發(fā)動機(jī)內(nèi)部流量對飛機(jī)尾旋特性的影響研究

顏 巍 黃靈恩 周 敏 /

(上海飛機(jī)設(shè)計研究院，上海201210)

0 引言

如何正確模擬高涵道比發(fā)動機(jī)內(nèi)部流量對常規(guī)布局翼吊式發(fā)動機(jī)飛機(jī)模型進(jìn)行尾旋風(fēng)洞自由尾旋試驗是一個必須要考慮的因素。當(dāng)飛機(jī)在大攻角條件下飛行時，由于發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道流場的畸變所導(dǎo)致的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣量的不足會使得發(fā)動機(jī)停車，進(jìn)入風(fēng)車狀態(tài)，發(fā)動機(jī)的實際流量會大幅下降。受尾旋風(fēng)洞試驗段口徑及試驗段阻塞度的限制，進(jìn)行自由尾旋試驗的飛機(jī)模型都比較小，且對模型的質(zhì)量和慣量有極高的模擬要求，若安裝小型馬達(dá)和風(fēng)扇來模擬真實發(fā)動機(jī)風(fēng)扇的風(fēng)車狀態(tài)是有較高難度的，所以世界上在尾旋風(fēng)洞中進(jìn)行飛機(jī)模型自由尾旋試驗的模型均為無動力模型，因此如何模擬真實的發(fā)動機(jī)在尾旋狀態(tài)下的工況是一個需要顧及的因素。

大多數(shù)飛機(jī)研發(fā)機(jī)構(gòu)在尾旋風(fēng)洞中進(jìn)行飛機(jī)模型尾旋試驗時不考慮模擬發(fā)動機(jī)的真實進(jìn)排氣狀況，但各個風(fēng)洞試驗機(jī)構(gòu)對于各個不同飛機(jī)型號的不同發(fā)動機(jī)的通氣模擬所采取的措施不同。烏克蘭安東諾夫設(shè)計局設(shè)計的，在TsAG(The Central Aerohydrodynamic Institute，簡稱TsAG)的T-105 Φ4.5 m尾旋風(fēng)洞進(jìn)行試驗的運輸機(jī)尾旋試驗?zāi)Ｐ偷陌l(fā)動機(jī)在進(jìn)氣道中采用了全堵塞的方式，即Non-TFN(through-flow nacelle，通氣發(fā)房，簡稱TFN；Non-TFN指無通氣發(fā)房)形式[1-3]，如圖1(a)所示，這樣做的原因是前蘇聯(lián)的運輸機(jī)所采用的發(fā)動機(jī)以長涵道和低涵道比為主，發(fā)動機(jī)在慢車情況下受飛機(jī)尾旋中姿態(tài)的影響，流量大幅下降，為了簡化問題，T-105尾旋風(fēng)洞多年來均采用全堵塞的方式。美國NASA(National Aeronautics and Space Administration，簡稱NASA)蘭利Φ20 ft(1 ft≈0.3 m)尾旋風(fēng)洞的做法是采用發(fā)動機(jī)的通氣發(fā)房，即TFN形式[4-5]，這樣做的主要原因是歐美國家的運輸機(jī)大都采用短涵道和高涵道比發(fā)動機(jī)，在發(fā)動機(jī)處于慢車狀態(tài)下，仍能夠保持50%～60%的流量，如圖1(b)所示。

(a) Non-TFN模型

(b) TFN模型圖1 不同發(fā)房內(nèi)部模擬方式

常規(guī)布局的某型民用飛機(jī)，其翼吊發(fā)動機(jī)采用美制短涵道、高涵道比(Bypass Ratio > 10)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，風(fēng)車狀態(tài)下，流量仍然能保持在正常工作狀態(tài)下的50%～60%。為了研究不同發(fā)房內(nèi)部流量對尾旋特性的影響，制作了近似模擬發(fā)動機(jī)流量為60%、30%和0%的輕質(zhì)堵塊，如圖2所示，將其安裝在相似縮比飛機(jī)模型的發(fā)房內(nèi)部，試驗?zāi)Ｐ蜐M足外形相似和弗勞德數(shù)相似。試驗在模擬飛機(jī)巡航構(gòu)型、前重心、5 000 m飛行高度條件下進(jìn)行，模型的舵面預(yù)設(shè)偏度為δa=0°、δr=30°、δe=-5°，改出動作均為反舵-15°，同時推桿到底，即δe=15°。

圖2 模擬不同流量的堵塊

1 試驗結(jié)果

1.1 左、右發(fā)房內(nèi)流量相同

首先依次進(jìn)行了在左、右發(fā)房模擬100%、60%、30%和0%的流量條件下進(jìn)行飛機(jī)模型的自由尾旋試驗與改出試驗，流量控制堵塊如圖3所示。試驗結(jié)果如圖4所示。

圖3 模擬發(fā)房內(nèi)部不同通氣量(左、右通氣量相同)

(a)偏航角速率隨時間變化

(b)攻角隨時間變化

(c)滾轉(zhuǎn)角速率隨時間變化

(d)側(cè)滑角隨時間變化

從試驗結(jié)果看，裝有60%、30%和0%的流量控制堵塊的模型的試驗結(jié)果相對于裝有TFN的模型的試驗結(jié)果的差異為滾轉(zhuǎn)角速率p和側(cè)滑角β的振幅隨著流量的減小有增大的趨勢，裝有30%和0%的流量控制堵塊的試驗結(jié)果的振幅非常顯著，裝有60%流量控制堵塊的試驗結(jié)果的振幅與裝有TFN的試驗結(jié)果比較接近；偏航角速率r和平均攻角α的差異不明顯；實施相同的改出動作后，改出的效果也基本相同?；谝陨显?，對于這架飛機(jī)尾旋試驗?zāi)Ｐ偷哪M，采用TFN發(fā)房和裝有模擬60%流量的堵塊對試驗結(jié)果沒有本質(zhì)的影響。

1.2 左、右發(fā)房內(nèi)流量不同

處于尾旋狀態(tài)的飛機(jī)，由于其繞自身三軸作旋轉(zhuǎn)運動，所以左、右發(fā)房的進(jìn)氣量每時每刻都在發(fā)生變化，且左、右發(fā)房的流量原則上是不可能完全相同的。為了呈現(xiàn)左右發(fā)房通氣量不對稱對尾旋特性的影響，在模擬左尾旋條件下，左發(fā)房安裝了60%流量控制堵塊，右發(fā)房安裝了0%流量控制堵塊；此外，還進(jìn)行了在模擬左尾旋條件下，左發(fā)房安裝了0%流量控制堵塊，右發(fā)房安裝了60%流量控制堵塊的試驗。堵塊如圖5所示。

圖5 模擬左、右發(fā)房內(nèi)部不對稱通氣量

從圖6所示的左尾旋試驗結(jié)果看，“左發(fā)房60%流量+右發(fā)房0%流量”與“左發(fā)房0%流量+右發(fā)房60%流量”對模型尾旋中的攻角和偏航角速率沒有很明顯的影響；但滾轉(zhuǎn)角速率和側(cè)滑角有明顯的區(qū)別，“左發(fā)房60%流量+右發(fā)房0%流量”條件下，p和β隨時間變化曲線的振幅明顯比“左發(fā)房60%流量+右發(fā)房0%流量”條件下的試驗結(jié)果要來的大。這可能是由于左尾旋條件下，右側(cè)機(jī)翼為外翼，若右發(fā)房為全不通氣狀態(tài)，會導(dǎo)致右側(cè)阻力增加，則有礙于飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)，所以模型的振蕩加大。若左發(fā)房為全不通氣狀態(tài)，會導(dǎo)致左側(cè)阻力增加，則有利于飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)，所以模型的振蕩相對要小。實施相同的改出動作后，改出的效果沒有明顯的差別。

(a) 偏航角速率隨時間變化

(b) 攻角隨時間變化

(c) 滾轉(zhuǎn)角速率隨時間變化

2 結(jié)論

在尾旋風(fēng)洞中，對某型民機(jī)模型安裝不同的能控制發(fā)房流量的堵塊進(jìn)行自由尾旋試驗，獲得了不同發(fā)房通氣量條件下模型的尾旋特性。隨著發(fā)房通氣量的下降，模型的滾轉(zhuǎn)角速率和側(cè)滑角的振幅有增大的趨勢，但攻角和偏航角速率所受影響不大，采用60%通氣發(fā)房和全通氣發(fā)房所獲得的尾旋試驗結(jié)果最為接近。模擬發(fā)房流量的不對稱試驗可以發(fā)現(xiàn)，尾旋中外側(cè)發(fā)房流量小于內(nèi)側(cè)發(fā)房流量對旋轉(zhuǎn)有阻礙的趨勢，尾旋中外側(cè)發(fā)房流量大于內(nèi)側(cè)發(fā)房流量對旋轉(zhuǎn)有助長的趨勢。