基于張線尾撐的進氣道低速風洞試驗技術研究

巫朝君，孔 鵬，王勛年，盧翔宇，陳輔政

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

0 引 言

飛機進氣道性能的好壞直接影響到發(fā)動機所產(chǎn)生的推力大小以及發(fā)動機能否正常工作，進而制約著飛機的綜合作戰(zhàn)性能和安全性，進氣道與發(fā)動機的相容性則是其中的關鍵因素之一。對于確定的發(fā)動機來說，要準確弄清進氣道與之的相容性，就必須弄清在所有主要影響因素條件下進氣道與發(fā)動機流量匹配情況，進氣道內(nèi)部流場的穩(wěn)態(tài)、動態(tài)畸變等問題。

氣動中心低速所的常規(guī)進氣道風洞試驗采用腹部支撐方式；大迎角試驗時，是把模型滾轉(zhuǎn)90°安裝，加上60°預彎支桿，通過側(cè)滑角機構(gòu)來實現(xiàn)的，較難保證進氣口處于風洞流場中心；進氣道試驗模型采用部段模型，模擬了喉道以前的進氣道內(nèi)管道和外形，以及前機身的大部分，沒有模擬鴨翼等位于進氣道入口附近的部件對進氣道進口流場的影響。同時，低速所的進氣道試驗還存在幾點亟待優(yōu)化的問題：（1）引射裝置處于試驗段內(nèi)，模型和引射裝置的總阻塞度較大，試驗最大馬赫數(shù)滿足不了型號研制對馬赫數(shù)與高速風洞銜接的需求；（2）實現(xiàn)大迎角進氣道試驗的技術手段相對落后，影響試驗效率；（3）4m×3m風洞試驗任務一直異常繁忙，宜逐漸把一些特種試驗移到其它風洞進行，合理利用資源。

1 試驗裝置研制

1.1 引射器

本項技術研究的難點在于研制體積小、滿足技術要求的引射器，用于模擬飛機模型進氣道流量，這是本項技術研究的核心裝置。

根據(jù)先進戰(zhàn)斗機的工作狀態(tài)，為滿足進氣道試驗進氣流量的模擬及開展大迎角進氣道性能試驗研究的要求，提出了引射器／張線尾撐一體化設計的方案。為優(yōu)化引射器性能，引射器采用圓柱形、雙環(huán)縫式結(jié)構(gòu)形式，由外套、中心體和尾段構(gòu)成；其前端與通氣支桿相連接，左右兩端通過兩路進氣管道與張線尾撐裝置相連。引射器外套前端開槽以減輕整體重量，增加加強筋以改善強度。該方案采用兩級環(huán)縫實現(xiàn)超聲速流動形成負壓區(qū)，引射進氣道的氣體流動；引射氣流和從進氣道進入的被引射氣流混合后從噴管排出，實現(xiàn)進氣流量模擬；通過引射器／張線尾撐的一體化設計，利用張線尾撐裝置實現(xiàn)大迎角試驗能力。引射器結(jié)構(gòu)示意圖見圖1。

圖1 引射器結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure of the ejector

為了引射器的成功設計，以及對引射器的性能及體積進行多方面的優(yōu)化，還對設計的引射器進行了CFD數(shù)值模擬。計算時給定引射器的工作狀態(tài)，改變高壓引射氣源的總壓（工作壓力），求解引射器的引射氣流和被引射氣流參數(shù)（靜壓、總壓和溫度等），利用測量到的溫度和壓力計算引射器的進氣流量等參數(shù)，進行相互檢驗。

1.2 流量測量裝置

為提高流量測量精準度和總壓測量精準度，減小測量耙自身對進氣道內(nèi)流場的干擾，要求測量耙阻塞度要小于10%。進行測量耙設計時，采用直徑1mm的空心金屬導管作為測壓探頭，共有6個耙臂，每個耙臂上布置5個測量探頭，按照等環(huán)面積分布方式布置；周向均布6個動態(tài)傳感器探頭；測量段管壁上與測量探頭前端截面對應處布置6個靜壓孔。測量裝置在測量端面的測量點分布示意圖見圖2。

圖2 測量點分布示意圖Fig.2 Sketch map of measuring points

1.3 氣源控制系統(tǒng)

引射器由高壓氣源驅(qū)動，其主要流程為：高壓氣源經(jīng)高壓球閥、過濾器、減壓閥等輸出，通過高壓金屬軟管連接到兩路數(shù)字閥，數(shù)字閥串接空氣換熱器、流量測量單元、后置過濾器，再接入引射器。

為提高供氣壓力控制精度，研制了基于13bit數(shù)字閥的控制系統(tǒng)，采用以下流量／壓力控制方法：主管路流量調(diào)節(jié)控制運算為非線性PID運算，其控制量通過數(shù)字閥完成對主管路流量的控制；根據(jù)主管路流量的給定值與反饋值的差值、以及數(shù)字閥入口總壓和總溫，計算出數(shù)字閥的閥位偏差，以此偏差作為數(shù)字閥的閥位補償值重新調(diào)整喉道的流通面積，從而調(diào)整主管路流量。這種方法使流量控制精度達到了0.1%。

2 試驗技術方案

采用張線尾撐與引射器裝置相結(jié)合的方法，把引射器置于張線尾撐裝置上，通過通氣支桿、流量測量段與模型連接，引射器的驅(qū)動氣體由高壓氣源經(jīng)兩路進氣管道提供，由引射器的引射作用實現(xiàn)進氣道的進氣流量模擬，方案示意圖見圖3。通過張線裝置和下轉(zhuǎn)盤實現(xiàn)迎角－10°～90°，側(cè)滑角－15°～15°的要求；根據(jù)需求，側(cè)滑角可進一步拓展到－30°～30°；試驗馬赫數(shù)可以到0.3。

為檢驗該試驗裝置的性能，進行了引射器裝置的性能研究，采用張線尾撐和常規(guī)腹撐方式進行某戰(zhàn)斗機進氣道性能的對比試驗研究及鴨翼對進氣道性能影響的研究。

（2）就目前藥學教學團隊骨干教師組成來看，“雙師素質(zhì)”骨干教師人數(shù)相對較少，今后需培養(yǎng)或聘請高水平的“雙師素質(zhì)”骨干教師，通過與企業(yè)合作、進修和培訓，不斷提高藥學骨干教師的實踐技能和創(chuàng)新能力。在條件合適時，安排藥學骨干教師出國進修，開闊眼界。

圖3 試驗方案示意圖Fig.3 Sketch map of test

對引射器性能研究采用2個木制的鐘形罩調(diào)試模型，進氣口為圓唇口，后端模擬進氣道出口，2個模型的喉道截面積分別為0.006361m2和0.003848m2。通過氣源控制系統(tǒng)，分單路和雙路兩種供氣流量／壓力控制方式，由低到高逐漸增加驅(qū)動氣源壓力（測出對應的供氣流量、供氣壓力），依次測量出引射器在各供氣壓力／流量點對應的引射流量，確定引射器在工作壓力范圍內(nèi)的最大流量，研究引射器性能與供氣流量的對應關系。

開展鴨翼對進氣道性能的影響研究，采用某戰(zhàn)斗機金屬模型，模擬了機頭、前機身、鴨翼、進氣道唇口、進氣道內(nèi)通道及進氣道出口截面。分幾種情況研究鴨翼對進氣道性能的影響：（1）狀態(tài)一：部段鴨翼，面積約為全鴨翼面積的60%，4°安裝角；（2）狀態(tài)二：部段鴨翼，面積約為全鴨翼面積的60%，7°安裝角；（3）狀態(tài)三：左側(cè)為全鴨翼，右側(cè)為部段鴨翼，4°安裝角；（4）無鴨翼狀態(tài)。

3 引射器性能校準

為摸清引射器的性能，在φ3.2m低速風洞進行了引射器的性能研究試驗，試驗結(jié)果表明：引射器的引射流量隨供氣壓力／流量的增大而增大，采用雙路供氣時引射流量隨供氣壓力增大的速率較單路供氣時快；雙路供氣時，0.9MPa的壓力就可使引射流量基本達到最大值，使用單路供氣時，需1.6MPa的壓力才能達到同樣效果。圖4為部分結(jié)果曲線。

引射器的引射流量一定時，采用單路供氣與雙路供氣所需的供氣流量相同。

引射器的引射流量隨模型喉道面積不同而不同，采用調(diào)試模型（喉道截面積為0.006361m2）時，引射流量達1.34kg／s。

圖4 引射器工作性能Fig.4 Capability of the ejector

4 進氣道性能試驗研究

4.1 支撐方式對進氣道性能的影響

采用引射器／張線尾撐方案與常規(guī)腹撐方案的對比試驗結(jié)果表明：兩種試驗方案的結(jié)果規(guī)律一致；在進氣道與發(fā)動機流量匹配點附近，采用引射器／張線尾撐方案得到的總壓恢復系數(shù)高于后者約0.2%，而綜合畸變指數(shù)低于后者約0.3%。這主要是采用引射器／張線尾撐一體化方案時，支撐裝置體積相對較小，總體阻塞度小于腹撐裝置的阻塞度，且模型一直處于中心流場，進氣口局部流場受支撐裝置等的影響較小的原因，這對開展大迎角進氣道試驗是有利的。圖5為基本狀態(tài)下的典型結(jié)果。

4.2 鴨翼對進氣道性能的影響

利用引射器／張線尾撐方案，開展了包括無鴨翼狀態(tài)和不同鴨翼模擬程度對進氣道性能的影響研究。

表1～3給出了在典型試驗條件下，進氣道與發(fā)動機的匹配特性數(shù)據(jù)（風速70m／s）。試驗結(jié)果表明，迎角α和側(cè)滑角β都為0°時，不同的鴨翼狀態(tài)對進氣道性能影響僅表現(xiàn)在穩(wěn)態(tài)畸變和綜合畸變指數(shù)改變上，最大分別約為0.6%和3.6%。

表1 匹配點數(shù)據(jù)（α＝β＝0°）Table1 Matching point data of inlet and engine

圖5 進氣道性能曲線Fig.5 Characteristic curve of inlet

表2 匹配點數(shù)據(jù)（α＝45°、β＝0°）Table2 Matching point data of inlet and engine

表3 匹配點數(shù)據(jù)（α＝0°、β＝－15°）Table3 Matching point data of inlet and engine

側(cè)滑角0°時，在小迎角范圍內(nèi)3種鴨翼狀態(tài)對進氣道性能幾乎無影響，迎角45°時，與無鴨翼狀態(tài)相比，總壓恢復系數(shù)最大降低約0.3%，穩(wěn)態(tài)畸變增加約12%，綜合畸變指數(shù)增加了7%，但變化的絕對量值較小，畸變本身的最大值均在發(fā)動機的可容許范圍內(nèi)；3種鴨翼狀態(tài)之間變化較小。

迎角0°時，在小側(cè)滑角范圍內(nèi)3種鴨翼狀態(tài)對進氣道性能基本無影響，側(cè)滑角－15°時，同無鴨翼狀態(tài)相比，總壓恢復系數(shù)和流量系數(shù)約降低0.2%，穩(wěn)態(tài)畸變降低2.6%，綜合畸變指數(shù)W增加了2%，但變化的絕對量值較小，畸變的量值在發(fā)動機的可容許范圍內(nèi)變化；3種不同的鴨翼狀態(tài)之間變化較小。

在迎角和側(cè)滑角都改變情況下，側(cè)滑角－15°、迎角45°以上時，鴨翼狀態(tài)三與無鴨翼狀態(tài)相比對進氣道性能的影響才略明顯，總壓恢復系數(shù)和流量系數(shù)約降低了0.7%，穩(wěn)態(tài)畸變增加約0.6%，綜合畸變指數(shù)增加了7%，但畸變本身的最大值均在發(fā)動機的可容許范圍內(nèi)。

從進氣道與發(fā)動機的相容性角度講，有或沒有模擬鴨翼基本不對進氣道與發(fā)動機的相容性產(chǎn)生影響。

5 結(jié)束語

該研究在φ3.2m風洞發(fā)展了一種基于引射器／張線尾撐一體化的戰(zhàn)斗機大迎角進氣道風洞試驗技術。（1）研制了張線尾撐／引射器一體化的進氣道裝置，引射器引射流量達1.34kg／s，可完全滿足中國已有戰(zhàn)斗機在3m量級的風洞開展進氣道試驗時的流量模擬及開展大迎角試驗研究的需求；由于φ3.2m風洞最大風速可達115m／s，還可實現(xiàn)試驗馬赫數(shù)與高速風洞銜接的試驗數(shù)據(jù)需求。（2）開展了鴨翼對戰(zhàn)斗機進氣道性能影響研究，獲得了包括無鴨翼、部段鴨翼和全鴨翼在不同姿態(tài)角狀況下對進氣道性能的影響規(guī)律，為進氣道試驗中模型外形模擬程度提供了依據(jù)。

［1］ 巫朝君，王勛年，孔鵬，等.飛機全模進氣道低速風洞試驗技術研究實施方案［R］.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，2008.

［2］ 姜正行，徐華舫，胡同，等.飛機內(nèi)流空氣動力學［M］.北京：航空工業(yè)出版社，1989.

［3］ 惲起麟，吳望一，童秉綱，等.風洞實驗［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2000.

［4］ 張津，洪杰，陳光，等.現(xiàn)代航空發(fā)動機技術與發(fā)展［M］.北京：北京航空航天大學出版社，2006.

［5］ 李周復，李潛，曲芳亮，等.風洞特種試驗技術［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2010.