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摘要：一种同步进排气的负压舱内压力调节与稳定方法，属于风洞试验技术领域，本发明为了解决负压舱目标压比难以调节及稳定的问题。本发明在实际马赫数为零时，建立节流阀阀锥锥位与负压舱内基准压比的关系曲线图，根据目标马赫数和目标压比计算负压舱内的实际控制压比，并查得实际控制锥位，驱动前移至实际控制锥位，获取阀锥前移过程中的负压舱的实测最大压比，进而通过实测最大压比修正试验件引气口的真实马赫数，根据试验件引气口的真实马赫数计算得到负压仓的修正压比，并查得对应的修正锥位，控制阀锥由初设锥位前移至修正锥位，即可在目标马赫数下快速快速的调节节流阀，使负压舱内的压比稳定在目标压比，可节约大量气体能源。

主权项：1.一种同步进排气的负压舱内压力调节与稳定方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一、关闭外涵截止阀（3），使外涵流道（1）内的实际马赫数为零，完全开启次流截止阀（11），并调节节流阀（10）的阀锥（9）锥位，测量不同阀锥（9）的锥位对应负压舱（6）内的基准压比，通过多项式拟合公式生成关系曲线图；步骤二、首先设定外涵流道（1）内的目标马赫数为以及负压舱（6）内的目标压比，然后根据目标马赫数及目标压比计算得到负压舱（6）内的实际控制压比，最后通过关系曲线图，获取实际控制压比对应阀锥（9）的实际控制锥位；实际控制压比通过下式计算： ；式中： 为外涵流道（1）内的总压，单位为； 为外涵流道（1）内的静压，单位为； 为负压舱（6）内的舱压，单位；步骤三、完全开启外涵截止阀（3），以目标马赫数进行外涵流道（1）的首次吹风试验，通过关系曲线图确定目标压比对应阀锥（9）的初设锥位，驱动阀锥（9）由初设锥位前移至实际控制锥位，并获取负压舱（6）内实际压比随时间变化的连续曲线，取所述连续曲线的最大值作为实测最大压比；步骤四、根据实测最大压比修正试验件引气口（7）的真实马赫数；试验件引气口（7）的真实马赫数修正公式为： ；步骤五、根据试验件引气口（7）的真实马赫数和目标压比计算得到负压舱（6）的修正压比，通过关系曲线图，获取修正压比对应阀锥（9）的修正锥位；修正压比的计算公式为：；步骤六、控制节流阀（10）以修正锥位调节和稳定目标马赫数下负压舱（6）内的压力。

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百度查询： 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种同步进排气的负压舱内压力调节与稳定方法