王勛年,巫朝君,陳 洪,李真旭

(1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安 710072;2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心,四川綿陽(yáng) 622662)

0 引 言

隨著航空技術(shù)的發(fā)展,飛機(jī)的外部繞流和推進(jìn)系統(tǒng)的流動(dòng)之間的相互影響變得更為復(fù)雜,對(duì)飛機(jī)的性能有更重要的影響。先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的設(shè)計(jì)中采用了飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)的概念,即在飛機(jī)設(shè)計(jì)的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求與約束條件下,尋找最優(yōu)的發(fā)動(dòng)機(jī)/機(jī)體布局,以便在整個(gè)飛行包線內(nèi)得到最佳的外流特性和高質(zhì)量的內(nèi)流特性。現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的空戰(zhàn)能力很大程度上取決于飛機(jī)的高機(jī)動(dòng)性和敏捷性,而機(jī)動(dòng)飛行往往在低速或亞聲速、大迎角范圍內(nèi)進(jìn)行,同時(shí)有些飛機(jī)采用推力轉(zhuǎn)向技術(shù),使得進(jìn)氣/噴流對(duì)飛機(jī)的外流和內(nèi)流影響都很嚴(yán)重。

飛機(jī)進(jìn)氣道的進(jìn)氣流和尾噴管的噴流對(duì)飛行器外流的影響,通常稱為“推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)排氣影響”。這種復(fù)雜的干擾流場(chǎng),目前尚難以用計(jì)算方法給出精確的結(jié)果,主要通過風(fēng)洞試驗(yàn)來測(cè)定。為了獲得推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)排氣影響,目前需要采用多個(gè)模型進(jìn)行多期風(fēng)洞試驗(yàn)。在目前常規(guī)的模型風(fēng)洞試驗(yàn)中,一般在進(jìn)氣道前加裝整流錐來近似模擬發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口附近的繞流,不模擬噴流;再在常規(guī)模型試驗(yàn)的基礎(chǔ)上,開展通氣模型試驗(yàn)和噴流試驗(yàn),獲得通氣影響和噴流影響結(jié)果;最后對(duì)常規(guī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行通氣影響和噴流影響修正。但是這種試驗(yàn)方法有很多問題,一是低速風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)通氣模型的進(jìn)氣量較小,因此飛機(jī)進(jìn)氣口附近的流場(chǎng)和實(shí)際情況差異很大,影響試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確度;二是飛機(jī)在大迎角狀態(tài)流動(dòng)是高度非線性的,進(jìn)氣和噴流對(duì)飛機(jī)流場(chǎng)的干擾并不是兩者的線性疊加,此外進(jìn)氣和噴流之間也有相互干擾;三是采用多個(gè)模型進(jìn)行試驗(yàn),通過修正獲得的通氣和噴流影響誤差較大,而且增加了試驗(yàn)成本和周期。

該研究的目的是發(fā)展一種新的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù),通過在試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臋C(jī)身內(nèi)部安裝發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器,實(shí)現(xiàn)其進(jìn)氣和噴流的同時(shí)模擬,以便測(cè)定進(jìn)氣/噴流對(duì)飛行器的氣動(dòng)影響量。

在該項(xiàng)研究中,采用簡(jiǎn)化的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)模型,其進(jìn)氣和噴流的技術(shù)指標(biāo)具有代表性和先進(jìn)性。研究的內(nèi)容包括研制引射式發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器及其校準(zhǔn)裝置、全機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀y(cè)力天平及模型支撐裝置,通過風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量進(jìn)氣/噴流對(duì)飛行器的氣動(dòng)影響量。

1 引射式模擬器

研究的難點(diǎn)在于研制滿足技術(shù)要求的引射式發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器,用于模擬飛機(jī)模型進(jìn)氣和噴流,這是本項(xiàng)研究的核心裝置。

根據(jù)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的工作狀態(tài),提出了全機(jī)模型試驗(yàn)進(jìn)氣流量和噴流落壓比的模擬要求：一是噴流落壓比大于2。二是進(jìn)氣流量大于 70%,即試驗(yàn)風(fēng)速70m/s,進(jìn)氣流量大于0.4kg/s;試驗(yàn)風(fēng)速0m/s,進(jìn)氣流量大于0.37kg/s。

為了滿足進(jìn)氣流量、落壓比的試驗(yàn)要求,提出了模擬器采用兩級(jí)引射和抽氣相結(jié)合的方案,見圖1。該方案采用兩級(jí)環(huán)縫實(shí)現(xiàn)超聲速流動(dòng)形成負(fù)壓區(qū),引射進(jìn)氣道的流動(dòng);為了提高進(jìn)氣流量,又在第二級(jí)引射縫前設(shè)置了抽氣縫,通過風(fēng)洞外的抽氣裝置抽吸進(jìn)氣道的氣流;引射氣流和從進(jìn)氣道進(jìn)入的被引射氣流混合后從噴管排出。在研究過程中,為進(jìn)一步提高進(jìn)氣流量,在環(huán)縫引射的基礎(chǔ)上增加了中心引射噴嘴;二級(jí)環(huán)縫增加了混合槽,以加強(qiáng)引射氣流和被引射氣流的混合,進(jìn)一步提高被引射氣流流量。

圖1 引射模擬器方案示意圖Fig.1 Sketch of ejector simulator

為了保證模擬器的設(shè)計(jì)成功,以及對(duì)模擬器的性能進(jìn)行多方面的考核,還對(duì)設(shè)計(jì)的模擬器進(jìn)行了CFD數(shù)值模擬計(jì)算。計(jì)算時(shí)給定模擬器的尾噴管狀態(tài),改變高壓引射氣源的總壓(工作壓力),求解模擬器的引射氣流和被引射氣流參數(shù)(靜壓、總壓、溫度等),利用測(cè)量到的溫度和壓力計(jì)算模擬器的進(jìn)氣流量和落壓比等參數(shù)。研究了引射器內(nèi)流場(chǎng),對(duì)不接抽氣管路的情況進(jìn)行了計(jì)算,并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較,吻合較好,說明本項(xiàng)數(shù)值模擬的方法是可行的,同時(shí)也驗(yàn)證了模擬器設(shè)計(jì)的可靠性。

模擬器的結(jié)構(gòu)如圖2。

在中國(guó)革命艱難而光輝的漫長(zhǎng)進(jìn)程中，淮海戰(zhàn)役留下了濃墨重彩、光輝絢爛的一筆。時(shí)至今日，五四精神、紅船精神、井岡山精神、蘇區(qū)精神、長(zhǎng)征精神、延安精神、西柏坡精神等構(gòu)成的富有時(shí)代內(nèi)涵和特色的文化精神，已經(jīng)成為近年來革命文化勃興的精神動(dòng)力和價(jià)值追求。在重大紀(jì)念時(shí)間節(jié)點(diǎn)，仔細(xì)回望過往、爬梳脈絡(luò)，凝練出歷久彌新、永垂不朽的淮海戰(zhàn)役精神，不僅僅是對(duì)那段可歌可泣的戰(zhàn)爭(zhēng)史的尊重和回應(yīng)，更是從宏觀審視到微觀探究去豐富和發(fā)展革命文化精神的應(yīng)有之作。

圖2 模擬器結(jié)構(gòu)Fig.2 Structure of the ejector simulator

2 試驗(yàn)方案

研制試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜁r(shí)進(jìn)行了飛機(jī)模型、天平、引射模擬器、支撐系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì),見圖3。

圖3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.3 Test model

試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷闹饕獛缀螀?shù)如下：

機(jī)翼參考面積 S=0.24m2

機(jī)身長(zhǎng)度 LE=1.2m

機(jī)翼展長(zhǎng) Ls=0.73m

模型內(nèi)安裝了通氣的環(huán)式六分量測(cè)力天平。模型機(jī)身和天平的浮動(dòng)端相連,天平的固定端安裝在模擬器的前段上。模型的進(jìn)氣道通過軟連接與模擬器前段的進(jìn)氣管連通,實(shí)現(xiàn)導(dǎo)氣又不傳力的要求。模擬器后段的排氣管路與模型機(jī)身有間隙。模擬器中段由通氣支桿支撐,針對(duì)模擬器工作時(shí)的供氣和抽氣要求,通氣支桿內(nèi)部布置了高壓供氣管路和抽氣管路。因此,天平測(cè)量的氣動(dòng)載荷包括模型的氣動(dòng)力和進(jìn)氣道的內(nèi)阻,沒有包括模擬器、噴管和模型支撐的作用力。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槎喙δ茉囼?yàn)?zāi)Ｐ?可以滿足常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)、通氣模型試驗(yàn)、噴流試驗(yàn)、進(jìn)氣/噴流試驗(yàn)的要求。在常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)狀態(tài),模型的進(jìn)氣道和噴口封閉,進(jìn)氣口采用堵錐封閉。通氣試驗(yàn)時(shí),拆除進(jìn)氣口堵錐,封閉模擬器的引射環(huán)縫和抽氣縫。進(jìn)氣/噴流試驗(yàn)時(shí),通過模擬器的抽吸,使得進(jìn)氣道入口流量增大以滿足試驗(yàn)?zāi)M要求,進(jìn)氣流與模擬器的引射氣流混合后通過模型的尾噴口噴出。噴流試驗(yàn)時(shí),進(jìn)氣口采用堵錐模擬,封閉模擬器的抽氣縫,通過引射環(huán)縫注入高壓氣流形成模型的噴流。

3 引射式模擬器的校準(zhǔn)

校準(zhǔn)內(nèi)容包括：模擬器在單級(jí)引射、單級(jí)引射+抽氣、雙級(jí)引射、雙級(jí)引射+抽氣等4種工作狀態(tài)下的工作性能,結(jié)果表明可以滿足較大范圍的進(jìn)氣/噴流參數(shù)的模擬。主要結(jié)果如表1所示。

表1 模擬器工作性能Table 1 Capability of simulator

雙級(jí)引射+抽氣狀態(tài),風(fēng)速0m/s,最大進(jìn)氣流量達(dá)68.6%,此時(shí)噴流落壓比1.53。當(dāng)風(fēng)速70m/s,最大進(jìn)氣流量達(dá)72%,此時(shí)落壓比1.76,進(jìn)氣流量滿足設(shè)計(jì)要求。雙級(jí)引射不抽氣狀態(tài)與雙級(jí)引射+抽氣狀態(tài)相比,最大流量下降25%,相應(yīng)的落壓比基本不變。

第二級(jí)引射+抽氣狀態(tài),風(fēng)速0m/s,最大進(jìn)氣流量達(dá)99.6%,此時(shí)噴流落壓比1.7。當(dāng)風(fēng)速70m/s,最大進(jìn)氣流量達(dá)94%,此時(shí)落壓比2.14,進(jìn)氣流量、落壓比都滿足設(shè)計(jì)要求。第二級(jí)引射不抽氣狀態(tài)與第二級(jí)引射+抽氣狀態(tài)相比,最大流量下降40%,但是相應(yīng)的落壓比上升0.17。

當(dāng)噴流的落壓比提高時(shí),進(jìn)氣流量逐漸下降,落壓比超過2.5以后,進(jìn)氣流量只能達(dá)到較小的值。如雙級(jí)引射+抽氣狀態(tài),落壓比2.86,進(jìn)氣流量只有26%。

校準(zhǔn)試驗(yàn)結(jié)果還表明,在相同的供氣壓力下,模型的迎角和側(cè)滑角對(duì)進(jìn)氣流量和噴流落壓比的影響在1%以內(nèi),因此可以忽略迎角和側(cè)滑角對(duì)模擬器工作特性的影響。圖4為校準(zhǔn)的部分結(jié)果曲線。

圖4 模擬器校準(zhǔn)曲線Fig.4 Calibration curve of the simulator

4 全機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)模擬試驗(yàn)

利用研制的模型進(jìn)行了驗(yàn)證性試驗(yàn)研究,在Φ 3.2m風(fēng)洞進(jìn)行了常規(guī)的全機(jī)模型試驗(yàn)(進(jìn)氣口用堵錐,簡(jiǎn)稱堵錐模型)、通氣模型試驗(yàn)、噴流模型試驗(yàn)及進(jìn)氣/噴流模型試驗(yàn)。其中噴流模型試驗(yàn)的落壓比2.1,進(jìn)氣/噴流模型試驗(yàn)的落壓比2.14,進(jìn)氣流量94%。試驗(yàn)迎角范圍-5°～48°,側(cè)滑角范圍0°～15°,試驗(yàn)風(fēng)速為70m/s。試驗(yàn)獲得了進(jìn)氣/噴流對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響。試驗(yàn)的主要結(jié)果見表2～4,試驗(yàn)精度滿足國(guó)軍標(biāo)合格要求。

圖5 縱向氣動(dòng)特性曲線Fig.5 Longitudianl aerodynamic characteristics

試驗(yàn)結(jié)果表明,通氣對(duì)最大升力系數(shù)影響很小,使升力線斜率略增加,航向穩(wěn)定度下降了10%左右,對(duì)橫向特性和側(cè)力特性影響很小;噴流使得最大升力系數(shù)略有增加,對(duì)橫側(cè)向的影響較小;進(jìn)氣/噴流試驗(yàn)對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響主要表現(xiàn)在最大升力系數(shù)下降,使縱向穩(wěn)定性有所下降,零升俯仰力矩減小,對(duì)側(cè)力和滾轉(zhuǎn)力矩影響較小,使航向穩(wěn)定性下降24%。

表2 試驗(yàn)重復(fù)性精度Table 2 Precision of test

表3 縱向氣動(dòng)特性Table 3 Longitudianl aerodynamic characteristics

表4 橫側(cè)向氣動(dòng)特征參數(shù)(α=5°)Table 4 Lateral aerodynamic characteristics

表5給出了目前常用的通氣和噴流修正結(jié)果與進(jìn)氣/噴流試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比。兩者相比,通氣和噴流修正結(jié)果獲得的全機(jī)氣動(dòng)特性使最大升力系數(shù)偏大0.09,縱向穩(wěn)定性、航向穩(wěn)定性偏大10%左右。主要原因是通氣試驗(yàn)的進(jìn)氣流量小(約20%),而進(jìn)氣/噴流試驗(yàn)進(jìn)氣流量大(94%),改變了進(jìn)氣口前機(jī)頭的流動(dòng),使得機(jī)頭下表面和側(cè)面的負(fù)壓增加,而且還模擬了進(jìn)氣和噴流的耦合效應(yīng)。

表5 含進(jìn)氣和噴流效應(yīng)的氣動(dòng)特性Table 5 Aerodynamic characteristics with intake and jet effects

天平測(cè)量的氣動(dòng)力中包含了進(jìn)氣道內(nèi)阻,由于內(nèi)流測(cè)量點(diǎn)較少,采用動(dòng)量法修正內(nèi)阻的誤差較大,因此沒有給出阻力的試驗(yàn)結(jié)果。目前正在開展進(jìn)氣道內(nèi)阻的修正方法研究。

5 結(jié)束語(yǔ)

該項(xiàng)研究發(fā)展了一種新的戰(zhàn)斗機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)模擬風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。一是研制了引射式模擬器,能夠?qū)崿F(xiàn)同時(shí)模擬戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣和噴流的試驗(yàn)要求,具有進(jìn)氣流量大、噴流落壓比高的特性。二是研制了內(nèi)置模擬器的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?、測(cè)力天平和通氣支撐等設(shè)備,可以方便地實(shí)現(xiàn)常規(guī)試驗(yàn)、通氣試驗(yàn)、噴流試驗(yàn)、進(jìn)氣/噴流試驗(yàn)。經(jīng)過風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證,該項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)能夠同時(shí)模擬戰(zhàn)斗機(jī)的進(jìn)氣和噴流效應(yīng),試驗(yàn)獲得了包含進(jìn)氣和噴流影響的全機(jī)氣動(dòng)特性,試驗(yàn)結(jié)果合理可信。與目前常用的進(jìn)氣、噴流修正方法相比,該項(xiàng)技術(shù)能更準(zhǔn)確地模擬戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣/噴流效應(yīng)。

[1] 王勛年,楊萬(wàn)富,巫朝君,等.戰(zhàn)斗機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)模擬試驗(yàn)技術(shù)研究論證[R].中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速所,2001.

[2] 王勛年,楊萬(wàn)富,張 鈞,等.發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器設(shè)計(jì)[R].中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速所,2002.

[3] 楊萬(wàn)富,王勛年,李真旭,等.發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器校準(zhǔn)試驗(yàn)[R].中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速所,2004.

[4] 張 鈞,楊萬(wàn)富,王勛年,等.SFM 1：13模型及推進(jìn)系統(tǒng)裝置設(shè)計(jì)圖[R].中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速所,2004.

[5] 巫朝君,王勛年,楊萬(wàn)富,等.戰(zhàn)斗機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)模擬試驗(yàn)報(bào)告[R].中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速所, 2005.

[6] 王勛年,巫朝君,唐建平,等.戰(zhàn)斗機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)模擬試驗(yàn)技術(shù)研究總結(jié)[R].中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速所,2005.