三軸承推力矢量噴管推力性能試驗(yàn)研究

解 亮，李慶林，張 馳，盛 超，杜寅威

（中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng) 110015）

0 引言

大偏角推力矢量是目前垂直/短距起飛、降落（Vertical and/or Short Take-off and Landing，V/STOL）飛機(jī)的必備功能[1]。一般戰(zhàn)斗機(jī)的推力矢量噴管主要用于提高其機(jī)動(dòng)能力，偏轉(zhuǎn)角度較小（±15°），而V/STOL飛機(jī)要求推力矢量偏轉(zhuǎn)90°甚至超過(guò)90°。三軸承推力矢量（3-Bearing Swivel Duct，3BSD）噴管由3段可以相互旋轉(zhuǎn)的噴管組成，可實(shí)現(xiàn)整體大角度偏轉(zhuǎn)，具有偏轉(zhuǎn)范圍大（縱向偏轉(zhuǎn)大于90°）、結(jié)構(gòu)緊湊和氣動(dòng)效率高等優(yōu)點(diǎn)，可滿足V/STOL 戰(zhàn)斗機(jī)巡航和起降時(shí)的不同推力方向要求，對(duì)飛機(jī)體積影響小、結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加小，可以滿足現(xiàn)代V/STOL 戰(zhàn)斗機(jī)對(duì)超聲速飛行和隱身性能的需要[2-3]。

美國(guó)自20世紀(jì)60年代就提出了旋轉(zhuǎn)式矢量噴管的概念。1967 年GE 公司在JT8D 發(fā)動(dòng)機(jī)上對(duì)三軸承偏轉(zhuǎn)噴管進(jìn)行了首次氣動(dòng)性能試驗(yàn)[4]；美國(guó)德克薩斯大學(xué)Terrier 博士與LMT 公司研究了三軸承推力矢量噴管的整機(jī)工作特性[5-7]；LMT 公司闡述了飛機(jī)近地面時(shí)的流動(dòng)現(xiàn)象，發(fā)展了計(jì)算升力損失的數(shù)值模型并將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了數(shù)值模型的準(zhǔn)確性[8]。目前三軸承推力矢量噴管是V/STOL 飛機(jī)最有效的推力矢量形式，已成功應(yīng)用于F-35B 戰(zhàn)斗機(jī)[9]。前蘇聯(lián)設(shè)計(jì)的三軸承噴管與西方國(guó)家設(shè)計(jì)的噴管的偏轉(zhuǎn)原理相同，但在型面設(shè)計(jì)上略有不同，噴管在0°狀態(tài)下略有彎曲。該型噴管已應(yīng)用于Yak-141 戰(zhàn)斗機(jī)，但由于前蘇聯(lián)的解體及研制經(jīng)費(fèi)的欠缺，對(duì)Yak-141戰(zhàn)斗機(jī)的研制于1991年終止[10]。中國(guó)在V/STOL三軸承推力矢量噴管方面的技術(shù)基礎(chǔ)幾乎處于空白狀態(tài)，研究工作處于跟蹤分析的層面。楊喜立等[11]開展了V/STOL 飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)和綜合協(xié)調(diào)控制方面的研究；劉帥等[12]開展了三軸承偏轉(zhuǎn)噴管設(shè)計(jì)技術(shù)研究；洪亮等[13]開展了噴管近地面條件下的靜、動(dòng)態(tài)升力損失的數(shù)值模擬；張義均[14]等提出了三軸承噴管結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法并對(duì)靜態(tài)推力進(jìn)行了測(cè)量。

本文以三軸承推力矢量噴管為研究對(duì)象，開發(fā)解耦算法并應(yīng)用于矢量推力試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理，測(cè)取不同落壓比下矢量推力隨偏轉(zhuǎn)角度變化的情況，為V/STOL飛機(jī)動(dòng)力裝置研制提供技術(shù)儲(chǔ)備。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)

1.1 研究對(duì)象

研究可偏轉(zhuǎn)90°的混合器筒體不同排氣角度和落壓比時(shí)的推力性能，為V/STOL 發(fā)動(dòng)機(jī)三軸承推力矢量噴管的研究提供參考依據(jù)。試驗(yàn)件模型如圖1 所示。在試驗(yàn)中為實(shí)現(xiàn)三軸承推力矢量噴管不同偏轉(zhuǎn)狀態(tài)只需將第1、2、3 段筒體旋轉(zhuǎn)相應(yīng)的角度，即通過(guò)拆裝安裝邊2、3、4 上的螺栓進(jìn)行位置調(diào)整。順航向順時(shí)針旋轉(zhuǎn)為正，逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)為負(fù)。具體調(diào)整過(guò)程為：圓段固定不動(dòng)，第1、2、3 段筒體旋轉(zhuǎn)的角度分別為ω1、ω2、ω3。各安裝邊周向均勻分布36 個(gè)螺栓孔，具體調(diào)整方案見(jiàn)表1。

圖1 三軸承推力矢量噴管模型

表1 三軸承推力矢量噴管偏轉(zhuǎn)角度調(diào)整方案（°）

1.2 六分力測(cè)量試驗(yàn)臺(tái)簡(jiǎn)介

1.2.1 功能概述

六分力測(cè)量試驗(yàn)臺(tái)總空氣流量最大值為55 kg/s，采用標(biāo)準(zhǔn)孔板流量計(jì)測(cè)量；軸向力為±50 kN；俯仰力為±20 kN；偏航力為±20 kN，進(jìn)氣溫度為常溫，具備噴管0°～90°排氣、反推排氣試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

試驗(yàn)排氣裝置采用可變角度排氣結(jié)構(gòu)，具備不同角度排氣氣流收集、導(dǎo)出能力。在試驗(yàn)件出口安裝了多支壓力測(cè)量受感部，驗(yàn)證該裝置對(duì)噴管流場(chǎng)的影響，同時(shí)采用流體仿真軟件進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果均證明該裝置對(duì)噴管流場(chǎng)無(wú)影響。試驗(yàn)件及排氣裝置如圖2 所示，不同偏轉(zhuǎn)角度試驗(yàn)件現(xiàn)場(chǎng)安裝情況如圖3所示。

圖2 試驗(yàn)件及排氣裝置

圖3 不同偏轉(zhuǎn)角度試驗(yàn)件現(xiàn)場(chǎng)安裝情況

1.2.2 六分力測(cè)量

六分力測(cè)量試驗(yàn)臺(tái)測(cè)力天平安裝于試驗(yàn)臺(tái)架上，利用剛體的平衡原理，在空間方向布置6 支高精度力傳感器，以限制被測(cè)件的6個(gè)自由度（3個(gè)移動(dòng)自由度和3 個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度），使其處于靜定平衡狀態(tài)。當(dāng)試驗(yàn)件工作時(shí)，通過(guò)傳感器測(cè)得相應(yīng)方向上的分力，根據(jù)分力的作用點(diǎn)和方向合成空間向量，求出推力向量的大小、方向和作用點(diǎn)。六分力測(cè)力臺(tái)架主要由定架、動(dòng)架、6 組測(cè)力組件（F1～F6）、8 組保險(xiǎn)限位裝置等部分組成，如圖4所示。

圖4 六分力測(cè)量臺(tái)架

定架設(shè)計(jì)具有足夠的剛性，在承受主推力和側(cè)向力時(shí)變形很小，能最大限度減少各分力的相互干擾，以滿足力值測(cè)量精度的要求。動(dòng)架外部有6 個(gè)著力點(diǎn)，試驗(yàn)件通過(guò)固定管道把產(chǎn)生的矢量力傳遞到6 組測(cè)力組件上。動(dòng)架也具有足夠的剛性和合理的著力點(diǎn)，同時(shí)盡量減輕質(zhì)量，以減小對(duì)推力測(cè)量的影響。測(cè)力組件由6 支高精度力傳感器（Interface 1200 系列）、萬(wàn)向撓性件和相應(yīng)接頭組成。為了增加測(cè)力組件的柔性，減小其相互之間的影響，6 組測(cè)力組件每組使用2個(gè)萬(wàn)向撓性件。各分力布置如圖5所示。該分力布置時(shí)在動(dòng)架F4測(cè)力組件處增加了1 組水平約束，可以有效減小動(dòng)架的橫向位移。

圖5 六分力臺(tái)架的分力布置

為準(zhǔn)確測(cè)量六分力，需要消除管道約束力和氣動(dòng)力。由于測(cè)力臺(tái)架空間有限，同時(shí)要安裝加溫裝置，需要密封裝置盡可能結(jié)構(gòu)緊湊。傳統(tǒng)方法消除管道中傳遞的力多采用軟管（膨脹節(jié)）連接，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，但當(dāng)空氣流量達(dá)到幾十千克每秒時(shí)，其氣流擾動(dòng)不可消除，同時(shí)大尺寸軟管的剛度也不能忽略。

本試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)氣密封裝置采用非接觸篦齒密封，進(jìn)氣方式采用對(duì)稱并垂直于主管道進(jìn)入整流段，無(wú)附加氣動(dòng)力。

1.3 測(cè)試方案

在三軸承試驗(yàn)件入口進(jìn)行總壓、總溫、靜壓測(cè)量，入口測(cè)試座布置在收縮測(cè)試段上，測(cè)試座共2處，沿周向呈90°布置。每個(gè)測(cè)試座布置1根測(cè)試耙，每根測(cè)試耙上的測(cè)點(diǎn)分布如圖6 所示。環(huán)境背壓采用大氣壓力計(jì)測(cè)量。

圖6 試驗(yàn)件入口測(cè)點(diǎn)分布

2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

2.1 試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集和計(jì)算

每個(gè)測(cè)量參數(shù)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)均重復(fù)采集10 次以上，并對(duì)每個(gè)參數(shù)的每組數(shù)據(jù)用格拉布斯判據(jù)處理。試驗(yàn)件進(jìn)口總壓平均值Ptj采用加權(quán)平均法計(jì)算

式中：n為測(cè)點(diǎn)數(shù)量；Ptj,i為第i點(diǎn)的進(jìn)口總壓。

矢量力測(cè)量根據(jù)圖5中的分布有

式中：Fx為軸向力；Fy為偏航力；Fz為俯仰力；F1～F6為傳感器測(cè)量值，F(xiàn)1=k1u1+c1，F(xiàn)2=k2u2+c2，F(xiàn)3=k3u3+c3，F(xiàn)4=k4u4+c4，F(xiàn)5=k5u5+c5，F(xiàn)6=k6u6+c6，u1～u6為在某一方向施加力或者力矩時(shí)，經(jīng)過(guò)數(shù)據(jù)采集卡采集的傳感器原始電壓值，ki為各傳感器系數(shù)，ci為各傳感器零點(diǎn)。

矢量推力合力Fn為

噴管落壓比NPR為

式中：P0為環(huán)境背壓。

2.2 采用解耦算法修正矢量力測(cè)量數(shù)據(jù)

2.2.1 六分力臺(tái)架耦合分析

在六分力臺(tái)架標(biāo)定過(guò)程中發(fā)現(xiàn)傳感器之間存在著耦合現(xiàn)象。所謂耦合就是加單向標(biāo)定力時(shí)，理論上只有該方向傳感器有輸出，但在實(shí)際標(biāo)定過(guò)程中發(fā)現(xiàn)幾乎各路傳感器都有輸出。如果不解耦，那么傳感器的測(cè)量精度將可能被耦合誤差所掩埋，大大降低了系統(tǒng)的測(cè)量精度。因此，有必要對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)解耦。

要消除耦合對(duì)測(cè)量結(jié)果產(chǎn)生的影響，通常采用2種方法：（1）從耦合產(chǎn)生的根源入手，涉及到對(duì)臺(tái)架的彈性力學(xué)分析，由于試驗(yàn)臺(tái)架結(jié)構(gòu)復(fù)雜而難以實(shí)現(xiàn)；（2）采用解耦算法，通過(guò)數(shù)學(xué)處理的方法消除耦合作用，這種方法簡(jiǎn)單有效[15-16]。

2.2.2 解耦算法

根據(jù)圖5中力的分布建立六分力臺(tái)架的力學(xué)模型

式中：Ldc、Loe、Lae為各點(diǎn)之間的距離；Mx、My、Mz分別為x、y、z方向力矩。

六分力測(cè)量臺(tái)架各傳感器之間存在著耦合，耦合的程度可以用網(wǎng)絡(luò)的權(quán)值來(lái)表示，如圖7 所示。其中Fx、Fy、Fz、Mx、My和Mz是解耦后各維的真實(shí)受力數(shù)值，aij表示第i維對(duì)第j維的影響程度，也就是耦合度；bi為偏差量[17]。

圖7 六分力測(cè)量傳感器靜態(tài)解耦網(wǎng)絡(luò)模型

考慮耦合情況，不計(jì)算力矩時(shí)將式（5）改寫成矩陣形式

根據(jù)本試驗(yàn)臺(tái)六分力測(cè)量臺(tái)架各分力布置情況，規(guī)定矩陣[A]中的a11、a22、a23、a34、a35、a36的值采用校準(zhǔn)得到的力傳感器系數(shù)，帶入式（10）中求解矩陣[A]中其余系數(shù)。整理式（10）得到

令[ux]=（u2,u3,u4,u5,u6,1）、[uy]=（u1,u4,u5,u6,1）、[uz]=（u1,u2,u3,1），將式（11）改寫為

根據(jù)式（12）求解某一方向系數(shù)時(shí)，僅需對(duì)其余方向的標(biāo)定數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，最終得到解耦矩陣[A]，應(yīng)用解耦矩陣[A]對(duì)矢量推力進(jìn)行修正（式（6））。

2.2.3 耦合誤差計(jì)算

試驗(yàn)臺(tái)六分力臺(tái)架的標(biāo)定采用獨(dú)立標(biāo)定方式，即分別向動(dòng)架施加不同方向的標(biāo)定力，讀取該方向傳感器的輸出電壓值，并計(jì)算其標(biāo)定參數(shù)。

在某一方向上施加載荷時(shí)，由于耦合的原因，在其他方向也測(cè)得了力值。規(guī)定各方向產(chǎn)生力的偏差之和與理論力的比值為耦合誤差，其計(jì)算公式為

式中：Δx、Δy、Δz為相應(yīng)方向的耦合誤差；δFx、δFy、δFz為相應(yīng)方向的推力測(cè)量值與理論值之差；ki、ci為第i個(gè)力傳感器系數(shù)，由標(biāo)定數(shù)據(jù)直接線性回歸得到。

標(biāo)定數(shù)據(jù)未采用解耦算法和采用解耦算法處理后的耦合誤差計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表2。從表中可見(jiàn)，除Fz外（該方向耦合誤差解耦前已經(jīng)很小），各方向耦合最大誤差都明顯增大，尤其是Fy耦合誤差比較嚴(yán)重；耦合現(xiàn)象并沒(méi)有完全消除，這主要是由于各方向之間的非線性耦合引起的。當(dāng)對(duì)任一方向獨(dú)立加載時(shí)，其余方向采用的擬合方法是線性最小二乘法，忽略了臺(tái)架非線性因素產(chǎn)生的影響。如果需要進(jìn)一步提高解耦精度，可采用非線性擬合方法對(duì)測(cè)量結(jié)果解耦，這是今后提高解耦精度的研究方向。

表2 標(biāo)定數(shù)據(jù)解耦前后耦合誤差計(jì)算結(jié)果

2.3 不確定度分析

（1）試驗(yàn)件壓力參數(shù)采用壓力掃描閥測(cè)量，精度為±0.5%；

（2）試驗(yàn)中溫度參數(shù)采用熱電偶測(cè)量，精度為±1%；

（3）試驗(yàn)件進(jìn)口空氣流量采用標(biāo)準(zhǔn)流量孔板測(cè)量，精度為±1.5%；

（4）采用六分力測(cè)力臺(tái)架測(cè)量筒體試驗(yàn)件推力，測(cè)量傳感器采用美國(guó)Interface 測(cè)力傳感器，其綜合精度為0.03%；

（5）試驗(yàn)臺(tái)溫度、推力等信號(hào)由EX-1000TC 采集，實(shí)現(xiàn)與測(cè)試系統(tǒng)的連接，采集系統(tǒng)誤差為0.5%；

（6）在六分力試驗(yàn)推力測(cè)量過(guò)程中產(chǎn)生的誤差主要有傳感器測(cè)量、各測(cè)力組件相互干擾和標(biāo)準(zhǔn)力分配帶來(lái)的誤差，即

式中：δA為測(cè)量誤差，由集中矢量力標(biāo)定結(jié)果計(jì)算得出，表達(dá)了單一傳感器的輸出誤差，綜合精度為0.03%；δB為耦合誤差，指各力間相互干擾（干擾小時(shí)可不修正）的誤差，根據(jù)表2 中的計(jì)算結(jié)果，軸向干擾誤差最大值為0.44%，俯仰方向的干擾誤差最大值為0.79%，偏航方向沒(méi)有測(cè)得推力，本次分析不作考慮；δC為標(biāo)準(zhǔn)力分配誤差，由標(biāo)準(zhǔn)力分配公式計(jì)算得出，計(jì)算過(guò)程如下：

根據(jù)圖5中力的分布，令Loe=L1，Lof=L2，則

式中：δfi=δC。

本次三軸承推力矢量噴管推力測(cè)量只有軸向力和俯仰力，故軸向力的誤差為

考慮到采集系統(tǒng)的誤差為0.5%，故軸向力測(cè)量誤差不大于1%。

俯仰力的誤差為

考慮到采集系統(tǒng)的誤差為0.5%，故俯仰力的誤差不大于2%。

從上述不確定度分析可知，采用本文采用的試驗(yàn)方法可以得到較為精確的試驗(yàn)結(jié)果。

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

通過(guò)三軸承推力矢量噴管推力試驗(yàn)完成了在不同噴管落壓比和偏轉(zhuǎn)角度下的推力測(cè)量，同時(shí)采用第2.2節(jié)所述的解耦方法對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)解耦。該試驗(yàn)件的推力試驗(yàn)結(jié)果如圖8所示，試驗(yàn)中未測(cè)得偏航力Fy的數(shù)值。從圖中可見(jiàn)：（1）隨著偏轉(zhuǎn)角度的增大，矢量推力Fn在小偏轉(zhuǎn)角度下減小量較小，當(dāng)偏轉(zhuǎn)角度大于60°時(shí)，矢量推力減小量變大；（2）隨著偏轉(zhuǎn)角度的增大，軸向力Fx減小，俯仰力Fz增大，且推力偏轉(zhuǎn)角與噴管偏轉(zhuǎn)角一致；（3）隨著落壓比的增大，矢量推力增大。

圖8 在不同落壓比下推力隨噴管偏轉(zhuǎn)角度的變化規(guī)律

文獻(xiàn)[14]搭建的三軸承推力矢量噴管測(cè)力試驗(yàn)臺(tái)如圖9 所示，其測(cè)得的推力特性結(jié)果如圖10 所示。從圖中可見(jiàn)，隨著矢量偏轉(zhuǎn)角度的增大，噴管的推力損失加大，偏轉(zhuǎn)角度在90°時(shí)推力損失約為40%。

圖9 三軸承推力矢量噴管測(cè)力試驗(yàn)臺(tái)

圖10 推力隨偏轉(zhuǎn)角度變化規(guī)律

本文試驗(yàn)結(jié)果與文獻(xiàn)[14]中的規(guī)律一致，但推力損失更小，主要因?yàn)槲墨I(xiàn)[14]中的供氣采用電動(dòng)涵道風(fēng)扇，隨著噴管偏轉(zhuǎn)三軸承噴管進(jìn)口參數(shù)發(fā)生變化，造成推力損失過(guò)多。

4 結(jié)論

（1）構(gòu)建了三軸承推力矢量噴管推力試驗(yàn)臺(tái)，應(yīng)用六分力臺(tái)架進(jìn)行矢量力測(cè)量；采用對(duì)稱并垂直進(jìn)氣方式、非接觸密封結(jié)構(gòu)和新型排氣裝置，消除了氣動(dòng)力影響。

（2）根據(jù)六分力測(cè)量臺(tái)架特點(diǎn)，完成了六分力臺(tái)架的耦合分析和解耦方法研究，并應(yīng)用于三軸承推力矢量噴管大偏角推力數(shù)據(jù)解耦。

（3）對(duì)三軸承推力矢量噴管的推力進(jìn)行測(cè)量可知，隨著噴管偏轉(zhuǎn)角度的增大，矢量推力在小偏轉(zhuǎn)角度下減小量較小，當(dāng)偏轉(zhuǎn)角度大于60°時(shí)，矢量推力減小量變大；隨著偏轉(zhuǎn)角度的增大，軸向力減小，俯仰力增大，且推力偏轉(zhuǎn)角與噴管偏轉(zhuǎn)角一致；隨著落壓比的增大，矢量推力增大。