小型推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)發(fā)匹配高速風(fēng)洞特種試驗(yàn)技術(shù)研究

馬曉光，程雅君，趙綠波，李家宏，王旭東

(中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，遼寧沈陽110034)

小型推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)發(fā)匹配高速風(fēng)洞特種試驗(yàn)技術(shù)研究

馬曉光*，程雅君，趙綠波，李家宏，王旭東

(中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，遼寧沈陽110034)

為檢驗(yàn)彈類等小型飛行器推進(jìn)系統(tǒng)的進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)工作匹配特性，在暫沖式高速風(fēng)洞研制了適于小型推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)發(fā)匹配測試的特種試驗(yàn)技術(shù)。研究分析了小型推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)發(fā)匹配高速風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃椭蜗到y(tǒng)氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)問題，給出了試驗(yàn)方案與試驗(yàn)流程，解決了環(huán)境污染、試驗(yàn)安全性、模型熱防護(hù)等關(guān)鍵技術(shù)問題。試驗(yàn)表明利用現(xiàn)有暫沖式風(fēng)洞，能夠在地面試驗(yàn)階段解決小型推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)發(fā)匹配問題，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)高空試驗(yàn)臺(tái)或推進(jìn)風(fēng)洞的進(jìn)發(fā)匹配試驗(yàn)功能，能為小型推進(jìn)系統(tǒng)在模擬外流條件下的進(jìn)發(fā)匹配測試提供良好的試驗(yàn)環(huán)境，具有工程應(yīng)用價(jià)值。

推進(jìn)系統(tǒng);進(jìn)氣道;發(fā)動(dòng)機(jī);進(jìn)發(fā)匹配;風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引言

飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中的進(jìn)氣道為了和發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)調(diào)工作，不僅要求流量匹配，還要求流場匹配。這不僅在數(shù)量上而且在質(zhì)量上對進(jìn)氣道提供的氣流提出了要求［1］。進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)是共同工作的，在不同狀態(tài)下都要求進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的流量匹配和流場匹配，相容性要好［1-3］。

為了解決飛行器進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性匹配問題，在研制的試飛階段之前，一定要進(jìn)行大量模擬高空進(jìn)氣畸變試驗(yàn)以及進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)模擬高空聯(lián)合試驗(yàn)，讓推進(jìn)系統(tǒng)的問題早暴露、早解決，減少原型機(jī)試飛的危險(xiǎn)性，這樣還可以大大節(jié)省推進(jìn)系統(tǒng)的研制費(fèi)用、縮短研制周期。

國外通常采用兩種推進(jìn)系統(tǒng)模擬試驗(yàn)設(shè)備，一是高空模擬試驗(yàn)臺(tái)，二是推進(jìn)風(fēng)洞［4］。高空模擬試驗(yàn)臺(tái)有三種形式:直聯(lián)式模擬高空試驗(yàn)臺(tái)、自由射流式模擬高空試驗(yàn)臺(tái)和半自由射流式模擬高空試驗(yàn)臺(tái)［5-10］。

推進(jìn)風(fēng)洞是模擬飛行器、進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)全尺寸推進(jìn)系統(tǒng)高空飛行條件最好的一種大型試驗(yàn)設(shè)備。推進(jìn)風(fēng)洞與高空模擬試驗(yàn)臺(tái)相比最大的優(yōu)勢在于:推進(jìn)風(fēng)洞能同時(shí)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)、外流的模擬。推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)可以進(jìn)行的研究項(xiàng)目包括:全尺寸飛行器進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn);全尺寸(或模型)飛行器進(jìn)氣道和尾噴管試驗(yàn);飛行器截體模型與進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)全尺寸聯(lián)合試驗(yàn);飛行器部件與尾噴管全尺寸聯(lián)合試驗(yàn);小型飛行器與其推進(jìn)系統(tǒng)匹配安裝性能和動(dòng)力裝置有效推力確定試驗(yàn)等。目前世界上最大的推進(jìn)風(fēng)洞其試驗(yàn)段為4.88 m×4.88 m，受限于風(fēng)洞尺寸，只能作小型飛行器(如巡航導(dǎo)彈)的全尺寸高空模擬試驗(yàn)，對于一般的戰(zhàn)斗機(jī)或民用客機(jī)，則只能作縮尺或部分模型的試驗(yàn)。

由于高空模擬試驗(yàn)臺(tái)無法完全模擬飛行器外部流動(dòng)特性，并且我國國內(nèi)還沒有建設(shè)推進(jìn)風(fēng)洞，考慮飛行器外部流動(dòng)的進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)相容性匹配試驗(yàn)在國內(nèi)還沒有開展過。但是隨著飛行器研制對進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)相容性匹配問題的關(guān)注和重視，迫切需要開展此類試驗(yàn)技術(shù)的研究和應(yīng)用［3］。

中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院(以下簡稱氣動(dòng)院)借助當(dāng)前的暫沖式高速風(fēng)洞在國內(nèi)率先開展了此類試驗(yàn)技術(shù)的研究和應(yīng)用。受到當(dāng)前高速風(fēng)洞尺寸的限制，研究的對象主要是真實(shí)彈類等小型飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)。在考慮飛行器外部流動(dòng)情況下，進(jìn)氣道內(nèi)流的動(dòng)態(tài)特性對發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)點(diǎn)火能力和共同工作特性影響較大，而該過程難以在地面進(jìn)行模擬，因此必須進(jìn)行基于風(fēng)洞的進(jìn)發(fā)匹配試驗(yàn)。

該技術(shù)在暫沖式高速風(fēng)洞實(shí)現(xiàn)了真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火的試驗(yàn)環(huán)境，能夠提供如下功能，從而實(shí)現(xiàn)了推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)的部分功能:

·檢驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道匹配起動(dòng)點(diǎn)火和加速性能;

·檢驗(yàn)不同迎角和側(cè)滑角組合下，發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道匹配共同工作性能;

·檢驗(yàn)燃油系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)、加速和工作段的匹配性能;

·獲取發(fā)動(dòng)機(jī)在匹配的進(jìn)氣道條件下的風(fēng)車轉(zhuǎn)速特性;

·檢驗(yàn)?zāi)Ｐ碗姎庀到y(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配工作協(xié)調(diào)性;

·檢驗(yàn)綜控機(jī)與ECU匹配工作性能;

·檢驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)參試設(shè)備及傳感器環(huán)境適應(yīng)性。

本文就小型飛行器推進(jìn)系統(tǒng)在高速風(fēng)洞進(jìn)行進(jìn)發(fā)匹配測試的特種試驗(yàn)技術(shù)相關(guān)的試驗(yàn)設(shè)備、試驗(yàn)方法、試驗(yàn)流程以及試驗(yàn)技術(shù)涉及到的環(huán)境污染、風(fēng)洞試驗(yàn)安全性、模型熱防護(hù)等需要解決的幾個(gè)關(guān)鍵技術(shù)問題進(jìn)行了論述。

1 試驗(yàn)設(shè)備

進(jìn)發(fā)匹配試驗(yàn)設(shè)備主要包括風(fēng)洞、模型和支撐、動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集設(shè)備、風(fēng)洞測控系統(tǒng)以及專用的模型和發(fā)動(dòng)機(jī)測試設(shè)備。專用的模型和發(fā)動(dòng)機(jī)測試設(shè)備由試驗(yàn)客戶單獨(dú)提供和使用，因此不在本文進(jìn)行討論。

1.1 風(fēng)洞

進(jìn)發(fā)匹配試驗(yàn)研究在氣動(dòng)院FL-3風(fēng)洞［11］進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座暫沖下吹式三聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面尺寸為1.5m×1.6m(寬×高)，試驗(yàn)段長4.2m，上下壁是22.5%直孔壁，兩側(cè)壁為光滑實(shí)壁，可進(jìn)行全模和半模的各種常規(guī)/特種試驗(yàn)試驗(yàn)。試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.3～2.25。風(fēng)洞備有彎刀機(jī)構(gòu)，可實(shí)現(xiàn)迎角α變化范圍－10°～30°，精度可達(dá)到±3'，角度變化速度為(2°～10°)/s。

圖1 FL-3風(fēng)洞Fig.1 FL-3 W ind Tunnel

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃椭?/p>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷某叽缡茱L(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸的限制。試驗(yàn)?zāi)Ｐ烷L度要求在3m以內(nèi)，模型在風(fēng)洞中堵塞度在3%以內(nèi)。對于彈類等小型飛行器來說，模型可以是全尺寸的，帶真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)。

根據(jù)模型長度和試驗(yàn)區(qū)的長度，確定模型位置，并以此設(shè)計(jì)風(fēng)洞彎刀支桿端的加長風(fēng)洞接頭和變側(cè)滑角接頭下板(簡稱變?chǔ)陆宇^下板)。利用模型原有的或?qū)ｉT設(shè)計(jì)的掛架接口支桿，將模型與變?chǔ)陆宇^下板連接，并通過原有變?chǔ)陆宇^與風(fēng)洞彎刀支桿端的加長風(fēng)洞接頭連接，從而實(shí)現(xiàn)模型在風(fēng)洞中的支撐連接。模型掛架中心軸線與模型中心線應(yīng)保持重合，減小模型周圍流場影響，同時(shí)可以實(shí)現(xiàn)較大側(cè)滑角的變化。典型的模型和支撐結(jié)構(gòu)見圖2所示。

圖2 典型的模型和支撐結(jié)構(gòu)Fig.2 Typical model and support

從圖2可以看到，由于模型是細(xì)長體，為減小吹風(fēng)時(shí)模型的振動(dòng)，額外增加了一根支桿，連接彎刀和模型支撐，增強(qiáng)模型穩(wěn)定性。但需要確定該支撐形式對進(jìn)氣道進(jìn)口及模型周圍流場的干擾情況。為此，有必要進(jìn)行流場干擾的數(shù)值計(jì)算，預(yù)測是否對進(jìn)氣道進(jìn)口及模型周圍流場產(chǎn)生影響。圖3是圖2所示支撐結(jié)構(gòu)的空間流線計(jì)算結(jié)果。圖3中進(jìn)氣道進(jìn)口位于模型的下部和支桿前方，從流線方向可以看出，支桿等支撐結(jié)構(gòu)對進(jìn)氣道進(jìn)口周圍流場沒有干擾，支撐結(jié)構(gòu)氣動(dòng)設(shè)計(jì)是合理的。

圖3 空間流線圖Fig.3 Spatial stream line results

由于試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃椭谓Y(jié)構(gòu)都比較細(xì)長，在試驗(yàn)馬赫數(shù)以及迎角、側(cè)滑角范圍內(nèi)需要對二者進(jìn)行強(qiáng)度和剛度校核。目前應(yīng)用的試驗(yàn)馬赫數(shù)0.3～0.6，迎角范圍為－6°～10°，側(cè)滑角－7°～7°。在馬赫數(shù)0.3、迎角－6°、側(cè)滑角0°試驗(yàn)狀態(tài)下，以圖2所示模型為例進(jìn)行校核計(jì)算，模型自重1kN，升力約為700N。計(jì)算得到的強(qiáng)度和剛度結(jié)果都很理想，掛架接口支桿前端由形變產(chǎn)生的位移僅為7.6 mm，模型一階固有頻率6Hz，二階固有頻率為8.7 Hz，遠(yuǎn)離風(fēng)洞氣流固有頻率，符合試驗(yàn)要求。

另外，對較長的模型還可以進(jìn)行顫振性能的估算。對于圖2所示模型，模型顫振速壓遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于試驗(yàn)狀態(tài)下的吹風(fēng)速壓，模型在吹風(fēng)過程中不會(huì)發(fā)生顫振。

1.3 動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集設(shè)備

動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集設(shè)備在此類試驗(yàn)中主要用于風(fēng)洞啟動(dòng)后的吹風(fēng)時(shí)間參數(shù)測量以及風(fēng)洞和發(fā)動(dòng)機(jī)協(xié)同工作的信號(hào)觸發(fā)和傳達(dá)。

動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集設(shè)備［12］單路最高采樣率250 kHz，系統(tǒng)總精度優(yōu)于0.1%。設(shè)備自帶軟件可以定制友好的用戶界面，并能進(jìn)行所有的設(shè)置及采集控制。設(shè)備實(shí)物見圖4。

圖4 動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集設(shè)備Fig.4 Dynam ic data acquisition devices

1.4 風(fēng)洞測控系統(tǒng)

FL-3風(fēng)洞的測控系統(tǒng)主要由主控計(jì)算機(jī)、流場調(diào)節(jié)計(jì)算機(jī)、迎角控制計(jì)算機(jī)、VXI采集計(jì)算機(jī)、電子掃描閥系統(tǒng)、采集計(jì)算機(jī)、數(shù)據(jù)處理計(jì)算機(jī)和數(shù)據(jù)分析計(jì)算機(jī)組成，計(jì)算機(jī)之間通過以太網(wǎng)相互通信并實(shí)現(xiàn)資源共享。采用現(xiàn)場總線技術(shù)，將所有過程控制的現(xiàn)場設(shè)備進(jìn)行分布式管理與控制［13］。

2 試驗(yàn)方案

小型推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)發(fā)匹配試驗(yàn)作為一種特種試驗(yàn)，與常規(guī)的進(jìn)氣道性能試驗(yàn)和噴流試驗(yàn)［14］相比，其顯著特點(diǎn)是需要在風(fēng)洞有來流的情況下進(jìn)行真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，尾噴口產(chǎn)生溫度很高的尾焰，形成熱噴流。因此，試驗(yàn)方案需要對環(huán)境污染、風(fēng)洞試驗(yàn)安全性、模型熱防護(hù)等關(guān)鍵問題進(jìn)行可行性論證，涉及尾氣排放成分分析和危害分析、溫度場分布模擬計(jì)算、風(fēng)洞熱防護(hù)設(shè)計(jì)等多個(gè)領(lǐng)域。對其他現(xiàn)有風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)［15］來說，這些問題都沒有涉及到，風(fēng)洞使用者需要解決這些問題，才能確保這類試驗(yàn)?zāi)軌蜷_展下去。

2.1 環(huán)境污染分析

在試驗(yàn)協(xié)調(diào)階段，需要試驗(yàn)單位提供發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火的燃燒剩余物及濃度量級(jí)(如表1所示)，用于尾氣排放成分分析和危害分析。

表1 燃燒剩余物成分和含量Table 1 Composition and content of combustion residues

按照表1的發(fā)動(dòng)機(jī)尾氣燃燒剩余物含量，結(jié)合《大氣污染物綜合排放標(biāo)準(zhǔn)》［16］，燃燒剩余物中有害成分的濃度含量量值都很小，均不超標(biāo)，而且FL-31風(fēng)洞為直流下吹式，風(fēng)洞試驗(yàn)次數(shù)也很少，由此產(chǎn)生的很少量有害氣體能通過消音塔直接排放到大氣中，不會(huì)對人體和環(huán)境造成影響。

2.2 風(fēng)洞試驗(yàn)安全性

在試驗(yàn)協(xié)調(diào)階段，需要試驗(yàn)單位提供發(fā)動(dòng)機(jī)地面點(diǎn)火工作的尾焰溫度場數(shù)據(jù)(圖5)。在風(fēng)洞適當(dāng)位置安放模型，并采取適當(dāng)?shù)臒岱雷o(hù)手段，可以保證發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰不會(huì)對模型下游風(fēng)洞結(jié)構(gòu)和設(shè)備造成損害。此外，要求模型油料內(nèi)置，不需要外設(shè)油路，不存在起火隱患。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰溫度場Fig.5 Tem perature field of flam e at engine exit

為滿足試驗(yàn)需求，仍需要對試驗(yàn)狀態(tài)下的溫度場模擬計(jì)算、模型連接形式、最終安裝位置及熱防護(hù)形式等核心問題進(jìn)行進(jìn)一步研究，確定最終試驗(yàn)方案，以保證試驗(yàn)順利進(jìn)行。

2.3 溫度場數(shù)值計(jì)算

為了確定尾焰對流場影響，明確尾焰高溫部分對風(fēng)洞影響范圍，需要進(jìn)行尾焰溫度場模擬計(jì)算，預(yù)估在試驗(yàn)包線的典型狀態(tài)下，點(diǎn)火狀態(tài)時(shí)的溫度場和壓力場分布。以圖2模型和支撐為例進(jìn)行說明，計(jì)算參數(shù)見表2。

表2 溫度計(jì)算條件Table 2 Com putational conditions of tem perature fields

本文僅對M=0.3、α=0°、β=0°試驗(yàn)狀態(tài)的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行簡要分析。圖6和圖7是M=0.3、α=0°、β=0°下的溫度場分布情況。從CFD模擬結(jié)果分析得到，高溫噴流對尾噴口附近溫度影響較為劇烈，距離尾噴口愈遠(yuǎn)，高溫噴流溫度影響范圍則大幅減弱。由于風(fēng)洞來流溫度僅為288K左右，使噴流溫度在周向范圍得到大幅減弱，小迎角和小側(cè)滑角工況下影響范圍基本被限制在試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃篌w直徑內(nèi)。其他迎角、側(cè)滑角狀態(tài)數(shù)值計(jì)算表明，彎刀接頭和接頭后部溫度提高十分有限，溫度處于300 K附近;洞壁上的溫度在迎角為10°、側(cè)滑角為0°時(shí)升高最高，溫度約為320K，與風(fēng)洞來流溫度十分接近，不會(huì)對風(fēng)洞結(jié)構(gòu)和設(shè)備造成不良影響。

圖6 風(fēng)洞剖面溫度場分布Fig.6 Tem perature fields of w ind tunnel section

圖7 彎刀表面和洞壁表面溫度分布Fig.7 Tem perature fields of model strut surface and tunnel lower wall

2.4 熱防護(hù)

由于此類試驗(yàn)包括真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火項(xiàng)目，模型發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰對于風(fēng)洞流場、洞壁和支撐機(jī)構(gòu)是否造成影響，需對尾焰影響進(jìn)行熱防護(hù)計(jì)算和設(shè)計(jì)。

2.4.1 傳熱計(jì)算

計(jì)算時(shí)假設(shè)尾噴口熱氣將周圍流場迅速加熱至相同溫度，以流場速度打到洞壁及彎刀表面，且不考慮吹風(fēng)帶走熱量。以圖2模型和匹配的發(fā)動(dòng)機(jī)為例，其傳熱計(jì)算結(jié)果見圖8。

圖8 彎刀表面和洞壁表面溫度隨時(shí)間變化Fig.8 Temperature variations w ith time on model strut surface and tunnel side wall

2.4.2 熱防護(hù)設(shè)計(jì)

由圖8計(jì)算結(jié)果可知，彎刀及洞壁表面均不需熱防護(hù)。但電纜線從掛架支桿伸出，經(jīng)風(fēng)洞接頭到達(dá)彎刀后伸入地下，而電纜線正常工作溫度在70℃以下，必須對其進(jìn)行保護(hù)。

經(jīng)過調(diào)研和篩選，采用隔熱套管對電纜線進(jìn)行包裹，保證其在點(diǎn)火過程的最高溫度時(shí)不會(huì)受到損壞。

隔熱套管有多種，其中常用的有兩種。第一種隔熱套管材質(zhì)為內(nèi)胚層采用加厚型玻纖強(qiáng)化編織而成，外層再覆以厚實(shí)的“冷藍(lán)”硅橡膠，能把194℃的溫度降低至約54℃，人體接觸不會(huì)造成傷害。第二種材質(zhì)為高蓬松性玻璃纖維，表面涂氧化鐵紅硅膠，無毒，柔軟有韌性，可任意彎曲扭轉(zhuǎn)，可連續(xù)暴露于260℃的高溫中而不受損壞，最高1090℃的溫度下可承受5～10min，在1650℃的高溫下則可承受15～30 s，耐受(7～10)kV。

3 試驗(yàn)方法及流程

這類進(jìn)發(fā)匹配試驗(yàn)，不僅需要控制發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)轉(zhuǎn)換并記錄相關(guān)參數(shù)、各傳感器數(shù)據(jù)采集和測量、控制風(fēng)洞的運(yùn)行和停車，而且需要保證三者之間的控制順序并且保證時(shí)間軸的統(tǒng)一性，故每次車運(yùn)行方式需要嚴(yán)格按照要求執(zhí)行。

試驗(yàn)進(jìn)行順序如下:設(shè)備準(zhǔn)備就緒后，風(fēng)洞開始吹風(fēng)，10 s后下達(dá)各個(gè)指令，在點(diǎn)火角度進(jìn)行點(diǎn)火，發(fā)動(dòng)機(jī)正常起動(dòng)后，進(jìn)行迎角變化，記錄各試驗(yàn)參數(shù)。試驗(yàn)采用固定馬赫數(shù)、固定側(cè)滑角，連續(xù)變迎角方式進(jìn)行。

圖9給出了風(fēng)洞試驗(yàn)的流程圖。針對該流程，專門制定了《試驗(yàn)實(shí)施細(xì)則》，給出了試驗(yàn)過程中各崗位到位的口令，在試驗(yàn)前進(jìn)行口令預(yù)演，確保實(shí)施過程的順暢。

圖9 試驗(yàn)系統(tǒng)流程圖Fig.9 Test system flow charts

此外，由于試驗(yàn)的特殊性，試驗(yàn)過程具有一定的危險(xiǎn)，為此制定了《應(yīng)急預(yù)案及防護(hù)措施》，各個(gè)崗位負(fù)責(zé)人嚴(yán)格遵守崗位職責(zé)。為了實(shí)時(shí)監(jiān)控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火過程，在風(fēng)洞試驗(yàn)段頂部安裝高清攝像頭，隨時(shí)觀察試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶l(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口周圍點(diǎn)火情況及監(jiān)測工作電纜線情況。在吹風(fēng)過程中通過在模型頭部合適位置加裝加速度計(jì)，實(shí)時(shí)測量并記錄模型吹風(fēng)時(shí)的加速度，一旦發(fā)生意外抖動(dòng)可以通過觀測及時(shí)停車。

4 試驗(yàn)結(jié)果分析

此類試驗(yàn)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)主要來自于發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)及各類傳感器信號(hào)的采集結(jié)果，如圖10所示。例如根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)ECU發(fā)出的轉(zhuǎn)速信號(hào)判斷發(fā)動(dòng)機(jī)在不同工作狀態(tài)下轉(zhuǎn)速是否正常，加速時(shí)間是否符合預(yù)期;根據(jù)在發(fā)動(dòng)機(jī)表面和模型內(nèi)部加速度計(jì)測量的振動(dòng)信號(hào)，分析試驗(yàn)過程中有無異常;根據(jù)安裝在泵前和泵后的兩個(gè)油壓傳感器，實(shí)時(shí)監(jiān)測油壓信號(hào)。從以上設(shè)備測得的數(shù)據(jù)可以看出推進(jìn)系統(tǒng)在每個(gè)工作狀態(tài)中隨著轉(zhuǎn)速變化，油壓信號(hào)與振動(dòng)信號(hào)反映出發(fā)動(dòng)機(jī)及燃油系統(tǒng)工作是否正常，進(jìn)發(fā)匹配有無問題。

圖10 發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)及各類傳感器信號(hào)Fig.10 Engine work status and various sensor signals

圖10結(jié)果表明使用的進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)能夠在總體要求的馬赫數(shù)、迎角和側(cè)滑角組合狀態(tài)下正常起動(dòng)，起動(dòng)時(shí)間滿足要求。在規(guī)定的馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角組合狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道均正常匹配工作。

5 結(jié)論

本文介紹了在1.5m×1.6 m暫沖式高速風(fēng)洞實(shí)現(xiàn)的彈類等小型飛行器推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)發(fā)匹配測試的特種試驗(yàn)技術(shù)。主要結(jié)論如下:

1)小型推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)發(fā)匹配高速風(fēng)洞試驗(yàn)表明:小型推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)發(fā)匹配高速風(fēng)洞試驗(yàn)各關(guān)鍵技術(shù)合理、可行。該技術(shù)通過采集和監(jiān)測發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)及各類傳感器信號(hào)，分析判斷發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道是否正常匹配工作。試驗(yàn)?zāi)Ｐ烷L度限制在3 m以內(nèi)，試驗(yàn)馬赫數(shù)0.3～2.25，迎角范圍－6°～10°，側(cè)滑角－7°～7°。

2)該試驗(yàn)技術(shù)使得目前的高速風(fēng)洞具備了小型推進(jìn)系統(tǒng)點(diǎn)火熱噴的試驗(yàn)?zāi)芰?，為小型推進(jìn)系統(tǒng)在模擬外流流動(dòng)條件下的進(jìn)發(fā)匹配測試提供了良好的試驗(yàn)環(huán)境，將原本只有在飛行試驗(yàn)中才能暴露出來的問題，僅通過風(fēng)洞試驗(yàn)就將問題暴露并得到良好的解決，大大節(jié)約了研制成本，具有良好的工程應(yīng)用價(jià)值。

［1］Zhao H S，Pan J Y，Qian Y J.Aerodynamic principles of aircraft intake［M］.Beijing:National Defense Industry Press，1989.(in Chinese)趙鶴書，潘杰元，錢翼稷.飛機(jī)進(jìn)氣道氣動(dòng)原理［M］.北京:國防工業(yè)出版社，1989.

［2］Jiang Z X.Aircraft internal flow aerodynamics［M］.Beijing: Aeronautical Industry Press，1989.(in Chinese)姜正行.飛機(jī)內(nèi)流空氣動(dòng)力學(xué)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，1989.

［3］Jiang J，et al.Improvement and development of inlet/engine compatibility assessment system［J］.Science Technology and Engineering，2009，9(21):6474-6483.(in Chinese)姜健，等.進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性評價(jià)體系的完善與發(fā)展［J］.科學(xué)技術(shù)與工程，2009，9(21):6474-6483.

［4］Oates G C.Aircraft propulsion systems technology and design［M］.New York:American Institute of Aeronautics and Astronautics Press，1989.

［5］Mitchell J G.The aero-propulsion systems test facility［R］.AIAA 72-1034，1972.

［6］Lu C Y.Aero-propulsion testing facilities and capabilities［J］.International Aviation，2001，(1):56-57.(in Chinese)盧傳義.AEDC的航空推進(jìn)試驗(yàn)設(shè)備和試驗(yàn)?zāi)芰?上)［J］.國際航空，2001，(1):56-57.

［7］Hou M J.Aero-engine altitude simulating test techniques［M］.Beijing:Aeronautical Industry Press，2014.(in Chinese)侯敏杰.高空模擬試驗(yàn)技術(shù)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2014.

［8］Liu D X，Chen G.Aero-engine:heart of aircraft［M］.Beijing: Aeronautical Industry Press，2003.(in Chinese)劉大響，陳光.航空發(fā)動(dòng)機(jī):飛機(jī)的心臟［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2003.

［9］Zhang B C，Chen B Z.Aero-engine test technology［M］.Beijing: Aeronautical Industry Press，1988.(in Chinese)張寶誠，陳本柱.航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)技術(shù)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，1988.

［10］Zhang B C.Aero-engine test and measurement techniques［M］.Beijing:BUAA Press，2005.(in Chinese)張寶成.航空發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)和測試技術(shù)［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

［11］Li Z F.Handbook of wind tunnel test［M］.Beijing:Aeronautical Industry Press，2015.(in Chinese)李周復(fù).風(fēng)洞試驗(yàn)手冊［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2015.

［12］HBM Corporation.The genesis high speed brochure［EB/OL］.http://www.hbm.com/cn.

［13］Shi H C.Wind tunnel data acquire technology［M］.Beijing: National Defense Industry Press，2004.(in Chinese)施洪昌.風(fēng)洞數(shù)據(jù)采集技術(shù)［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2004.

［14］Li Z F.Wind tunnel special test techniques［M］.Beijing: Aeronautical Industry Press，2010.(in Chinese)李周復(fù).風(fēng)洞特種實(shí)驗(yàn)技術(shù)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2010.

［15］Fan J C.Handbook of wind tunnel testing［M］.Beijing: Aeronautical Industry Press，2003.(in Chinese)范潔川.風(fēng)洞試驗(yàn)手冊［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2002.

［16］GB16297-2004.大氣污染物綜合排放標(biāo)準(zhǔn)［S］.

Investigation of special test technique for inlet and engine matching of small-size propulsion system in high speed w ind tunnels

Ma Xiaoguang*，Cheng Yajun，Zhao Lyubo，Li Jiahong，Wang Xudong
(Aero Science Key Lab of High Reynolds Aerodynamics Force at High Speed，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang 110034，China)

A special test technique applied to inlet/engine matching of small-size propulsion system is developed in a high speed wind tunnel，the purpose is to predict and verify the characteristics of inlet/ engine matching for the propulsion system of a small-size flying vehicle such as a cruise missile.Analysis of the aerodynamic and structural issues on the test model and support system，test plan，test methods and the related procedures，as well as the evaluation of environment pollution，test safety and model protection are represented.Tests show that the technique applied to the available intermittent wind tunnels is able to solve inlet/engine matching in the phase of ground testing，plays the roles of high altitude test beds and propulsion wind tunnels，and provides a good test environment of outer airflow simulation for small-size propulsion systems.The technique is of practical and applicable value.

propulsion system;inlet;engine;inlet/engine matching;wind tunnel test

V211.753

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0120

0258-1825(2016)03-0386-06

2015-07-01;

2015-11-05

馬曉光*(1978-)，男，陜西人，高級(jí)工程師，研究方向:進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù).E-mail:kuelite@126.com

馬曉光，程雅君，趙綠波，等.小型推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)發(fā)匹配高速風(fēng)洞特種試驗(yàn)技術(shù)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(3):386-391.

10.7638/kqdlxxb-2015.0120 Ma X G，Cheng Y J，Zhao L B，et al.Investigation of special test technique for inlet and engine matching of small-size propulsion system in high speed wind tunnels［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):386-391.