种方法可以在一定范围内模拟喷流流动，但不能模拟进气流动。带涡轮动力的短舱模型试验能够模拟进气口几何形状、排气口几何形状、进气口流动、排气流动以及进气/排气干扰等短舱设计所需考量的重要因素，是获取和改进动力短舱性能的有效方法。
采用简易流量调节装置获得的进气流量系数约0.4～0.7，较飞行条件下短舱流量系数0.6～2.0低，难以准确评估飞行条件下进气和排气对发动机短舱的气动力特性影响。此外，常规通气试验短舱通过支板与天平连接(如专利授权公告号cn207717325u所述)，天平测得的力包含短舱支架的力，难以扣除。本发明通过巧妙的设计，使得天平测得的力只有短舱的气动力。
技术实现要素：
本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了一种分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，包括：
前端支撑机构；
杆式天平，其一端采用锥配合与前端支撑机构通过法兰相接，另一端连接有短舱，所述短舱与前端支撑机构之间设置有间隙；所述短舱内安装有桨毂，所述桨毂上安装有风扇叶盘；
支杆，其内部设置有传动轴，且所述传动轴一端与桨毂固定相接，另一端安装有涡轮，所述支杆连接有涡轮机匣，且所述涡轮位于涡轮机匣内，所述涡轮机匣设置在后端支撑机构上；
测压耙，其安装在所述支杆上，且位于短舱内靠出口处，测压耙与短舱之间无接触；外涵导叶，其安装在所述支杆端部，且外涵导叶位于风扇叶盘与测压耙之间。
优选的是，其中，所述前端支撑结构的结构包括：
短舱底座，其通过螺栓固定在风洞壁板上，且短舱底座上设置有短舱支架，所述杆式天平一端采用锥配合与短舱支架通过法兰固定相接；所述短舱与短舱支架之间设置有间隙；
所述后端支撑机构的结构包括：
支撑接头，所述涡轮机匣固定设置在支撑接头上；
风洞半弯刀机构，所述支撑接头通过销钉固定连接在风洞半弯刀机构上。
优选的是，其中，所述支杆上通过螺钉安装有外形光滑的外涵整流罩，所述外涵整流罩包裹住测压耙与支杆的连接部位。
优选的是，其中，所述短舱底座下方设置有楔形变角片。
优选的是，其中，所述短舱支架横截面为对称翼型。
优选的是，其中，所述风扇叶盘直径大于250mm，风扇叶盘落压比为1.0～1.7。
一种分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，其测力试验方法为：将整个测力试验装置置于风洞中，通过风洞中的高压气体驱动涡轮转动，进而通过涡轮带动传动轴和风扇叶盘转动，用于获取模拟飞行状态进气和排气影响条件下的短舱气动力特性；通过测压耙测量短舱内的总压、总温和静压，通过杆式天平测量对短舱的载荷矢量和短舱自重在杆式天平轴系产生的力矢量；试验过程中，改变来流总压p0∞、马赫数m∞、风扇叶盘和涡轮转速n和短舱迎角α等条件，采集杆式天平信号和测压耙的信号，通过数据处理，获得短舱的气动力试验数据；其中，数据处理方法包括以下步骤：
步骤一、计算测压耙上每个总测压点所在流管的实际流量me，计算方法为：
其中，p0e为测压耙测得的总压，ae为测压耙单个测压点所在流管的流通面积，t0e为测压耙测得的总温，q(me)为短舱出口截面速度压力，q(me)的计算方法为：
其中，γ为来流的比热比，空气介质常数取1.4，出口马赫数me由测压耙测得的总压p0e和静压pe换算得到：
步骤二、计算测压耙上每个总压测点所在流管的理想流量min，其计算方法为：
其中，ain为进气口捕获面积，t0为来流总温，来流速度压力q(m∞)的计算方法为：
其中，来流马赫数m∞为给定试验条件；
步骤三、计算短舱进气流量系数φ，φ为∑me与min的比值：
φ＝∑me/min
步骤四、计算短舱总的气动力矢量fnacelle，计算方法为：
fnacelle＝e·(fbl-fg)
其中，fbl为杆式天平测得的载荷矢量，fg为短舱自重在杆式天平轴系产生的力矢量，e为杆式天平轴系到体轴系的转置矩阵；
计算短舱内流阻力fin，由动量定理获得，计算方法为：
由于短舱模型外涵道的摩擦阻力xin反映的不是真实发动机短舱内流特性，因此应当予以扣除，因此短舱外罩的气动力和力矩矢量f计算式为：
f＝fnacelle-fin
步骤一到步骤四获得的短舱进气流量系数φ和短舱外罩的气动力f即得到了短舱的气动力试验数据。
本发明至少包括以下有益效果：本发明能够通过调控风扇转速模拟单独短舱进口空气流量，实现模拟短舱进气和排气影响下模型气动力的精确测量，获得的试验数据对于指导涡扇发动机短舱以及飞机整体的设计及优化具有重要的价值。本发明提供的分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，通过将杆式天平直接与短舱相接，使得杆式天平测得的力只有短舱的气动力。
本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明：
图1为本发明提供的分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置结构示意图；
图2为本发明提供的分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置安装结构示意图。
具体实施方式：
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。
需要说明的是，在本发明的描述中，术语指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，并不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置有”、“套设/接”、“连接”等，应做广义理解，例如“连接”，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接，可以是机械连接，也可以是电连接，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通，对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
此外，在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
如图1-2所示：本发明的一种分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，包括：
前端支撑机构；
杆式天平12，其一端采用锥配合与前端支撑机构通过法兰相接，另一端连接有短舱1，所述短舱1与前端支撑机构之间设置有间隙；所述短舱1内安装有桨毂11，所述桨毂11上安装有风扇叶盘2；
支杆6，其内部设置有传动轴7，且所述传动轴7一端与桨毂11固定相接，另一端安装有涡轮9，所述支杆6连接有涡轮机匣8，且所述涡轮9位于涡轮机匣8内，所述涡轮机匣8设置在后端支撑机构上；
测压耙4，其安装在所述支杆6上，且位于短舱1内靠出口处，测压耙4与短舱1之间无接触；外涵导叶3，其安装在所述支杆6端部，且外涵导叶3位于风扇叶盘2与测压耙4之间。
测力原理：将整个测力试验装置置于风洞中，通过风洞中的高压气体驱动涡轮9转动，进而通过涡轮9带动传动轴7和风扇叶盘2转动，用于获取模拟飞行状态进气和排气影响条件下的短舱气动力特性；通过测压耙4测量短舱内的总压和静压，通过杆式天平12测量对短舱1的载荷矢量和短舱1自重在杆式天平12轴系产生的力矢量；试验过程中，改变来流总压p0∞、马赫数m∞、风扇叶盘2和涡轮9转速n和短舱1迎角α等条件，采集杆式天平12信号和测压耙4压力信号，通过数据处理，获得短舱1的气动力试验数据。前端支撑机构和后端支撑机构用于对整个测力试验装置提供支撑。外涵导叶3用于气流导向，调节气体流速。本发明提供的测力装置采用分体式结构，即短舱1与前端支撑机构不直接相连，短舱1下表面与前端支撑机构上端面留有缝隙，使得杆式天平12测得的力只有短舱1内外表面的气动力，从而解决了测得前端支撑机构的力难以扣除的问题。
在上述技术方案中，所述前端支撑结构的结构包括：
短舱底座14，其通过螺栓固定在风洞壁板15上，且短舱底座14上设置有短舱支架13，所述杆式天平12一端采用锥配合与短舱支架13通过法兰固定相接；所述短舱1与短舱支架13之间设置有间隙，从而使得杆式天平12测得的力只有短舱2的气动力；
所述后端支撑机构的结构包括：
支撑接头10，所述涡轮机匣8固定设置在支撑接头10上；
风洞半弯刀机构16，所述支撑接头10通过销钉固定连接在风洞半弯刀机构上16。风洞半弯刀机构16作为风洞迎角机构，支撑接头10可根据风洞半弯刀机构16的具体接口条件调整几何外形及尺寸
在上述技术方案中，所述支杆6上通过螺钉安装有外形光滑的外涵整流罩5，所述外涵整流罩5包裹住测压耙4与支杆6的连接部位，光滑外形的外涵整流罩5具有在短舱1排气口处排气、整流的作用。
在上述技术方案中，所述短舱底座14下方设置有楔形变角片17，通过更换不同楔形变角片17可以改变短舱1的试验迎角。
在上述技术方案中，所述短舱支架13横截面为对称翼型，这种设置可以减少短舱支架13为短舱1气动力的干扰。
在上述技术方案中，所述风扇叶盘直径大于250mm，风扇叶盘落压比为1.0～1.7，本发明提供的分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置适用于2米量级以上风洞
一种分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，其测力试验方法为：将整个测力试验装置置于风洞中，通过风洞中的高压气体驱动涡轮转动，进而通过涡轮带动传动轴和风扇叶盘转动，用于获取模拟飞行状态进气和排气影响条件下的短舱气动力特性；通过测压耙测量短舱内的总压、总温和静压，通过杆式天平测量对短舱的载荷矢量和短舱自重在杆式天平轴系产生的力矢量；试验过程中，改变来流总压p0∞、马赫数m∞、风扇叶盘和涡轮转速n和短舱迎角α等条件，采集杆式天平信号和测压耙的信号，通过数据处理，获得短舱的气动力试验数据；其中，数据处理方法包括以下步骤：
步骤一、计算测压耙上每个总测压点所在流管的实际流量me，计算方法为：
其中，p0e为测压耙测得的总压，ae为测压耙单个测压点所在流管的流通面积，t0e为测压耙测得的总温，q(me)为短舱出口截面速度压力，q(me)的计算方法为：
其中，γ为来流的比热比，空气介质常数取1.4，出口马赫数me由测压耙测得的总压p0e和静压pe换算得到：
步骤二、计算测压耙上每个总压测点所在流管的理想流量min，其计算方法为：
其中，ain为进气口捕获面积，t0为来流总温，来流速度压力q(m∞)的计算方法为：
其中，来流马赫数m∞为给定试验条件；
步骤三、计算短舱进气流量系数φ，φ为∑me与min的比值：
φ＝∑me/min
步骤四、计算短舱总的气动力矢量fnacelle，计算方法为：
fnacelle＝e·(fbl-fg)
其中，fbl为杆式天平测得的载荷矢量，fg为短舱自重在杆式天平轴系产生的力矢量，e为杆式天平轴系到体轴系的转置矩阵；
计算短舱内流阻力fin，由动量定理获得，计算方法为：
由于短舱模型外涵道的摩擦阻力xin反映的不是真实发动机短舱内流特性，因此应当予以扣除，因此短舱外罩的气动力和力矩矢量f计算式为：
f＝fnacelle-fin
步骤一到步骤四获得的短舱进气流量系数φ和短舱外罩的气动力f即得到了短舱的气动力试验数据。
这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
1.一种分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，其特征在于，包括：
前端支撑机构；
杆式天平，其一端采用锥配合与前端支撑机构通过法兰相接，另一端连接有短舱，所述短舱与前端支撑机构之间设置有间隙；所述短舱内安装有桨毂，所述桨毂上安装有风扇叶盘；
支杆，其内部设置有传动轴，且所述传动轴一端与桨毂固定相接，另一端安装有涡轮，所述支杆连接有涡轮机匣，且所述涡轮位于涡轮机匣内，所述涡轮机匣设置在后端支撑机构上；
测压耙，其安装在所述支杆上，且位于短舱内靠出口处，测压耙与短舱之间无接触；外涵导叶，其安装在所述支杆端部，且外涵导叶位于风扇叶盘与测压耙之间。
2.如权利要求1所述的分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，其特征在于，所述前端支撑结构的结构包括：
短舱底座，其通过螺栓固定在风洞壁板上，且短舱底座上设置有短舱支架，所述杆式天平一端采用锥配合与短舱支架通过法兰固定相接；所述短舱与短舱支架之间设置有间隙；
所述后端支撑机构的结构包括：
支撑接头，所述涡轮机匣固定设置在支撑接头上；
风洞半弯刀机构，所述支撑接头通过销钉固定连接在风洞半弯刀机构上。
3.如权利要求1所述的分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，其特征在于，所述支杆上通过螺钉安装有外形光滑的外涵整流罩，所述外涵整流罩包裹住测压耙与支杆的连接部位。
4.如权利要求2所述的分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，其特征在于，所述短舱底座下方设置有楔形变角片。
5.如权利要求2所述的分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，其特征在于，所述短舱支架横截面为对称翼型。
6.如权利要求1所述的分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，其特征在于，所述风扇叶盘直径大于250mm，风扇叶盘落压比为1.0～1.7。
7.如权利要求1～6任一项所述的分体式带动力模拟的涡扇发动机短舱测力试验装置，其特征在于，其测力试验方法为：将整个测力试验装置置于风洞中，通过风洞中的高压气体驱动涡轮转动，进而通过涡轮带动传动轴和风扇叶盘转动，用于获取模拟飞行状态进气和排气影响条件下的短舱气动力特性；通过测压耙测量短舱内的总压、总温和静压，通过杆式天平测量对短舱的载荷矢量和短舱自重在杆式天平轴系产生的力矢量；试验过程中，改变来流总压p0∞、马赫数m∞、风扇叶盘和涡轮转速n和短舱迎角α等条件，采集杆式天平信号和测压耙的信号，通过数据处理，获得短舱的气动力试验数据；其中，数据处理方法包括以下步骤：
步骤一、计算测压耙上每个总测压点所在流管的实际流量me，计算方法为：
其中，p0e为测压耙测得的总压，ae为测压耙单个测压点所在流管的流通面积，t0e为测压耙测得的总温，q(me)为短舱出口截面速度压力，q(me)的计算方法为：
其中，γ为来流的比热比，空气介质常数取1.4，出口马赫数me由测压耙测得的总压p0e和静压pe换算得到：
步骤二、计算测压耙上每个总压测点所在流管的理想流量min，其计算方法为：
其中，ain为进气口捕获面积，t0为来流总温，来流速度压力q(m∞)的计算方法为：
其中，来流马赫数m∞为给定试验条件；
步骤三、计算短舱进气流量系数φ，φ为∑me与min的比值：
φ＝∑me/min
步骤四、计算短舱总的气动力矢量fnacelle，计算方法为：
fnacelle＝e·(fbl-fg)
其中，fbl为杆式天平测得的载荷矢量，fg为短舱自重在杆式天平轴系产生的力矢量，e为杆式天平轴系到体轴系的转置矩阵；
计算短舱内流阻力fin，由动量定理获得，计算方法为：
由于短舱模型外涵道的摩擦阻力xin反映的不是真实发动机短舱内流特性，因此应当予以扣除，因此短舱外罩的气动力和力矩矢量f计算式为：
f＝fnacelle-fin
步骤一到步骤四获得的短舱进气流量系数φ和短舱外罩的气动力f即得到了短舱的气动力试验数据。
技术总结