8 m×6 m風(fēng)洞大尺度模型進(jìn)氣道和噴流試驗(yàn)技術(shù)

陳 洪,劉李濤,巫朝君

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心,四川 綿陽(yáng) 621000)

8m×6m風(fēng)洞大尺度模型進(jìn)氣道和噴流試驗(yàn)技術(shù)

陳 洪,劉李濤*,巫朝君

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心,四川 綿陽(yáng) 621000)

采用單臺(tái)抽吸流量達(dá)383 m3/min的真空泵抽吸系統(tǒng)和最大落壓比達(dá)3.5的噴流模擬器，在8 m×6 m風(fēng)洞建立了大尺度模型進(jìn)氣道和噴流試驗(yàn)技術(shù)，可實(shí)現(xiàn)8 m×6 m試驗(yàn)段大尺度戰(zhàn)斗機(jī)100%進(jìn)氣流量和高落壓比模擬要求，通過(guò)將3 m量級(jí)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷谋壤龃?倍，能夠更為精細(xì)地模擬戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)外形，獲得更為準(zhǔn)確的飛機(jī)進(jìn)氣道性能、噴流對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)特性影響及矢量噴管性能參數(shù)。

進(jìn)氣道；噴流；抽吸流量；落壓比；試驗(yàn)技術(shù)

0 引 言

進(jìn)氣道試驗(yàn)主要測(cè)量進(jìn)氣道內(nèi)氣流的靜態(tài)和動(dòng)態(tài)特性，一般采用引射或抽吸方式獲得進(jìn)氣流量。引射方式的進(jìn)氣道試驗(yàn)技術(shù)，其核心部件為引射器，試驗(yàn)時(shí)，引射器安裝在模型內(nèi)部。抽吸方式的進(jìn)氣道試驗(yàn)技術(shù)，其核心部件為真空泵，試驗(yàn)時(shí)，真空泵通過(guò)管道與模型尾噴口連接。引射器的設(shè)計(jì)理論、機(jī)理及工作特性研究主要始于20世紀(jì)30年代。1946年，Keenan和Newman提出了等面積和等壓混合引射器一維理論模型。1976年，Emanuel利用一維理論對(duì)引射器流動(dòng)參數(shù)的影響規(guī)律進(jìn)行了研究，并對(duì)引射器進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)[1]。1977年，Munday和Bagster提出了臨界喉道概念，認(rèn)為喉道限制了引射器最大引射能力[2]。此外，Judy C.Bergmann和Stefanie Hirt分別在NASA格林研究中心和美國(guó)空軍阿諾德工程發(fā)展中心發(fā)展了進(jìn)氣道試驗(yàn)技術(shù)[3-4]。

噴流試驗(yàn)主要獲取噴流對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的影響和矢量噴管性能參數(shù)，采用高壓氣源模擬發(fā)動(dòng)機(jī)噴流。基于引射器的動(dòng)力模擬試驗(yàn)技術(shù)一直是許多國(guó)家進(jìn)行飛行器動(dòng)力模擬試驗(yàn)的重要方法。20世紀(jì)60年代，美國(guó)已成功將引射器應(yīng)用于飛行器動(dòng)力模擬試驗(yàn)中，研究飛行器進(jìn)氣/噴流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響。俄羅斯目前還主要采用引射器進(jìn)行噴流的模擬，美國(guó)和歐洲現(xiàn)在基本采用TPS來(lái)同時(shí)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣/噴流效應(yīng)，但由于TPS單元尺寸相對(duì)較大，戰(zhàn)斗機(jī)噴流模擬試驗(yàn)仍然主要采用引射器進(jìn)行。

國(guó)內(nèi)以往進(jìn)氣道和噴流試驗(yàn)主要在3 m量級(jí)風(fēng)洞中開(kāi)展。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心Φ3.2 m風(fēng)洞和中國(guó)空氣動(dòng)力研究院3.5 m×2.5 m風(fēng)洞均采用引射方式進(jìn)行進(jìn)氣道試驗(yàn)[5-6]，存在模型縮比后進(jìn)氣唇口外形及進(jìn)氣口處各類裝置難以精確模擬的困難，并且采用引射器來(lái)獲得的進(jìn)氣流量有時(shí)不能完全達(dá)到縮比后的流量要求。王勛年等利用引射器發(fā)展了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣/噴流一體化模擬試驗(yàn)技術(shù)[7]，但進(jìn)氣流量受到一定限制。賈毅等利用設(shè)計(jì)的噴流模擬器進(jìn)行了噴流影響和矢量噴管性能研究[8]，但縮比后的噴流模擬器尺寸小，內(nèi)部氣流管道、噴管、波紋管以及天平等設(shè)計(jì)難度大，一定程度上限制了技術(shù)的應(yīng)用。本文主要介紹在8 m×6 m風(fēng)洞采用真空泵抽吸系統(tǒng)和噴流模擬器建立的大尺度模型進(jìn)氣道和噴流試驗(yàn)技術(shù)和系統(tǒng)。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)

1.1 進(jìn)氣道試驗(yàn)系統(tǒng)

進(jìn)氣道試驗(yàn)系統(tǒng)的核心是真空泵抽吸系統(tǒng)，其結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖1。模型進(jìn)氣道出口設(shè)計(jì)為兩路，經(jīng)擴(kuò)張達(dá)到Φ0.25 m，首先通過(guò)Φ0.25 m軟管連接并擴(kuò)張至第二試驗(yàn)段下方兩路Φ0.4 m鋼管，然后每路分為4路Φ0.4/Φ0.3 m分管，最后融合為一路Φ0.8 m管路連接至四臺(tái)真空泵。其中，從兩路Φ0.4 m鋼管分為8路Φ0.4/Φ0.3 m分管的原因在于系統(tǒng)兼顧了8 m×6 m風(fēng)洞吸氣地板的抽吸功能要求。

系統(tǒng)抽吸流量與真空泵的抽吸能力、管道直徑/長(zhǎng)度/材質(zhì)、管路沿程閥門性能以及進(jìn)氣道喉道面積相關(guān)。真空泵抽吸能力為系統(tǒng)的根本，真空泵由4臺(tái)水環(huán)泵作為主動(dòng)力，泵前最低吸入壓力為16000 Pa，單臺(tái)泵對(duì)應(yīng)抽吸流量227 m3/min；入口壓力為55000 Pa時(shí)，單臺(tái)泵對(duì)應(yīng)抽吸流量為383 m3/min。管道直徑/長(zhǎng)度/材質(zhì)、管路沿途閥門性能以及綜合管路氣流流速?zèng)Q定壓力損失。四臺(tái)泵同時(shí)工作、無(wú)模型、帶單根Φ0.25 m軟管條件下，系統(tǒng)最大抽吸流量為(8～9) kg/s。

采用某雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)驗(yàn)證模型進(jìn)行了進(jìn)氣道試驗(yàn)，驗(yàn)證模型比例為1∶8，進(jìn)氣道喉道面積為8594 mm2，當(dāng)量直徑約0.1046 m，實(shí)際測(cè)量得到單個(gè)喉道最大抽吸流量約為1.95 kg/s，對(duì)應(yīng)喉道氣流速度達(dá)到聲速。

1.2 噴流試驗(yàn)系統(tǒng)

噴流試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖2。系統(tǒng)由通氣支桿、主天平、噴流模擬器、噴管天平、矢量噴管、校準(zhǔn)專用天平和空氣橋等組成，其中，校準(zhǔn)專用天平和空氣橋等用于進(jìn)行噴流模擬器的地面校準(zhǔn)，其核心部件為噴流模擬器。

噴流模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖3。模型通過(guò)主天平連接在通氣支桿上，全機(jī)氣動(dòng)力由主天平測(cè)量。高壓氣源通過(guò)通氣支桿進(jìn)入噴流模擬器，從尾噴管排出形成噴流，模擬發(fā)動(dòng)機(jī)噴流效應(yīng)。矢量噴管和噴流模擬器為一個(gè)整體，噴管天平固定端與噴流模擬器固定端連接，并與模型脫離，噴管天平浮動(dòng)端與矢量噴管連接，噴管氣動(dòng)力由噴管天平測(cè)量。

噴流模擬器內(nèi)部結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖4。高壓氣源通過(guò)固定端內(nèi)腔，經(jīng)過(guò)安裝在固定端腔體四周的聲速噴管進(jìn)入整流錐與矢量噴管管體之間，沿整流錐表面從尾噴口噴出。密封室內(nèi)只承受高壓，無(wú)氣流流動(dòng)。

2 關(guān)鍵技術(shù)

噴管天平測(cè)量結(jié)果的準(zhǔn)確修正是噴流試驗(yàn)技術(shù)的關(guān)鍵。采用噴管天平的目的在于獲得矢量噴管噴流的反推力。噴流天平實(shí)際測(cè)量獲得的力包括噴流模擬器自身重量、噴流模擬器與固定端連接帶來(lái)的內(nèi)力、噴流模擬器內(nèi)部氣流流動(dòng)的摩擦力以及噴流的反推力。為獲得干凈的噴流反推力，必須對(duì)前面三種力進(jìn)行分離。

噴流模擬器與固定端連接帶來(lái)的內(nèi)力是噴流模擬器固定端與噴管天平固定端多點(diǎn)連接造成的。為防止壓縮空氣從環(huán)室與噴嘴之間的間隙洩出，同時(shí)保證供氣管路對(duì)噴管天平測(cè)力的影響較小，在浮動(dòng)端和固定端之間的密封室前段和后段安裝了兩處金屬波紋管進(jìn)行密封。由于波紋管自身具有一定剛度，必然會(huì)帶來(lái)一定內(nèi)力，并且在承受高壓情況下，波紋管的剛度將顯著增加，導(dǎo)致波紋管剛度影響量顯著增大。

將噴流模擬器自身重量影響定義為重力效應(yīng)，金屬波紋管自身剛度影響定義為附加剛度效應(yīng)，高壓情況下金屬波紋管剛度增大的影響定義為壓力效應(yīng)，噴流模擬器內(nèi)部氣流流動(dòng)造成的摩擦力定義為流動(dòng)效應(yīng)，那么，天平實(shí)際測(cè)量結(jié)果為：

式(1)中，F(xiàn)代表天平測(cè)量實(shí)測(cè)結(jié)果，fT代表反推力，fG代表重力效應(yīng)，fA代表附加剛度效應(yīng)，fP代表壓力效應(yīng)，fF代表流動(dòng)效應(yīng)。

重力效應(yīng)采用扣除天平初讀數(shù)的方法修正。附加剛度效應(yīng)通過(guò)將“噴管天平/噴流模擬器”作為一個(gè)整體進(jìn)行靜態(tài)校準(zhǔn)，按照“噴流天平/噴流模擬器”組合體校準(zhǔn)公式進(jìn)行載荷計(jì)算。壓力效應(yīng)和流動(dòng)效應(yīng)采用噴流模擬器校準(zhǔn)裝置校準(zhǔn)完成。噴流模擬器校準(zhǔn)裝置見(jiàn)圖5，通過(guò)測(cè)量不同落壓比下的校準(zhǔn)天平測(cè)量結(jié)果對(duì)噴流天平測(cè)量結(jié)果進(jìn)行修正。

3 結(jié) 論

8 m×6 m風(fēng)洞進(jìn)氣道和噴流試驗(yàn)系統(tǒng)的建立，可將以往在3 m量級(jí)風(fēng)洞進(jìn)行試驗(yàn)的模型比例增大1倍，能夠更為精細(xì)地模擬戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)外形，獲得更為準(zhǔn)確的進(jìn)氣道性能、噴流對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)特性影響及矢量噴管性能參數(shù)。真空吸氣系統(tǒng)抽吸流量可實(shí)現(xiàn)8 m×6 m試驗(yàn)段大尺度戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道模型100%進(jìn)氣流量要求，采用內(nèi)置噴管天平的噴流模擬器和相應(yīng)的修正技術(shù)，可準(zhǔn)確獲得矢量噴管的反推力及性能參數(shù)。

[1]Emanuel G.Optimum performance for a single-stage gaseous ejector[R].AIAA 76-0341,1976.

[2]Munday J T,Bagster D F.A new ejector theory applied to steam jet refrigeration[J].Industrial and Engineering Chemistry Process Design and Development,1977,16(4):442-449.

[3]Bergmann J C.Improvements in inlet testing at the arnold engineering development center[R].AIAA 99-2113,1999.

[4]Hirt S.Large-scale low-boom inlet test overview[R].NASA Technical Conference,20110011262.

[5]高靜,郝衛(wèi)東,閆永昌,等.進(jìn)氣道低速特性試驗(yàn)技術(shù)研究[J].流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量,2004,18(1):38-42.

[6]巫朝君,孔鵬,王勛年,等.基于張線尾撐的進(jìn)氣道低速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué),2012,26(2):86-89.

[7]王勛年,巫朝君,陳洪,等.戰(zhàn)斗機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)模擬低速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué),2011,25(3):46-49.

[8]賈毅,鄭芳,黃浩,等.低速風(fēng)洞推力矢量試驗(yàn)技術(shù)研究[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué),2014,28(6):92-97.

[9]王勛年,孫正榮,劉伯均,等.低速風(fēng)洞試驗(yàn)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2002.

Inletandjettesttechniquesforlargescalemodelin8m×6mLowSpeedWindTunnel

CHEN Hong,LIU Litao*,WU Chaojun

(ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

The paper introduced established inlet and jet test techniques for large scale model in the 8 m×6 m Low Speed Wind Tunnel with a vacuum pumper and a jet simulator.The single vacuum pumper can attain suction flux to 383 m3/min which fulfills 100% flux demand for large scale fighter plane model in the 8 m×6 m test section.The maximal exit pressure ratio of the jet simulator reaches to 3.5.Through increasing the ratio of the model compared with that in a wind tunnel of 3 m magnitude,the test can simulate aerodynamic configuration with increasing details,and the test can more precisely provide inlet performance,influence of the jet on a fighter plane,and the parameter of vectoring nozzle.

inlet; jet; suction flux; exit pressure ratio; test technique

0258-1825(2017)06-0875-04

V211.73

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0133

2015-07-23;

2015-11-22

陳洪(1975-)，男，四川簡(jiǎn)陽(yáng)人，高級(jí)工程師，研究方向：低速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù).E-mail:738116368@qq.com

劉李濤*(1982-)，男，四川榮縣人，助理研究員，研究方向：飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究.E-mail:llt44@163.com

陳洪,劉李濤,巫朝君.8 m×6 m風(fēng)洞大尺度模型進(jìn)氣道和噴流試驗(yàn)技術(shù)[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2017,35(6):875-878.

10.7638/kqdlxxb-2015.0133 CHEN H,LIU L T,WU C J.Inlet and jet test techniques for large scale model in 8 m×6 m Low Speed Wind Tunnel[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):875-878.