進(jìn)氣道//發(fā)動機(jī)相容性試飛中總壓畸變數(shù)據(jù)的采集與處理

汪濤，姜健，史建邦

進(jìn)氣道//發(fā)動機(jī)相容性試飛中總壓畸變數(shù)據(jù)的采集與處理

汪濤，姜健，史建邦

(中國飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動機(jī)所，陜西西安710089)

研究了進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性試飛中總壓畸變數(shù)據(jù)的采集與處理方法，詳細(xì)介紹了傳感器選型、測點(diǎn)布局、受感部設(shè)計(jì)、測試及采集系統(tǒng)構(gòu)建的要點(diǎn)，開發(fā)了通用動態(tài)數(shù)據(jù)處理軟件，并重點(diǎn)研究了動態(tài)總壓數(shù)據(jù)處理方法和參數(shù)選擇問題。通過某型飛機(jī)/發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性試飛應(yīng)用及其數(shù)據(jù)處理表明：提出的測試與采集方案合理可行，工程應(yīng)用情況良好；動態(tài)數(shù)據(jù)處理中應(yīng)合理選擇截止頻率、濾波器階次以及濾波函數(shù)。

進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性；總壓畸變；紊流度；濾波

1 引言

航空發(fā)動機(jī)的氣動研究理論上都是在均勻進(jìn)氣條件下進(jìn)行，即認(rèn)為進(jìn)氣道出口氣流參數(shù)均勻。但在實(shí)際情況中，航空發(fā)動機(jī)無一例外地必須在非均勻進(jìn)氣（即進(jìn)氣畸變）條件下工作。在早期的亞聲速、小機(jī)動飛行條件下，設(shè)計(jì)人員主要重視其性能的好壞，追求高的性能指標(biāo)，而對進(jìn)氣畸變的影響，即對進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性問題未給予足夠重視。但隨著飛機(jī)飛行速度和高度的不斷提高、機(jī)動性的不斷增加，進(jìn)氣畸變的影響越來越突出，在實(shí)際飛行中暴露出來的相容性問題也越來越嚴(yán)重。在此背景下，自20世紀(jì)70年代以來，美、英及蘇聯(lián)等國大力研究了進(jìn)氣流場畸變引起的進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性問題[1]。由于進(jìn)氣流場壓力畸變（包括穩(wěn)態(tài)壓力畸變和動態(tài)壓力畸變）主要由飛機(jī)側(cè)滑、大攻角飛行時(shí)引起，這些都會影響發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作，因此，在進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性試飛中，對進(jìn)氣總壓畸變的測量尤為關(guān)鍵[2～9]。

在進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性試飛中，通過測量發(fā)動機(jī)氣動界面上氣流的總壓分布，來描述發(fā)動機(jī)進(jìn)口流場的畸變程度?？倝夯兊臏y量和采集，測量數(shù)據(jù)尤其是動態(tài)總壓畸變數(shù)據(jù)的處理，是其核心問題。其中涵蓋了傳感器選型、測點(diǎn)布局、受感部設(shè)計(jì)、測試及采集方法、穩(wěn)態(tài)及動態(tài)數(shù)據(jù)處理方法等技術(shù)細(xì)節(jié)問題。

本文結(jié)合某型飛機(jī)/發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性試飛，從測試需求、系統(tǒng)構(gòu)建直至數(shù)據(jù)處理，逐一進(jìn)行了研究，尤其是對動態(tài)數(shù)據(jù)的采集和處理方法進(jìn)行了較為深入的分析，并開發(fā)了通用數(shù)據(jù)處理軟件。

2 傳感器選型及受感部設(shè)計(jì)

總壓畸變測量，是通過進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)氣動界面上氣流總壓分布來描述發(fā)動機(jī)進(jìn)口流場。實(shí)際中，由于無法測量出整個(gè)氣動界面上的氣流參數(shù)，故采用抽樣測量幾十個(gè)參數(shù)的方法來代替。目前，俄標(biāo)多采用“水”字型測量耙，布置30點(diǎn)穩(wěn)態(tài)總壓和6點(diǎn)動態(tài)總壓進(jìn)行測量；而美標(biāo)多采用“米”字型測量耙，布置40/48點(diǎn)穩(wěn)態(tài)總壓及40/48點(diǎn)動態(tài)總壓進(jìn)行測量。我國在此領(lǐng)域?qū)Χ砹_斯的合作和繼承較多，一般采用俄羅斯所使用的方法。為減小測量誤差，測量布局時(shí)應(yīng)參考早期數(shù)值計(jì)算/風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，盡可能使耙布置在最低/最高壓力區(qū)[10]。

在傳感器選型上，穩(wěn)態(tài)總壓測量選用絕對壓力傳感器，測量范圍根據(jù)飛機(jī)的高度-速度包線確定。動態(tài)總壓測量選用固有頻率較高的傳感器，且當(dāng)氣流脈動頻率高于發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子頻率4倍時(shí)，上游氣流畸變對發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性幾乎無影響[2]，為此全尺寸動態(tài)總壓探頭的頻響應(yīng)為1 000 Hz。因此，在傳感器選擇上，傳感器的固有頻率至少要比對發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性有影響的最高頻率高2～3倍，以避免信號失真，保證傳感器的平坦響應(yīng)特性。動態(tài)傳感器應(yīng)靠近測點(diǎn)安裝，以避免由于安裝問題而影響所需頻率的測量。

根據(jù)上述原則，本文折中采用了“水”字型測量耙(如圖1所示)，6支耙等周向間距布置，每支耙上的5點(diǎn)穩(wěn)態(tài)總壓和5點(diǎn)動態(tài)總壓沿半徑方向等環(huán)面布置。穩(wěn)態(tài)壓力傳感器選用了KYCO8A型絕對壓力傳感器，其測量范圍為0～170 kPa。動態(tài)總壓傳感器選用了KULITE公司的XCEL-70-152-25A型壓電式傳感器，其測量范圍為0～170 kPa絕壓，固有頻率大于3 000 Hz，適用環(huán)境溫度范圍為-50～80℃。為滿足安裝要求，對動態(tài)壓力傳感器進(jìn)行了封裝，如圖2所示。

圖1 總壓畸變測量耙Fig.1 Total pressure distortion measurement rake

圖2 動態(tài)壓力傳感器Fig.2 Dynamic total pressure sensor

測量耙上包含了穩(wěn)態(tài)受感部和封裝過的動態(tài)壓力傳感器，測量耙為懸臂支板結(jié)構(gòu)[11]，內(nèi)側(cè)整體穿有支撐環(huán)，安全性較好，堵塞比小于5%。制造過程中，首先加工一套振動試驗(yàn)件，并按文獻(xiàn)[12]中有關(guān)規(guī)定進(jìn)行振動試驗(yàn)，振動嚴(yán)酷等級選取G級。振動試驗(yàn)及X射線檢查合格后，按與試驗(yàn)件相同的技術(shù)條件制造裝機(jī)用測量耙。

3 測試及采集系統(tǒng)架構(gòu)

試飛中，測試及采集系統(tǒng)架構(gòu)非常龐大，一架飛機(jī)的測試參數(shù)一般在四千個(gè)左右。由于進(jìn)氣道總壓畸變參數(shù)有其特殊性，按照分布式測試系統(tǒng)構(gòu)架，本文專門研制了進(jìn)氣道畸變子系統(tǒng)進(jìn)行測試和采集，如圖3所示。該系統(tǒng)由穩(wěn)態(tài)、動態(tài)壓力傳感器，兩臺中等增益快變參數(shù)調(diào)節(jié)器，兩臺慢變參數(shù)調(diào)節(jié)器，進(jìn)氣道畸變采集器和數(shù)字記錄器組成。

圖3 測試及采集系統(tǒng)架構(gòu)圖Fig.3 Measuring and acquisition system

壓力耙上穩(wěn)態(tài)壓力特性為：0～180 kPa，采樣率取32 Hz，穩(wěn)態(tài)壓力從受感部后端引出管處通過紫銅管或氟塑料管引至壓力傳感器處。動態(tài)壓力特性為：0～180 kPa，0～400 Hz(即有影響的最高頻率為400 Hz，超過400 Hz的脈動氣流對本文發(fā)動機(jī)穩(wěn)定性無影響，該頻率由發(fā)動機(jī)前期地面試驗(yàn)得到)，采樣率取1 000 Hz。該系統(tǒng)加裝30個(gè)KYCO8A絕對壓力傳感器，傳感器輸出經(jīng)慢變參數(shù)調(diào)節(jié)器進(jìn)行放大、濾波處理；快變參數(shù)調(diào)節(jié)器對30個(gè)KULITE動態(tài)壓力傳感器提供橋壓，并對輸出動態(tài)壓力信號進(jìn)行放大、濾波，然后與慢變參數(shù)調(diào)節(jié)器輸出的信號一并送至進(jìn)氣道畸變采集器進(jìn)行采集、編碼，以PCM串行數(shù)據(jù)流的形式送至記錄器進(jìn)行記錄。

在采集系統(tǒng)研制過程中還驗(yàn)證了采集系統(tǒng)與動、穩(wěn)態(tài)壓力傳感器的匹配性，動態(tài)壓力信號采集的準(zhǔn)確性，以及各通道信號采集的相位一致性(要求400 Hz時(shí)相位差小于3°)，以上驗(yàn)證均滿足要求。

4 飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理及研究

應(yīng)用上述方法，本文構(gòu)建了測試及采集系統(tǒng)，對某型飛機(jī)/發(fā)動機(jī)進(jìn)行了進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性試飛，主要的10種飛行工況如表1所示。表中H為飛行高度，Ma為飛行馬赫數(shù)、α為飛行攻角。

表1 飛行工況編號Table 1 Fight test conditions

試飛獲得了連續(xù)記錄的穩(wěn)態(tài)和動態(tài)總壓數(shù)據(jù)，進(jìn)氣道出口綜合畸變指數(shù)W由動態(tài)紊流度ε和穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)δO相加得到。即：

穩(wěn)態(tài)周向畸變由30點(diǎn)穩(wěn)態(tài)總壓數(shù)據(jù)繪制圖譜(如圖4所示)并通過插值計(jì)算指數(shù)，其計(jì)算方法相對固定，在此不贅述。

圖4 穩(wěn)態(tài)總壓畸變云圖Fig.4 Static total pressure distortion contour

動態(tài)數(shù)據(jù)處理較為復(fù)雜。動態(tài)壓力信號在采集中不可避免地混入了高頻成分，因此首先必須對數(shù)字信號進(jìn)行濾波，濾波后再根據(jù)下式進(jìn)行計(jì)算。

式中：n為動態(tài)總壓測量點(diǎn)數(shù)，m為一段時(shí)間內(nèi)每個(gè)測量點(diǎn)所得到的數(shù)據(jù)樣本量，Ptd_ij為第i支動態(tài)壓力測量點(diǎn)第j時(shí)刻的動態(tài)壓力，Ptave_i為第i支穩(wěn)態(tài)壓力測量點(diǎn)的平均壓力。

動態(tài)數(shù)據(jù)處理關(guān)鍵在于濾波，濾波后用式(2)計(jì)算紊流度。由于數(shù)字濾波方法并不固定，往往不同方法處理結(jié)果相差較大，因此本文編制了數(shù)字濾波軟件，軟件界面見圖5。濾波函數(shù)有五種可選，截止頻率、濾波器階次均可調(diào)。輸入、輸出功能完善，可輸入全部30列數(shù)據(jù)或其中幾列，可輸出濾波后的動態(tài)數(shù)據(jù)及每個(gè)測點(diǎn)對應(yīng)的紊流度，也可根據(jù)式(2)直接給出面平均紊流度。本文利用該軟件重點(diǎn)研究了數(shù)字濾波方法，給出了數(shù)字濾波合理的參數(shù)選取。另外，對于隨機(jī)脈動數(shù)據(jù)，為獲得誤差不大于2%的壓力均方差估算值，一般要持續(xù)1～2 s的樣本容量。本文統(tǒng)一取飛行姿態(tài)穩(wěn)定后的2 s時(shí)間樣本。

4.1 截止頻率的影響

對于采集到的動態(tài)總壓數(shù)據(jù)，選取合適的低通截止頻率十分重要，頻率過大或過小都得不到準(zhǔn)確結(jié)果。對于進(jìn)氣道采集到的動態(tài)數(shù)據(jù)，截止頻率的選取與兩因素有關(guān)：一是實(shí)際應(yīng)用時(shí)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速(即擾動頻率)，二是滿足采樣定律的要求。由于目前并無準(zhǔn)確的理論公式可供參考，根據(jù)文獻(xiàn)[13]～[16]，截止頻率fc的工程估算值可采用下式計(jì)算：

圖5 開發(fā)的數(shù)字濾波軟件Fig.5 Software for dynamic data processing

式中：Hz為發(fā)動機(jī)擾動頻率(Hz)，Vmax為發(fā)動機(jī)進(jìn)口處最大質(zhì)量流速(m/s)，D1為發(fā)動機(jī)進(jìn)口截面直徑(m)。

利用譜分析工具對動態(tài)數(shù)據(jù)信號進(jìn)行分析表明：信號頻率成分主要集中在300 Hz以下，與截止頻率理論計(jì)算結(jié)果150 Hz≤fc≤380 Hz比較吻合。

確定信號的主要頻率成分后，利用本文軟件分別以50、100、150、200、250、300、350、400、450 Hz為低通截止頻率，以4階Blackman窗函數(shù)進(jìn)行濾波，各工況的面平均紊流度如圖6所示。從圖中看，隨著低通截止頻率的提高，紊流度逐步上升，到400 Hz后趨于平坦，說明低通截止頻率取400 Hz合適。

4.2 濾波器階次的影響

圖7示出了濾波器階次對紊流度的影響。從圖中看，濾波器選取1階和3階時(shí)結(jié)果明顯偏小，2階時(shí)結(jié)果普遍偏大，只有在4階以上時(shí)結(jié)果才趨于平穩(wěn)。因此，對于本文對象的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，濾波器階次應(yīng)不小于4階。

4.3 濾波窗函數(shù)的影響

圖6 截止頻率對紊流度的影響Fig.6 Cut-off frequency vs turbulence

圖7 濾波器階次對紊流度的影響Fig.7 Filter order vs turbulence

圖8 濾波窗函數(shù)對紊流度的影響Fig.8 Filtering function vs turbulence

本文的濾波函數(shù)選用了窗函數(shù)，圖8給出了五種窗函數(shù)(Hanning窗、Hamming窗、Blackman窗、Tri?ang窗、Kaise窗)對濾波結(jié)果的影響。從圖中看，濾波窗函數(shù)對紊流度計(jì)算結(jié)果幾乎沒影響。

5 結(jié)論

(1)本文提出的測試與采集方案合理可行，工程應(yīng)用情況良好。

(2)濾波參數(shù)選擇對動態(tài)數(shù)據(jù)處理非常關(guān)鍵，濾波函數(shù)對結(jié)果影響較小，但低通截止頻率和濾波器階次對結(jié)果影響很大。對于本文試驗(yàn)，低通截止頻率應(yīng)不低于400 Hz，濾波器階次應(yīng)不小于4階。

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Acquisition and Processing of Total Pressure Distortion Data in Inlet/Engine Compatibility Flight Test

WANG Tao，JIANG Jian，SHI Jian-bang
(
Engine Department of Chinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China)

The methods on acquisition and processing of total pressure distortion data in inlet/engine com?patibility flight test were researched.The sensor selection,station distribution,the rake design,and data ac?quisition system construction were specified.General software for dynamic data processing was developed, data processing method and parameter selection were emphasized.Applying the methods to an inlet/engine compatibility flight test project,final results showed that the measuring and processing methods were rea?sonable and feasible,cut-off frequency and filter order and filtering function should be carefully selected in dynamic data processing.

inlet/engine compatibility；total pressure distortion；turbulivity；filtering

V211.48

A

1672-2620(2012)02-0054-05

2011-08-05；

2011-09-26

汪濤(1983-)，男，陜西安康人，工程師，碩士研究生，研究方向?yàn)檫M(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性試飛。