技术领域
[0001] 本
发明属于
飞行器进气道
风洞测试设备，具体涉及一种高精度大范围气流流量计。
背景技术
[0002] 目前，在进行飞行器进气道试验时，流量系数可以通过进气道模型出口测量段和与测量段相连的管路上的流量计来测得，由于测量段直接与进气道出口相连，当进气道唇口或管道内壁出现气流分离时，会引起较大的总压分布不均匀，导致测量段测得的总压值与实际值偏差较大，影响流量测量的准度。因此，评价进气道的性能时一般采用气流流量计的测量结果。而现有的气流流量计由过渡腔、节流段、稳定腔、截流锥、伺服
电机、减速器、蜂窝器、阻尼网、总压测量段、收缩腔、静压测量段和扩压段等组成，能同时实现气流流量的测量与控制。在进气道试验中安放于风洞试验段后方，通过一段通气软胶管与试验模型的出口测量段相连。由于进气道模型出口测量段与气流流量计相距较远，在测试过程中，气流流量计处测量的气流流量与测量段处测得值相差较大。表5是某次大口径二元S型进气道在不同流量下二者的测量结果对比。从表5可以看出测量段测得的流量系数比流量计处测得值大，其差量随着流量的增大有减小的趋势。用于
温度补偿的
热电偶受现有流量计截流锥的电机伺服
驱动器电磁
信号干扰严重，对温度的影响量最大达到了7摄氏度左右，严重影响了温度补偿的效果。
发明内容
[0003] 本发明为了解决现有气流流量计的进气道模型出口测量段与流量计相距较远，在测试过程中，流量计处测量的流量与测量段处测得值相差较大，由于测量段直接与进气道出口相连，当进气道唇口或管道内壁出现气流分离时，会引起较大的总压分布不均匀，导致测量段测得的总压值与实际值偏差较大，影响气流流量测量的准度；流量计的整体尺寸大的问题，提供了一种高精度大范围气流流量计，解决上述问题的具体技术方案如下：
[0004] 本发明是一种高精度大范围气流流量计，由扩散腔、稳定腔、收缩腔、过渡腔、中心整流锥、蜂窝器、阻尼网和
喷嘴组成，过渡腔设在左侧，扩散腔设在过渡腔的右侧，稳定腔设在扩散腔的右边，中心整流锥设在扩散腔内的十字幅板上，中心整流锥上设有金属网，中心整流锥设在十字幅板上，十字幅板固定在稳定腔的壳体上，蜂窝器设在两个阻尼网中间，蜂窝器固定在稳定腔的壳体上，收缩腔设在喷嘴的左端，喷嘴的左端与收缩腔右端的壳体连接，气流流量计的左端与进气道模型出口测量段相连。
[0005] 所述的蜂窝器由具有一定长度的正六边形格子组成，四周固定在稳定腔的壳体上。
[0006] 扩散腔的主要作用是把气流的
动能变成压
力能。从整个管路布局考虑为了能缩短扩散腔长度并减小管路充气容积，选用了大开
角扩散腔。大开角扩散腔“扩散”损失的大小可以用冲击完全系数φ来表示，该系数为扩散腔的扩散损失ΔPM与截面突然扩大时(既扩散角θ＝90°)的理论冲击损失之比，即：
[0007]
[0008] 研究表明，在扩散腔扩散角θ＝20°～25°范围内，φ＜1；当θ＝25°～45°时，φ＞1；而当θ＝45°～90°时，φ从φ＞1降到φ→1。这说明θ＞(20°～25°)时，扩散腔的压力损失比突然扩散的损失还要大。根据上面的分析，选择扩散角为θ＝20.25°，这样在扩散腔入口和出口直径已经确定的情况下(扩散腔入口和出口直径分别为116mm和192mm)，则L＝103mm。有资料显示对于这种扩散比在2.74，扩散角为20.25°的情况，在扩散腔内将出现大量的瞬态分离甚至会出现大面积固定的分离区。为了减小这种完全分离的射流带来的压力损失，在扩散腔的出口加装了一个由十字幅板
支撑的中心整流锥，十字幅板在这里不但有支撑作用，又可以起到打碎大的漩涡的作用。中心整流锥能使自由射流再附壁、阻止气流分离，将气流扩散到整个稳定腔截面上去，提供均匀和稳定的流动。中心整流锥的锥角对下游的气流速度分布和脉动
水平有明显影响。为了减小锥面的
载荷，中心锥骨架选用适当目数的金属网，为了防止大角度扩散腔与前面进气道测量段之间的相互影响，加装一个适当长度带有3°扩散角的过渡腔，根据这个扩张角可以计算出整流锥锥桶直径应为97mm。采用大角度扩散腔和中心整流锥设计方法，其中大开角扩散腔能缩短流量计的整体尺寸，而在扩散腔的出口设有十字幅板支撑的中心整流锥则能减小扩散腔入口处的分离区面积，提高稳定腔气流的均匀度。
[0009] 稳定腔为与扩散腔出口直径相等的圆筒。为保证在稳定腔下游能够得到品质优良的测量流场，在稳定腔的上游加装蜂窝器和阻尼网等整流装置。蜂窝器的主要作用是导直气流并打碎大的漩涡，同时，蜂窝器中的管道对气流的摩擦还有利于改善气流的速度分布。蜂窝器采用六角形的格子，为了提高蜂窝器的整流效果，有资料显示长径比一般在6～8范围内选取，但是在本发明中受稳定腔长度的限制，最终选取的长径比为3.75。稳定腔下游布有总压测量点测量气流总压P0。
[0010] 收缩腔采用可更换喷嘴，其喉道直径根据飞行器进气道模型出口直径来选取。收缩腔使气流
加速，提高静压测量的准度，在收缩腔喉道处布有静压测量点测量气流静压P。
[0011] 通过下面的公式可计算出气流的
质量流量m。
[0012]
[0013]
[0014] 式中：A-可更换喷嘴喉道面积；
[0015] T0-气流总温，在流量计入口前方测得。
[0016] 本发明具有的优点和有益效果：将气流流量计直接与模型测量段连接，减小了进气道出口测量段与流量计测量截面总温T0的差量，使二者的测量结果更趋一致性；由于流量计和流量调节
阀实现了结构上的分离，因而大大减小了电机伺服驱动器对各种
传感器测量
电信号的干扰，提高了测量的精准度；同时，由于新型流量计中去除了原流量计中的流量调节功能，使得新型流量计的稳定腔尺寸大大减小；新型流量计的喷嘴已形成系列化，通过更换不同尺寸的喷嘴可以实现管路尺寸在50～100mm范围的气流流量精确测量；本发明还具有结构简单、体积尺寸小(相对现有流量计长度减小约三分之一)和测量精度高的特点。
附图说明
[0017] 图1是本发明的结构示意图，图2是六角形格子蜂窝器的结构示意图，图3是十字幅板和中心整流锥的结构示意图，图4是现有流量计结构示意图。图中8是总压测量点，9是静压测量点。
具体实施方式
[0018] 具体实施方式一：结合图1、图2、图3描述本实施方式。本实施方式由扩散腔1、稳定腔2、收缩腔3、过渡腔4、中心整流锥5、蜂窝器6、阻尼网7、喷嘴10和十字幅板11组成，过渡腔4设在左侧，扩散腔1设在过渡腔4的右侧，稳定腔2设在扩散腔1的右边，中心整流锥5设在扩散腔1内的十字幅板11上，中心整流锥5上固定有9～11目的金属网，中心整流锥5固定在十字幅板11上，十字幅板11固定在稳定腔2的壳体上，蜂窝器6设在第一层和第二层阻尼网7之间，蜂窝器6和阻尼网7固定在稳定腔2的壳体上，收缩腔3设在喷嘴10的左端，喷嘴10的左端与收缩腔3右端的壳体连接，气流流量计的左端与进气道模型测量段的出口相连。
[0019] 具体实施方式二：结合图1、图2描述本实施方式。本实施方式所述的蜂窝器6由具有一定长径比的六角形格子组成。
[0020] 具体实施方式三：结合图1、图2描述本实施方式。本实施方式所述的蜂窝器6为六角形格子，其长径比为3～4。最佳的六角形格子长径比为3.75。
[0021] 具体实施方式四：结合图1描述本实施方式。本实施方式的扩散腔1内腔体的角度为20°～25°。
[0022] 蜂窝器采用六角形格子结构，长径比也比原流量计提高，以增加整流效果，提高流量计内的气流流场品质，达到提高测量精准度的目的。
[0023] 表1～表4为本发明的流量计的风洞试验结果和校准箱校准结果。
[0024] 可以看出，新型流量计与测量段比较，差值都在1％以内。同时流量计测量截面处的总压不均匀度要比测量段处的总压不均匀度低得多。
[0025] 流量计的测量结果与校准箱的测量结果误差多数点在0.6％以内，个别点略高；流量计的测量精度与校准箱的测量精度，基本上相同，处于同一量级。
[0026] 表1风洞试验中新型流量计测得流量与测量段测得流量对比
[0027]
[0028] 表2风洞试验中新型流量计测量截面总压不均匀度情况
[0029]
[0030] 表3新型流量计在校准箱中校准结果
[0031]
[0032] 表4新型流量计测量结果七次均方根精度
[0033]
[0034] 表5进气道模型测量段与原流量计测得流量对比
[0035] (流量计未加温度补偿)
[0036]
