1.本申请属于本发明属于航空飞行器设计技术领域，特别涉及一种喷气发动机与进气道系统地面台架联合试验的模型系统。
背景技术：
2.目前，国内外小型发动机地面试验平台所配置的动力系统为喷气发动机，为了提高小型发动机试验台的推力，其发动机基本特性一般均具有高转速、低流量、高排气温度技术特点。利用该试验平台开展进气道与发动机地面匹配特性研究均会出现真实进气道缩比后几何尺寸与最大流量严重不匹配的情况。例如几何缩比10，进气道出口直径与试验发动机相同，但真实发动机流量与试验发动机最大流量比为1.8～2的情况，即真实进气道的出口m数为0.5～0.6，而利用试验发动机所能达到的最大m数仅为0.25～0.33左右，在进气道设计中该数据仅为小流量状态，其进气道性能的中大流量下的进气道性能及对推力影响参数严重缺失，其进发匹配情况下的推进系统系性能偏离较远，导致目前利用小型发动机地面试验平台开展进气道性能及推力特性影响研究无法开展，而在真实发动机试验台上开展进气道性能及推力特性影响研究又面临着试验件复杂、研究经费高、周期长特点，无法在方案初步阶段开展此类研究，因此扩展小型发动机地面试验平台的进气道试验能力具有重要的意义，也是亟待解决的关键技术。
技术实现要素：
3.为了解决上述问题，本发明提供了一种喷气发动机与进气道系统地面台架联合试验的模型系统，利用并联式2台或多台喷气发动机与单独进气道联合地面台架试验的模型系统，在2台或多台小型发动机同步工作情况下，增加进入进气道的流量，提高进气道内管道的气流马赫数，较为真实模拟进气道与发动机联合地面工作特性，可以大幅提升小型发动机地面试验平台的能力。解决现有小型发动机平台的发动机流量较小，进气道出口气流马赫数过低，采用单台喷气发动机无法获得大流量进气道地面特性，其进发匹配情况下的推进系统系性能偏离较远问题，试验模型简单、风险低、成本低。
4.本发明的技术方案是：一种喷气发动机与进气道地面台架联合试验的模型系统，其对涡轮发动机进行模拟试验，包括：
5.进气道，进气道包括进气道进口与进气道出口；
6.分流器，分流器包括分流器进口与分流器出口，分流器出口数量为两个及多个，分流器进口与进气道出口连接；
7.涡轮发动机，涡轮发动机连接于分流器出口，涡轮发动机尾部安装发动机尾喷管，气体由进气道进入，由发动机尾喷管排出。
8.优选的是，分流器的每个分流器出口之间设置有分流片，分流片连接在每个分流器出口管道内岔口上，呈矩形片状，其厚度30mm～50mm，分流片迎接气体一侧为圆弧或椭圆形。
9.优选的是，分流器进口直径为真实发动机直径内管缩比，每个分流器出口均在同一水平面。
10.优选的是，发动机尾喷管包括二元直喷管、s弯喷管、矢量喷管。
11.优选的是，每个分流器出口的偏心距与涡轮发动机直径之比不大于1，分流器出口的长度与涡轮发动机的直径之比不小于3。
12.优选的是，进气道进口为矩形，进气道进口的边缘做卷边加厚处理。现有的小型发动机地面试验时，由于发动机的进气流量较少，导致单独进气道匹配单独发动机时，管道内的气流流速较低，即使发动机最大转速情况下，进气道出口剖面上的马赫数一般仅为0.25左右，与真实进气道工作时的出口马赫数0.5～0.6差距很大，采用并联式2台或者多台发动机带分流器多处口的模型系统方案，可以提高进入进气道的空气流量，较为真实模拟进气道与发动机联合地面工作特性，可以大幅提升小型发动机地面试验平台的能力。
附图说明
13.图1是本申请一优选实施方式的喷气发动机与进气道地面台架联合试验的模型系统示意图。
14.图2本申请一优选实施方式的喷气发动机与进气道地面台架联合试验的模型系统三维模型示意图。
15.其中，1-进气道，2-分流器，3-涡轮发动机，4-发动机尾喷管，11-进气道进口，12-进气道出口，21-分流器进口，22-分流器出口，23分流片。
具体实施方式
16.为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
17.如图1至2所示本发明提供的一种可实施例，包括：
18.进气道1，进气道1包括进气道进口11与进气道出口12；
19.分流器2，分流器2包括分流器进口21与分流器出口22，分流器出口22数量为两个，分流器进口21与进气道出口12连接；
20.涡轮发动机3，涡轮发动机3连接于分流器出口22，涡轮发动机3尾部安装发动机尾喷管4，气体由进气道1进入，由发动机尾喷管4排出。
21.其中分流器2的每个分流器出口22之间设置有分流片23，分流片23连接在每个分流器出口22管道内岔口上，呈矩形片状，其厚度30mm，分流片23迎接气体一侧为圆弧或椭圆形，风流片23能够在气体风流的过程中通过前端的圆弧流线型，将整个气流以最小的动能损失分成两部分，同时，在长期使用的过程中，分流片23能够减少气体对分流器2的碰撞损失。
22.在一些可实施方案中，分流器进口21直径为真实发动机直径内管缩比，这样可以最真实还原发动机的实验环境，每个分流器出口22均在同一水平面，借此能够更好的固定安装。
23.在一些可实施方案中，发动机尾喷管4矢量喷管，矢量喷管可以根据实际的实验环境调整方向。
24.在一些可实施方案中，每个分流器出口22的偏心距与涡轮发动机3直径之比为0.8，分流器出口22的长度与涡轮发动机3的直径之比为3。
25.在一些可实施方案中，进气道进口11为矩形，进气道进口11的边缘做卷边加厚处理。现有的小型发动机地面试验时，由于发动机的进气流量较少，导致单独进气道匹配单独发动机时，管道内的气流流速较低，即使发动机最大转速情况下，进气道出口剖面上的马赫数一般仅为0.25左右，与真实进气道工作时的出口马赫数0.5～0.6差距很大，采用并联式2台或者多台发动机带分流器多处口的模型系统方案，可以提高进入进气道的空气流量，较为真实模拟进气道与发动机联合地面工作特性，可以大幅提升小型发动机地面试验平台的能力。
26.以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
技术特征：
1.一种喷气发动机与进气道地面台架联合试验的模型系统，其对涡轮发动机(3)进行模拟试验，其特征在于，包括：进气道(1)，进气道(1)包括进气道进口(11)与进气道出口(12)；分流器(2)，分流器(2)包括分流器进口(21)与分流器出口(22)，分流器出口(22)数量为两个及多个，分流器进口(21)与进气道出口(12)连接；涡轮发动机(3)，涡轮发动机(3)连接于分流器出口(22)，涡轮发动机(3)尾部安装发动机尾喷管(4)，气体由进气道(1)进入，由发动机尾喷管(4)排出。2.如权利要求1所述的喷气发动机与进气道地面台架联合试验的模型系统，其特征在于，分流器(2)的每个分流器出口(22)之间设置有分流片(23)，分流片(23)连接在每个分流器出口(22)管道内岔口上，呈矩形片状，其厚度30mm～50mm，分流片(23)迎接气体一侧为圆弧或椭圆形。3.如权利要求1所述的喷气发动机与进气道地面台架联合试验的模型系统，其特征在于，分流器进口(21)直径为真实发动机直径内管缩比，每个分流器出口(22)均在同一水平面。4.如权利要求1所述的喷气发动机与进气道地面台架联合试验的模型系统，其特征在于，发动机尾喷管(4)包括二元直喷管、s弯喷管、矢量喷管。5.如权利要求1所述的喷气发动机与进气道地面台架联合试验的模型系统，其特征在于，每个分流器出口(22)的偏心距与涡轮发动机(3)直径之比不大于1，分流器出口(22)的长度与涡轮发动机(3)的直径之比不小于3。6.如权利要求1所述的喷气发动机与进气道地面台架联合试验的模型系统，其特征在于，进气道进口(11)为矩形，进气道进口(11)的边缘做卷边加厚处理。
技术总结
本申请属于本发明属于航空飞行器设计技术，涉及在飞行器上使用的喷气发动机与进气道联合地面台架试验技术。更具体地说，涉及一种利用喷气发动机与单独进气道联合地面台架试验的模型系统。所述联合试验模型系统包括：进气道进口、进气道出口、分流片、分流器出口，喷气发动机、发动机尾喷管。本申请是一款喷气发动机与进气道地面台架联合试验的模型系统，该模型系统动力系统通过2台或多台小型发动机同步工作增加进入进气道的流量，提高进气道内管道的气流马赫数，模拟进气道与发动机联合地面工作特性，提升小型发动机地面试验平台的能力。本申请的模型系统结构简单，试验时发动机试验平台改造容易，只用小型发动机平台即可开展测试验证。展测试验证。展测试验证。
技术研发人员：王家启 艾俊强 邓一菊
受保护的技术使用者：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
技术研发日：2021.09.21
技术公布日：2022/1/18
再多了解一些
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