一种客机增压舱通道流量系数测量的方法和装置

摘要

本发明公开了一种客机增压舱通道流量系数测量的方法和装置，包括理想流量测量模块和实际流量测量模块，其中，理想流量测量模块用于调节试验舱室的进口压力和出口压力，在试验舱室的进口压力和出口压力达到目标压力值时，分别测量试验舱室的进口压力和出口压力，以及测量试验舱室中的气体温度，根据进口压力、出口压力和气体温度得到理想流量m2；实际流量测量模块，连接于试验舱室的第一端或者第二端，用于在试验舱室的进口压力和出口压力达到目标压力值时，测量流经实际流量测量模块的实际流量m1。本发明通过对大型客机增压舱的多种典型测量装置进行流量系数的测量试验，可以准确得到多种典型流通通道的流量系数。

权利要求

1.一种客机增压舱通道流量系数测量的装置，其特征在于，包括理想流量测量模块(1)和实际流量测量模块(2)，其中，

所述理想流量测量模块(1)，所述理想流量测量模块(1)包括试验舱室，用于调节所述试验舱室的进口压力和出口压力，在所述试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压力达到出口目标压力值时，分别测量所述试验舱室的所述进口压力和所述出口压力，以及测量所述试验舱室中的气体温度，以根据所述进口压力、所述出口压力和所述气体温度得到理想流量m2，所述试验舱室为第一试验舱室或者第二试验舱室；所述理想流量m2的计算公式为：

其中，ptc为试验舱室的进口压力，单位为kPa；pm为试验舱室的出口压力，单位为kPa；A2

为试验舱室内的气体流通面积，单位为m ；k为绝热系数；R为气体常数，单位为J/(mol·K)；

Ts为气体温度，单位为K；

所述实际流量测量模块(2)，连接于所述试验舱室的第一端或者第二端，用于在所述试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压力达到出口目标压力值时，测量流经所述实际流量测量模块(2)的实际流量m1，所述试验舱室的第一端为排气端，所述试验舱室的第二端为进气端。

2.根据权利要求1所述的客机增压舱通道流量系数测量的装置，其特征在于，在所述试验舱室为第一试验舱室(113)时，所述理想流量测量模块(1)包括螺杆泵(111)、第一阀门组(112)、第一固定装置(114)、第一温度传感器(115)、第一出口压力传感器(116)、第一进口压力传感器(117)、第二阀门组(118)和第一喇叭口(119)，其中，所述螺杆泵(111)连接所述第一阀门组(112)的第一端，所述第一试验舱室(113)的第一端连接所述第一阀门组(112)的第二端，所述第一试验舱室(113)的第二端连接所述第二阀门组(118)的第一端，所述第一固定装置(114)安装于所述第一试验舱室(113)的外壁上，所述第一温度传感器(115)、所述第一出口压力传感器(116)和所述第一进口压力传感器(117)均安装于所述第一试验舱室(113)的外壁上，所述第二阀门组(118)的第二端通过所述实际流量测量模块(2)与所述第一喇叭口(119)连接。

3.根据权利要求2所述的客机增压舱通道流量系数测量的装置，其特征在于，所述实际流量测量模块(2)包括第一文丘里管(211)、第二出口压力传感器(212)、第二进口压力传感器(213)、第一智能流量积算仪(214)、第二温度传感器(215)和第一入口管道(216)，其中，所述第一文丘里管(211)的第一端连接所述第二阀门组(118)的第二端，所述第一文丘里管(211)的第二端连接所述第一入口管道(216)的第一端，所述第一入口管道(216)的第二端连接所述第一喇叭口(119)，所述第二出口压力传感器(212)安装于所述第一文丘里管(211)的外壁上，所述第一智能流量积算仪(214)连接所述第二出口压力传感器(212)、所述第一文丘里管(211)、所述第二进口压力传感器(213)和所述第二温度传感器(215)，所述第二进口压力传感器(213)和所述第二温度传感器(215)均安装于所述第一入口管道(216)的外壁上。

4.根据权利要求2所述的客机增压舱通道流量系数测量的装置，其特征在于，所述第一阀门组(112)和所述第二阀门组(118)均为升降式闸阀。

5.根据权利要求1所述的客机增压舱通道流量系数测量的装置，其特征在于，在所述试验舱室为第二试验舱室(125)时，所述理想流量测量模块(1)还包括螺杆压缩机(121)、储气罐(122)、第三阀门组(123)、出口管道(124)、第二固定装置(126)、第三温度传感器(127)、第三进口压力传感器(128)、第三出口压力传感器(129)、第四阀门组(120)和第二喇叭口(1201)，其中，

所述螺杆压缩机(121)连接所述储气罐(122)的第一端，所述储气罐(122)的第二端连接所述第三阀门组(123)的第一端，所述第三阀门组(123)的第二端连接所述出口管道(124)的第一端，所述出口管道(124)的第二端通过所述实际流量测量模块(2)与所述第二试验舱室(125)的第一端连接，所述第二试验舱室(125)的第二端连接所述第四阀门组(120)的第一端，所述第四阀门组(120)的第二端连接所述第二喇叭口(1201)，所述第二固定装置(126)安装于所述第二试验舱室(125)的外壁上，所述第三温度传感器(127)、所述第三进口压力传感器(128)和所述第三出口压力传感器(129)均安装于所述第二试验舱室(125)的外壁上。

6.根据权利要求5所述的客机增压舱通道流量系数测量的装置，其特征在于，所述实际流量测量模块(2)包括第四温度传感器(221)、第四出口压力传感器(222)、第四进口压力传感器(223)、第二文丘里管(224)、第二智能流量积算仪(225)和第二入口管道(226)，其中，所述第二入口管道(226)的第一端连接所述出口管道(124)的第二端，所述第二入口管道(226)的第二端连接所述第二文丘里管(224)的第一端，所述第二文丘里管(224)的第二端连接所述第二试验舱室(125)的第一端，所述第四温度传感器(221)和所述第四出口压力传感器(222)均安装于所述第二入口管道(226)的外壁上，所述第四进口压力传感器(223)安装于所述第二文丘里管(224)的外壁上，所述第二智能流量积算仪(225)连接所述第四出口压力传感器(222)、所述第四温度传感器(221)、所述第四进口压力传感器(223)和所述第二文丘里管(224)。

7.根据权利要求5所述的客机增压舱通道流量系数测量的装置，其特征在于，所述第三阀门组(123)和所述第四阀门组(120)均为升降式闸阀。

8.根据权利要求1所述的客机增压舱通道流量系数测量的装置，其特征在于，所述试验舱室包括上游舱室(1a)、试验模型(1b)和下游舱室(1c)，其中，所述上游舱室(1a)通过所述试验模型(1b)与所述下游舱室(1c)连接。

9.一种客机增压舱通道流量系数测量的方法，其特征在于，用于权利要求1至8任一项所述的客机增压舱通道流量系数测量的装置，所述方法包括：调节试验舱室的进口压力和出口压力，在所述试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压力达到出口目标压力值时，分别测量所述试验舱室的所述进口压力和所述出口压力，以及测量所述试验舱室中的气体温度，以根据所述进口压力、所述出口压力和所述气体温度得到理想流量m2；

另外在所述试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压力达到出口目标压力值时，测量流经所述实际流量测量模块(2)的实际流量m1；

根据所述实际流量m1和所述理想流量m2得到流量系数C。

说明书

一种客机增压舱通道流量系数测量的方法和装置

技术领域

[0001] 本发明属于流量系数测量领域，具体涉及一种客机增压舱通道流量系数测量的方法和装置。

背景技术

[0002] 增压舱是提高现代远程客机飞行性能和安全性能的重要装置之一，可以有效避免高速气流、低温等因素对飞机上人员的不良影响，提供舒适的舱内环境以满足飞机上人员
的生理需要。增压过程为在常规状态下或紧急状态下向座舱(包括客舱和驾驶舱等)输送经
过增压后的空气，然后经由排气活门排出机外。在飞行过程中，空气调节组件提供调节后的
空气进入座舱，通过增压控制系统控制排气活门的排气量实现压力的控制，达到调控和保
持座舱压力高度(座舱内部气压所对应的标准大气压力高度)的目的，获得增压的效果。目
前，增压舱被广泛应用于民用飞机，民用飞机的各增压舱之间通过气流通道相互连接，一个
增压舱发生泄漏时，其余舱室增压后的气体会通过增压舱流道快速流向发生泄漏的舱室，
对机体结构造成极大的负荷，可能会造成严重的飞行事故。研究证明，大型飞机在飞行过程
中如果出现裂痕或意外裂口，舱内气体会突然外泄，由于各舱间压力与大气压力不均衡，在
各隔舱壁上会产生一个附加的泄压载荷。这个载荷可能造成结构局部失效，进而危及机体
的承载能力；也可能因机体变形而造成飞机操纵失灵，最终导致灾难性事故发生。

[0003] 目前，国内外学者针对各种常见流道孔型的流量系数已经做了大量的实验和仿真研究。但是，国内暂无民用飞机增压舱流道流量系数的研究成果。流量系数作为泄压载荷正
向设计的重要输入参数，对于目前大型宽体客机的研制具有极大的重要性，其直接关系到
飞机尾舱蒙皮的强度设计，甚至可能会影响尾舱复合材料的设计等。由于增压舱流道流量
系数的研究内容复杂，周期较长，需及时开展，以保障后续工作顺利进行，按时完成交付任
务。

[0004] 现阶段计算飞机增压舱流道两端的泄压载荷采用的流量系数均为供应商的数据推理以及工程经验假设，缺乏实际有效的数据支撑计算。若流量系数的选取相比实际值偏
小，则结构和内饰设计的重量会有较高的冗余浪费；若流量系数的选取相比实际值偏大，则
结构和内饰的强度评估可能无法满足要求，需进行补强，甚至重新设计。研究表明，不准确
的流量系数选取可能使得泄压载荷增加至400％，导致飞机在飞行过程中具有重大的安全
隐患，影响各适航当局适航条款的验证，从而限制了国产大飞机走出国门。

发明内容

[0005] 为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种客机增压舱通道流量系数测量的方法和装置。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：

[0006] 一种客机增压舱通道流量系数测量的装置，包括理想流量测量模块和实际流量测量模块，其中，

[0007] 所述理想流量测量模块，所述理想流量测量模块包括试验舱室，用于调节所述试验舱室的进口压力和出口压力，在所述试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压
力达到出口目标压力值时，分别测量所述试验舱室的所述进口压力和所述出口压力，以及
测量所述试验舱室中的气体温度，以根据所述进口压力、所述出口压力和所述气体温度得
到理想流量m2，所述试验舱室为第一试验舱室或者第二试验舱室；所述理想流量m2的计算公
式为：

[0008]

[0009] 其中，ptc为试验舱室的进口压力，单位为kPa；pm为试验舱室的出口压力，单位为2
kPa；A为试验舱室内的气体流通面积，单位为m ；k为绝热系数，优选为1.4；R为气体常数，优
选为287，单位为J/(mol·K)；Ts为气体温度，单位为K；

[0010] 所述实际流量测量模块，连接于所述试验舱室的第一端或者第二端，用于在所述试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压力达到出口目标压力值时，测量流经所
述实际流量测量模块的实际流量m1，所述试验舱室的第一端为排气端，所述试验舱室的第
二端为进气端。

[0011] 在本发明的一个实施例中，在所述试验舱室为第一试验舱室时，所述理想流量测量模块包括螺杆泵、第一阀门组、第一固定装置、第一温度传感器、第一出口压力传感器、第
一进口压力传感器、第二阀门组和第一喇叭口，其中，

[0012] 所述螺杆泵连接所述第一阀门组的第一端，所述第一试验舱室的第一端连接所述第一阀门组的第二端，所述第一试验舱室的第二端连接所述第二阀门组的第一端，所述第
一固定装置安装于所述第一试验舱室的外壁上，所述第一温度传感器、所述第一出口压力
传感器和所述第一进口压力传感器均安装于所述第一试验舱室的外壁上，所述第二阀门组
的第二端通过所述实际流量测量模块与所述第一喇叭口连接。

[0013] 在本发明的一个实施例中，所述实际流量测量模块包括第一文丘里管、第二出口压力传感器、第二进口压力传感器、第一智能流量积算仪、第二温度传感器和第一入口管
道，其中，

[0014] 所述第一文丘里管的第一端连接所述第二阀门组的第二端，所述第一文丘里管的第二端连接所述第一入口管道的第一端，所述第一入口管道的第二端连接所述第一喇叭
口，所述第二出口压力传感器安装于所述第一文丘里管的外壁上，所述第一智能流量积算
仪连接所述第二出口压力传感器，所述第二进口压力传感器和所述第二温度传感器均安装
于所述第一入口管道的外壁上。

[0015] 在本发明的一个实施例中，在所述试验舱室为第二试验舱室时，所述理想流量测量模块还包括螺杆压缩机、储气罐、第三阀门组、出口管道、第二固定装置、第三温度传感
器、第三进口压力传感器、第三出口压力传感器、第四阀门组和第二喇叭口，其中，

[0016] 所述螺杆压缩机连接所述储气罐的第一端，所述储气罐的第二端连接所述第三阀门组的第一端，所述第三阀门组的第二端连接所述出口管道的第一端，所述出口管道的第
二端通过所述实际流量测量模块与所述第二试验舱室的第一端连接，所述第二试验舱室的
第二端连接所述第四阀门组的第一端，所述第四阀门组的第二端连接所述第二喇叭口，所
述第二固定装置安装于所述第二试验舱室的外壁上，所述第三温度传感器、所述第三进口
压力传感器和所述第三出口压力传感器均安装于所述第二试验舱室的外壁上。

[0017] 在本发明的一个实施例中，所述实际流量测量模块包括第四温度传感器、第四出口压力传感器、第四进口压力传感器、第二文丘里管、第二智能流量积算仪和第二入口管
道，其中，

[0018] 所述第二入口管道的第一端连接所述出口管道的第二端，所述第二入口管道的第二端连接所述第二文丘里管的第一端，所述第二文丘里管的第二端连接所述第二试验舱室
的第一端，所述第四温度传感器和所述第四出口压力传感器均安装于所述第二入口管道的
外壁上，所述第四进口压力传感器安装于所述第二文丘里管的外壁上，所述第二智能流量
积算仪连接所述第四出口压力传感器。

[0019] 在本发明的一个实施例中，所述试验舱室包括上游舱室、试验模型和下游舱室，其中，所述上游舱室通过所述试验模型与所述下游舱室连接。

[0020] 在本发明的一个实施例中，所述第一阀门组和所述第二阀门组均为升降式闸阀。

[0021] 在本发明的一个实施例中，所述第三阀门组和所述第四阀门组均为升降式闸阀。

[0022] 一种客机增压舱通道流量系数测量的方法，包括：

[0023] 调节试验舱室的进口压力和出口压力，在所述试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压力达到出口目标压力值时，分别测量所述试验舱室的所述进口压力和所述
出口压力，以及测量所述试验舱室中的气体温度，以根据所述进口压力、所述出口压力和所
述气体温度得到理想流量m2；

[0024] 另外在所述试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压力达到出口目标压力值时，测量流经所述实际流量测量模块的实际流量m1；

[0025] 根据所述实际流量m1和所述理想流量m2得到流量系数C。

[0026] 本发明的有益效果：

[0027] 本发明公开了一种客机增压舱通道流量系数测量的方法和装置，测量装置可以为在正压环境下进行测量的测量装置，也可以为在负压环境下进行测量的负压测量装置，该
测量装置包括试验舱室，通过测量试验舱室的进口压力、出口压力和气体温度得到理想流
量m2，该测量装置还包括实际流量测量模块，通过测量流经实际流量测量模块的气体流量
得到实际流量m1，通过理想流量m2和实际流量m1得到流量系数C。现阶段计算飞机增压舱流
道两端的泄压载荷采用的流量系数均为供应商的数据推理以及工程经验假设，缺乏实际有
效的数据支撑计算，通过上述测量装置和方法可以准确得到多种典型流量测量通道的流量
系数，可对全机增压舱通道流量系数进行试验验证，避免设计过程出现冗余浪费甚至重新
设计。多种典型通道的流量系数可以形成飞机舱间通道流量系数数据库，提高飞机设计人
员的正向设计能力，从而提高强度校核输入和内饰设计输入的迭代输入能力，流量系数是
计算各舱间泄压载荷的重要输入参数，由流量系数得到全机泄压载荷值，可推动客机取得
欧美适航证。

[0028] 以下将结合附图及实施例对本发明做进一步详细说明。

附图说明

[0029] 图1是本发明实施例提供的一种客机增压舱通道流量系数测量的装置模块示意图；

[0030] 图2是本发明实施例提供的一种客机增压舱通道流量系数测量的负压装置结构示意图；

[0031] 图3是本发明实施例提供的第一试验舱室或第二试验舱室的结构示意图；

[0032] 图4是本发明实施例提供的第一文丘里管或第二文丘里管的结构示意图；

[0033] 图5是本发明实施例提供的一种客机增压舱通道流量系数测量的正压装置结构示意图；

[0034] 图6是本发明实施例提供的一种客机增压舱通道流量系数测量的方法的流程示意图。

具体实施方式

[0035] 下面结合具体实施例对本发明做进一步详细的描述，但本发明的实施方式不限于此。

[0036] 在本发明的描述中，需要理解的是，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或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第
一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者多个该特征。在本发明的描述中，“多
个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

[0037] 在本发明的描述中，“第一端”均表示当前部件的排气端，“第二端”均表示当前部件的进气端，“第三端”均表示当前部件的排气端。

[0038] 实施例一

[0039] 请参见图1，图1是本发明实施例提供的一种客机增压舱通道流量系数测量的装置模块示意图。本发明实施例提供的一种客机增压舱通道流量系数测量的装置，包括理想流
量测量模块1和实际流量测量模块2，其中，

[0040] 理想流量测量模块1，理想流量测量模块1包括试验舱室，用于调节试验舱室的进口压力和出口压力，在试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压力达到出口目标
压力值时，分别测量试验舱室的进口压力和出口压力，以及测量试验舱室中的气体温度，以
根据进口压力、出口压力和气体温度得到理想流量m2，试验舱室为第一试验舱室或者第二
试验舱室；

[0041] 实际流量测量模块2，连接于试验舱室的第一端或者第二端，用于在试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压力达到出口目标压力值时，测量流经实际流量测量模
块2的实际流量m1，试验舱室的第一端为排气端，试验舱室的第二端为进气端。

[0042] 在本实施例中，需要通过实际流量m1和理想流量m2得到流量系数C，流量系数C的计算公式为C＝m1/m2。流量系数的测量装置包括理想流量测量模块1和实际流量测量模块2，通
过理想流量测量模块1可得到理想流量m2，通过实际流量测量模块2可得到实际流量m1，将实
际流量m1和理想流量m2代入流量系数C的计算公式中可得流量系数C。

[0043] 理想流量测量模块1包括试验舱室，试验进行中，调节试验舱室的进口阀门闸板和出口阀门闸板的开关大小，观察试验舱室的进口压力传感器和出口压力传感器的读数，直
到进口压力传感器和出口压力传感器的读数达到目标值并稳定不变时(流经试验舱室的气
流稳定不变)，停止调节进口阀门闸板和出口阀门闸板，目标进口压力和目标出口压力与模
拟飞行高度相匹配，例如，18000英尺高空的环境压力为50600pa，预设当地大气压为
97200pa，则出口压力为46600pa(97200pa‑50600pa)，需要调节试验舱室的出口阀门闸板使
出口压力传感器读数保持为46600pa，同时调节试验舱室的进口阀门闸板使进口压力传感
器读数为48600pa，可实现2000pa的进出口压差；同理，要实现20000pa的进出口压差，需要
调节试验舱室的进口阀门闸板使进口压力传感器读数为66600pa。此时，读取进口压力传感
器的读数为进口压力，读取出口压力传感器的读数为出口压力，读取试验舱室的温度传感
器的数值为气体温度，根据进口压力、出口压力和气体温度可得到理想流量m2，例如当试验
舱室为第一试验舱室时，分别读取第一试验舱室的气体温度、出口压力和进口压力，又例如
当试验舱室为第二试验舱室时，分别读取第二试验舱室的气体温度、出口压力和进口压力。

[0044] 理想流量m2的计算公式为：

[0045]

[0046] 其中，ptc为试验舱室的进口压力，单位为kPa；pm为试验舱室的出口压力，单位为2
kPa；A为试验舱室内的气体流通面积，单位为m ；k为绝热系数，优选为1.4；R为气体常数，优
选为287，单位为J/(mol·K)；Ts为气体温度，单位为K。

[0047] 在试验舱室的进口压力传感器和出口压力传感器的读数达到目标值并稳定不变时，通过智能流量积算仪测量流过实际流量测量模块2的气体实际流量，即为实际流量m1。

[0048] 将实际流量m1和理想流量m2带入流量系数C的计算公式C＝m1/m2中，可得到流量系数C。

[0049] 通过上述测量装置可以准确得到多种典型流量测量通道的流量系数C，可对全机增压舱通道的流量系数C进行试验验证，避免设计过程出现冗余浪费甚至重新设计。多种典
型通道的流量系数C可以形成飞机舱间通道流量系数C的数据库，提高飞机设计人员的正向
设计能力，从而提高强度校核输入和内饰设计输入的迭代输入能力，流量系数C是计算各舱
间泄压载荷的重要输入参数，由流量系数C可得到全机泄压载荷值，推动客机取得欧美适航
证。

[0050] 实施例二

[0051] 请参见图2，图2是本发明实施例提供的一种客机增压舱通道流量系数测量的负压装置结构示意图。在试验舱室为第一试验舱室113时，理想流量测量模块1包括螺杆泵111、
第一阀门组112、第一固定装置114、第一温度传感器115、第一出口压力传感器116、第一进
口压力传感器117、第二阀门组118和第一喇叭口119，其中，

[0052] 螺杆泵111连接第一阀门组112的第一端，第一试验舱室113的第一端连接第一阀门组112的第二端，第一试验舱室113的第二端连接第二阀门组118的第一端，第一固定装置
114安装于第一试验舱室113的外壁上，第一温度传感器115、第一出口压力传感器116和第
一进口压力传感器117均安装于第一试验舱室113的外壁上，第二阀门组118的第二端通过
实际流量测量模块2与第一喇叭口119连接。

[0053] 实际流量测量模块2包括第一文丘里管211、第二出口压力传感器212、第二进口压力传感器213、第一智能流量积算仪214、第二温度传感器215和第一入口管道216，其中，

[0054] 第一文丘里管211的第一端连接第二阀门组118的第二端，第一文丘里管211的第二端连接第一入口管道216的第一端，第一入口管道216的第二端连接第一喇叭口119，第二
出口压力传感器212安装于第一文丘里管211的外壁上，第一智能流量积算仪214连接第二
出口压力传感器212，第二进口压力传感器213和第二温度传感器215均安装于第一入口管
道216的外壁上。

[0055] 本实施例在负压试验环境中，开启螺杆泵111，螺杆泵111向内抽吸空气，空气从第一喇叭口119进入负压装置，经过第一入口管道216、第一文丘里管211和第二阀门组118进
入第一试验舱室113，从第一试验舱室113排出后通过第一阀门组112进入螺杆泵111，然后
排出负压装置外。

[0056] 螺杆泵111为一种单螺杆式输运泵，主要由转子和定子组成，转子为偏心螺旋体的螺杆，定子为内表面呈双线螺旋面的螺杆衬套，用来为负压装置提供负压工况的压头和流
动条件，压头为单位重量流体的能量。当电动机带动泵轴转动时，螺杆既绕本身的轴旋转，
又沿衬套内表面滚动，于是形成泵的密封腔室。螺杆每转一周，密封腔内的气体向前推进一
个螺距，随着螺杆的连续转动，气体以螺旋形运动方式从一个密封腔到另一个密封腔，最后
被排出泵体。螺杆泵111的型号例如可以为UTD‑110VSD。

[0057] 进一步地，第一阀门组112和第二阀门组118均为升降式闸阀。

[0058] 第一阀门组112和第二阀门组118用来调节负压装置的气体流量以达到指定的压力工况。第一阀门组112的第一端连接螺杆泵111的进气端，第一阀门组112的第二端连接第
一试验舱室113的第一端，第一阀门组112的第三端空置，通过调节第一阀门组112的第二端
控制进气流量，通过调节第一阀门组112的第三端控制排气流量，进而达到调节第一阀门组
112的第一端进气流量，即螺杆泵111的进气流量。第二阀门组118的第一端连接第一试验舱
室113的第二端，第二阀门组118的第二端通过第一文丘里管211和第一入口管道216连接第
一喇叭口119，用来调节第一试验舱室113进气的流量。第一阀门组112和第二阀门组118均
为升降式闸阀，通过调节闸板的高低调节气体的流通，将闸板升高，增加通过的气体流量，
将闸板降低，减少通过的气体流量。当第二阀门组118的闸板比第一阀门组112的闸板高，进
气量变大，第一试验舱室113的气压升高；当第一阀门组112的闸板比第二阀门组118的闸板
高，进气量变小，第一试验舱室113的气压降低。第一阀门组112和第二阀门组118的材料均
为不锈钢材料，其型号例如可以为H41W‑40P H41W‑64P。

[0059] 进一步地，试验舱室包括上游舱室1a、试验模型1b和下游舱室1c，其中，上游舱室1a通过试验模型1b与下游舱室1c连接。请参见图3，图3是本发明实施例提供的第一试验舱
室或第二试验舱室的结构示意图。试验舱室为第一试验舱室113，第一试验舱室113用来为
负压装置提供不同的压力环境，包括上游舱室1a、试验模型1b和下游舱室1c，上游舱室1a、
试验模型1b和下游舱室1c由螺栓相互连接，上游舱室1a为第一试验舱室113的进气端，连接
第二阀门组118，下游舱室1c为第一试验舱室113的排气端，连接第一阀门组112。上游舱室
1a和下游舱室1c均为渐扩结构，渐扩结构为一端横截面积小，另一端横截面积大的结构，用
来保证舱室内气压均匀，实现流量系数测量的稳定性。试验模型1b连接在上游舱室1a的渐
扩端和下游舱室1c的渐扩端之间，用于放置试验件来模拟不同的流通通道舱室，试验件例
如可以为C919翼盒通道。上游舱室1a、试验模型1b和下游舱室1c的材料均为不锈钢材料。

[0060] 第一固定装置114用来固定和支撑第一试验舱室113，包括第一固定架、第二固定架、第一滑轨和第二滑轨，第一固定架安装于第一试验舱室113的下游舱室1c的外壁上并固
定于地面，第二固定架安装于第一试验舱室113的下游舱室1c的外壁上，第一滑轨和第二滑
轨分别固定安装于第一试验舱室113的下游舱室1c两侧的地面，第二固定架位于第一试验
舱室113的下游舱室1c两侧的滑槽分别设置于第一滑轨和第二滑轨中，在滑轨的方向相对
移动，第一固定架、第二固定架和滑轨均为不锈钢材质，其结构为现有技术，可根据实验需
求定制。

[0061] 第一温度传感器115用来测量第一试验舱室113内的气流温度，第二温度传感器215用来测量第一入口管道216内的气流温度，第一温度传感器115和第二温度传感器215均
为高精度温度传感器，其型号例如可以为Pt100，准确度等级为B级，又名工业铂电阻。

[0062] 第一出口压力传感器116用来测量第一试验舱室113的出口压力，第一进口压力传感器117用来测量第一试验舱室113的进口压力，第二出口压力传感器212用来测量流经第
一文丘里管211的气体压力，第二进口压力传感器213用来测量流经第一入口管道216的气
体压力，第一出口压力传感器116、第一进口压力传感器117、第二出口压力传感器212和第
二进口压力传感器213的型号相同，其型号例如可以为3151TGP2SF22AL4M4/
3051GP1A2B21AB4E5M5HR5，测量范围为‑80kPa～0kPa，准确度等级为0.2级/0.1级。

[0063] 参见图4，图4是本发明实施例提供的第一文丘里管或第二文丘里管的结构示意图。第一文丘里管211用于测量流经其通道中的气体的真实流量值，结构为先收缩后逐渐扩
张的管道结构，包括入口段2a、收缩段2b、喉道2c和扩散段2d，入口段2a为进气端，扩散段2d
为排气端。入口段2a为圆柱体，直径为D；收缩段2b为锥形管，锥角优选为21°±2°；喉道2c为
圆柱体，直径为1/3D～1/4D，长度等于管径；扩散段2d为锥形管，锥角优选为8°～15°。此结
构使流经的气体逐渐减速，稳定性好，测量范围宽，精度高，安装方便利于长期维护。其型号
3 3
例如可以为SLFS‑BW‑SX‑65‑SS，流量范围为60m/h～300m/h，准确度等级为1.5级。

[0064] 第一智能流量积算仪214用来接收第一文丘里管211、第一出口压力传感器116、第一进口压力传感器117、第一温度传感器115、第二出口压力传感器212、第二进口压力传感
器213和第二温度传感器215的电信号，将此电信号转换为数字信号，进而读取到实际流量
m1，第一智能流量积算仪214的型号例如可以为XMTA‑9000，测量精度为0.2。

[0065] 第一喇叭口119为喇叭形结构，用来减小进气口气流速度和损失，其材料为不锈钢材料，型号例如可以为DN200。

[0066] 实施例三

[0067] 请参见图5，图5是本发明实施例提供的一种客机增压舱通道流量系数测量的正压装置结构示意图。试验舱室为第二试验舱室125，对应的理想流量测量模块1包括螺杆压缩
机121、储气罐122、第三阀门组123、出口管道124、第二固定装置126、第三温度传感器127、
第三进口压力传感器128、第三出口压力传感器129、第四阀门组120和第二喇叭口1201，其
中，

[0068] 螺杆压缩机121连接储气罐122的第一端，储气罐122的第二端连接第三阀门组123的第一端，第三阀门组123的第二端连接出口管道124的第一端，出口管道124的第二端通过
实际流量测量模块2与第二试验舱室125的第一端连接，第二试验舱室125的第二端连接第
四阀门组120的第一端，第四阀门组120的第二端连接第二喇叭口1201，第二固定装置126安
装于第二试验舱室125的外壁上，第三温度传感器127、第三进口压力传感器128和第三出口
压力传感器129均安装于第二试验舱室125的外壁上。

[0069] 实际流量测量模块2包括第四温度传感器221、第四出口压力传感器222、第四进口压力传感器223、第二文丘里管224、第二智能流量积算仪225和第二入口管道226，其中，

[0070] 第二入口管道226的第一端连接出口管道124的第二端，第二入口管道226的第二端连接第二文丘里管224的第一端，第二文丘里管224的第二端连接第二试验舱室125的第
一端，第四温度传感器221和第四出口压力传感器222均安装于第二入口管道226的外壁上，
第四进口压力传感器223安装于第二文丘里管224的外壁上，第二智能流量积算仪225连接
第四出口压力传感器222。

[0071] 本实施例在正压试验环境中，开启螺杆压缩机121，螺杆压缩机121向内抽吸空气，空气从第二喇叭口1201进入正压装置，经过第四阀门组120进入第二试验舱室125，从第二
试验舱室125排出后通过第二文丘里管224、第二入口管道226、出口管道124、第三阀门组
123和储气罐122进入螺杆压缩机121，然后排出正压装置外。

[0072] 螺杆压缩机121为一种单螺杆压缩机，主要由转子和定子组成，转子为一个圆柱螺杆，定子为两个对称布置的平面星轮组成啮合副。当电动机带动泵轴转动时，圆柱螺杆转一
圈有十二次吸气和排气，圆柱螺杆高速运转时气流脉动小，排气量大，因两个平面星轮对称
布置，圆柱螺杆受力完全平衡。螺杆压缩机121的型号例如可以为GF100PM。

[0073] 螺杆压缩机121和储气罐122用来为正压装置提供正压工况的压头和流动条件，压头为单位重量流体的能量，为螺杆压缩机121配备储气罐122既保证了螺杆压缩机121工作
的连续性，同时使螺杆压缩机121不会因不必要的空转而浪费能量。储气罐122的型号例如
可以为Q345R。

[0074] 进一步地，第三阀门组123和第四阀门组120均为升降式闸阀。

[0075] 第三阀门组123和第四阀门组120用来调节正压装置的气体流量以达到指定的压力工况。第三阀门组123的第一端连接储气罐122的进气端，第三阀门组123的第二端连接出
口管道124的第一端，第三阀门组123的第三端空置，通过调节第三阀门组123的第二端控制
进气流量，通过调节第三阀门组123的第三端控制排气流量，进而达到调节第三阀门组123
的第一端进气流量，即储气罐122的进气流量。第四阀门组120的第一端连接第二试验舱室
125的第二端，第四阀门组120的第一端连接第二喇叭口1201，用来调节第二试验舱室125的
进气流量。第三阀门组123和第四阀门组120均为升降式闸阀，通过调节闸板的高低调节气
体的流通，将闸板升高，增加通过的气体流量，将闸板降低，减少通过的气体流量。当第四阀
门组120的闸板比第三阀门组123的闸板高，进气量变大，第二试验舱室125的气压升高；当
第三阀门组123的闸板比第四阀门组120的闸板高，进气量变小，第二试验舱室125的气压降
低。第三阀门组123和第四阀门组120的型号例如可以为H41W‑40P H41W‑64P，为不锈钢材
质。

[0076] 进一步地，第二试验舱室125包括上游舱室1a、试验模型1b和下游舱室1c，其中，上游舱室1a通过试验模型1b与下游舱室1c连接。

[0077] 请再参见图3，图3是本发明实施例提供的第一试验舱室或第二试验舱室的结构示意图。第二试验舱室125用来为正压装置提供不同的压力环境，包括上游舱室1a、试验模型
1b和下游舱室1c，上游舱室1a、试验模型1b和下游舱室1c由螺栓相互连接，上游舱室1a为第
二试验舱室125的进气端，连接第四阀门组120，下游舱室1c为第二试验舱室125的排气端，
连接第三阀门组123。上游舱室1a和下游舱室1c均为渐扩结构，渐扩结构为一端横截面积
小，另一端横截面积大的结构，用来保证舱室内气压均匀，实现流量系数测量的稳定性。试
验模型1b连接在上游舱室1a的渐扩端和下游舱室1c的渐扩端之间，用于放置试验件来模拟
不同的流通通道舱室，试验件例如可以为C919翼盒通道。上游舱室1a、试验模型1b和下游舱
室1c的材料均为不锈钢材料。

[0078] 第二固定装置126用来固定和支撑第二试验舱室125，包括第一固定架、第二固定架、第一滑轨和第二滑轨，第一固定架安装于第二试验舱室125的下游舱室1c的外壁上并固
定于地面，第二固定架安装于第二试验舱室125的下游舱室1c的外壁上，第一滑轨和第二滑
轨分别固定安装于第二试验舱室125的下游舱室1c两侧的地面，第二固定架位于第二试验
舱室125的下游舱室1c两侧的滑槽分别设置于第一滑轨和第二滑轨中，在滑轨的方向相对
移动，第一固定架、第二固定架和滑轨均为不锈钢材质，其结构为现有技术，可根据实验需
求定制。

[0079] 第三温度传感器127用来测量第二试验舱室125内的气流温度，第四温度传感器221用来测量第二入口管道226内的气流温度，第三温度传感器127和第四温度传感器221均
为高精度温度传感器，其型号例如可以为Pt100，准确度等级为B级，又名工业铂电阻。

[0080] 第三出口压力传感器129用来测量第二试验舱室125的出口压力，第三进口压力传感器128用来测量第二试验舱室125的进口压力，第四进口压力传感器223用来测量流经第
二文丘里管224的气体压力，第四出口压力传感器222用来测量流经第二入口管道226的气
体压力，第三出口压力传感器129、第三进口压力传感器128、第四进口压力传感器223和第
四出口压力传感器222的型号相同，其型号例如可以为3151TGP2SF22AL4M4/
3051GP1A2B21AB4E5M5HR5，测量范围为‑80kPa～0kPa，准确度等级为0.2级/0.1级。

[0081] 请再参见图4，图4是本发明实施例提供的第一文丘里管或第二文丘里管的结构示意图。第二文丘里管224用于测量流经其通道中的气体的真实流量值，结构为先收缩后逐渐
扩张的管道结构，包括入口段2a、收缩段2b、喉道2c和扩散段2d，入口段2a为进气端，扩散段
2d为排气端。入口段2a为圆柱体，直径为D；收缩段2b为锥形管，锥角优选为21°±2°；喉道2c
为圆柱体，直径为1/3D～1/4D，长度等于管径；扩散段2d为锥形管，锥角优选为8°～15°。此
结构使流经的气体逐渐减速，稳定性好，测量范围宽，精度高，安装方便利于长期维护。其型
3 3
号例如可以为SLFS‑BW‑SX‑65‑SS，流量范围为60m/h～300m/h，准确度等级为1.5级。

[0082] 第二智能流量积算仪225用来接收第二文丘里管224、第三出口压力传感器129、第三进口压力传感器128、第三温度传感器127、第四进口压力传感器223、第四出口压力传感
器222和第四温度传感器221的电信号，将此电信号转换为数字信号，进而读取到实际流量
m1，第二智能流量积算仪225的型号例如可以为XMTA‑9000，测量精度为0.2。

[0083] 第二喇叭口1201为喇叭形结构，用来减小进气口气流速度和损失，其材料为不锈钢材料，型号例如可以为DN200。

[0084] 实施例四

[0085] 请参见图6，图6是本发明实施例提供的一种客机增压舱通道流量系数测量的方法的流程示意图。本发明实施例提供的一种客机增压舱通道流量系数测量的方法，包括：S1、
调节试验舱室的进口压力和出口压力，在试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口
压力达到出口目标压力值时，分别测量试验舱室的进口压力和出口压力，以及测量试验舱
室中的气体温度，以根据进口压力、出口压力和气体温度得到理想流量m2。

[0086] 开启螺杆压缩机121或螺杆泵111前，需要检查确认试验舱室中的试验件连接牢固且气密性完好。开启螺杆压缩机121或螺杆泵111后，通过调节试验舱室(试验舱室为第一试
验舱室113或第二试验舱室125)前端和后端的阀门闸板的高低调节气体的流通，进而调节
试验舱室内的气压。因为通过将阀门闸板升高，可以增加通过的气体流量，将阀门闸板降
低，可以减少通过的气体流量，因此当试验舱室进气端的阀门闸板升高，排气端的阀门闸板
降低，试验舱室内的气压升高；当试验舱室排气端的阀门闸板升高，进气端的阀门闸板降
低，试验舱室内的气压降低。

[0087] 测量并读取试验舱室的进口压力、出口压力和气体温度，进口压力、出口压力和气体温度的读取不分顺序，通过进口压力、出口压力和气体温度得到理想流量m2。

[0088] 当试验舱室为第一试验舱室113时，通过第一出口压力传感器116、第一进口压力传感器117和第一温度传感器115测量第一试验舱室113的出口压力、进口压力和气体温度；
当试验舱室为第二试验舱室125时，通过第三出口压力传感器129、第三进口压力传感器128
和第三温度传感器127测量第二试验舱室125的出口压力、进口压力和气体温度。

[0089] 理想流量m2的计算公式为：

[0090]

[0091] 其中，ptc为试验舱室的进口压力，单位为kPa；pm为试验舱室的出口压力，单位为2
kPa；A为试验舱室内的气体流通面积，单位为m ；k为绝热系数，优选为1.4；R为气体常数，优
选为287，单位为J/(mol·K)；Ts为气体温度，单位为K。

[0092] 将测量的试验舱室的进口压力和出口压力代入理想流量m2的计算公式中，得到理想流量m2。

[0093] S2、另外在试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压力达到出口目标压力值时，测量流经实际流量测量模块2的实际流量m1。

[0094] 当试验舱室的进口压力达到进口目标压力值、出口压力达到出口目标压力值时，智能流量积算仪用来接收文丘里管、压力传感器和温度传感器等的电信号，将此电信号转
换为数字信号，进而读取到实际流量m1。

[0095] 当试验舱室为第一试验舱室113时，智能流量积算仪为第一智能流量积算仪214，第一智能流量积算仪214接收第一文丘里管211、第一出口压力传感器116、第一进口压力传
感器117、第一温度传感器115、第二出口压力传感器212、第二进口压力传感器213和第二温
度传感器215的电信号，并将此电信号转换为数字信号；当试验舱室为第二试验舱室125时，
第二智能流量积算仪225接收第二文丘里管224、第三出口压力传感器129、第三进口压力传
感器128、第三温度传感器127、第四出口压力传感器222、第四进口压力传感器223和第四温
度传感器221的电信号，并将此电信号转换为数字信号。

[0096] S3、根据实际流量m1和理想流量m2得到流量系数C。

[0097] 流量系数C的表达式为：

[0098] C＝m1/m2。

[0099] 将读取到实际流量m1和计算得到理想流量m2代入流量系数C的表达式得到流量系数C，流量系数C是用来表征试验舱室通道流量能力的无量纲参数，用来计算全机泄压载荷
值，可以为飞机机体的结构强度评估和内饰设计提供输入和参考。

[0100] 以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在
不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的
保护范围。