李建強，李耀華，郭旦平，苗 磊，杜 寧，黃存棟，周 洪，曾利權(quán)，張 詣

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

2.4米跨聲速風洞推力矢量試驗技術(shù)

李建強＊，李耀華，郭旦平，苗 磊，杜 寧，黃存棟，周 洪，曾利權(quán)，張 詣

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

針對先進戰(zhàn)斗機推力矢量高速試驗需求，研制了可用于校準通氣不傳力系統(tǒng)對推力天平性能影響的裝置和基于數(shù)字流量閥的噴流質(zhì)量流量閉環(huán)測控系統(tǒng)，在2.4m跨聲速風洞建立了通氣葉片支撐、金屬波紋管通氣不傳力系統(tǒng)實現(xiàn)噴流供氣轉(zhuǎn)換、三臺天平內(nèi)置的雙發(fā)戰(zhàn)斗機推力矢量試驗平臺，實現(xiàn)了飛機氣動力和兩尾噴管轉(zhuǎn)向噴流推進特性同時分別測量。系統(tǒng)調(diào)試和模型風洞試驗表明：試驗系統(tǒng)運行穩(wěn)定、可靠，質(zhì)量流量測控精度優(yōu)于0.5%；全機氣動力及兩個噴管矢量噴流推進特性規(guī)律合理，重復性精度達到國軍標常規(guī)測力合格指標；建立的試驗技術(shù)系統(tǒng)可用于來流馬赫數(shù)0.3～1.2、迎角－10°～60°、噴管偏角－20°～20°、噴流總質(zhì)量流量0～3kg／s的雙發(fā)戰(zhàn)斗機推力矢量試驗。

2.4米跨聲速風洞；推力矢量；試驗系統(tǒng)；雙發(fā)戰(zhàn)斗機

0 引 言

推力矢量技術(shù)是實現(xiàn)戰(zhàn)斗機過失速機動和直接力模式超機動能力的一項氣動－動力裝置一體化技術(shù)，其實質(zhì)是通過噴管噴流轉(zhuǎn)向，將發(fā)動機推力的一部分及其相應產(chǎn)生的力矩直接用于飛機飛行操縱控制。由于該部分控制力和力矩與飛機的飛行速度、高度、姿態(tài)無關(guān)，在現(xiàn)代戰(zhàn)斗機突破失速障、增強機敏性，改善起降性能、巡航性能及隱形特性等方面均具有重要作用，因而，推力矢量技術(shù)業(yè)已成為先進戰(zhàn)斗機的必備技術(shù)［1－4］和重要標志。

飛機采用推力矢量控制飛行，飛機飛行控制律和發(fā)動機操作控制律的匹配協(xié)調(diào)和精確設計極為關(guān)鍵，任何控制的不匹配、不協(xié)調(diào)、不精確，都可能增大飛行安全風險，甚至產(chǎn)生飛行事故，因此在飛機推力矢量控制律設計時，除了要求提供相應飛行條件狀態(tài)下噴管轉(zhuǎn)向噴流對飛機氣動力和力矩影響外，還要求提供保障飛機正常飛行和發(fā)動機正常穩(wěn)定工作的噴流推進特性參數(shù)，即要求同時提供發(fā)動機轉(zhuǎn)向噴流推進特性及其對飛機氣動特性的影響。由于噴流本身及其與飛機繞流相互干擾的復雜性，風洞模型推力矢量模擬試驗一直是獲得噴管轉(zhuǎn)向噴流推進特性及其對飛機氣動特性影響的主要手段［5］。為了滿足矢量噴管和推力矢量控制技術(shù)研究發(fā)展需求，國內(nèi)外主要氣動力與技術(shù)試驗研究機構(gòu)和大批研究人員，開展了大量的推力矢量試驗模擬和測量方法技術(shù)研究。文獻［6－12］介紹了美國和歐洲一些主要氣動力研究機構(gòu)的高／低速風洞推力矢量試驗模擬技術(shù)與裝置及其在型號研制中的應用情況，文獻［13－17］則介紹了國內(nèi)部分高／低速風洞推力矢量試驗技術(shù)研究成果。綜觀這些試驗方法和技術(shù)，大致可歸為三類：一是重點面向飛行器飛行控制律設計的轉(zhuǎn)向噴流對飛行器氣動干擾試驗技術(shù)［5，8－9，11－13］，一般只測量轉(zhuǎn)向噴流對飛機氣動干擾，或是將噴管推進特性和模型氣動特性一體測量；二是可同時進行噴管特性與飛行器氣動特性模擬和分別測量的試驗技術(shù)［5，15－17］，噴管測量段與供氣段（非測量段）之間通過空氣橋連接；三是重點面向矢量噴管和發(fā)動機推進特性研究的噴管特性試驗臺［5，7］。就其所采用的風洞模型支撐方式來看，有翼尖通氣支撐的，也有立尾（包括雙立尾）通氣支撐的，但以通氣葉片腹部（或背部）支撐占多；就其噴管轉(zhuǎn)向噴流推進特性測量而言，多以單尾噴管為研究對象，即便有面向雙噴管的［5，7，10］，也是將兩個噴管矢量噴流推進特性一體測量，不能對兩個噴管噴流推進特性同時分別測量。現(xiàn)代先進戰(zhàn)斗機對高速高機動能力要求高，機動動作、過程復雜，兩個噴管噴流非對稱偏轉(zhuǎn)、流量不相等的飛行狀態(tài)和過程可能不可避免，因而客觀上對兩個尾噴管轉(zhuǎn)向噴流推進特性及其對飛機高速氣動干擾同時分別測量提出了需求。考慮到飛機高速推力矢量試驗模型的復雜性以及高速風洞對試驗模型堵塞度限制，中國空氣動研究中心充分利用2.4m跨聲速風洞試驗段尺寸與結(jié)構(gòu)特點與優(yōu)勢，開展了雙發(fā)戰(zhàn)斗機推力矢量試驗技術(shù)研究，建立了通氣葉片支撐、金屬波紋管通氣不傳力系統(tǒng)實現(xiàn)噴流供氣轉(zhuǎn)換、三臺天平內(nèi)置的雙發(fā)戰(zhàn)斗機推力矢量試驗平臺，實現(xiàn)了飛機氣動力和兩尾噴管轉(zhuǎn)向噴流推進特性同時分別測量。

1 總體技術(shù)方案

圖1 總體技術(shù)方案圖Fig.1 Overall planning of the technology

圍繞實現(xiàn)雙發(fā)戰(zhàn)斗機繞流和兩個噴管常溫空氣介質(zhì)噴流同時精細模擬、兩個噴管矢量噴流推進特性和飛機模型氣動特性的同時分別測量，結(jié)合2.4m跨聲速風洞試驗段尺寸與迎角機構(gòu)特點，制定了雙發(fā)推力矢量模型通氣葉片支撐于風洞試驗段中，以模型內(nèi)部通氣管道（非測量段）向噴管段（測量段）提供噴流介質(zhì)，以空氣橋系統(tǒng)實現(xiàn)噴流介質(zhì)從非測量段到測量段的轉(zhuǎn)換，通過更換不同軸線偏角噴管實現(xiàn)噴流名義轉(zhuǎn)角，以安裝于模型內(nèi)部的三臺天平同時分別測量模型氣動特性和兩噴管矢量噴流推進特性的總體技術(shù)方案（見圖1）。試驗時，飛機飛行來流模擬通過風洞實現(xiàn)，兩噴管各自的噴流流量與落壓比采用基于數(shù)字流量閥的閉環(huán)供氣控制系統(tǒng)實現(xiàn)，而模型試驗迎角則通過風洞迎角機構(gòu)和通氣葉片預偏來實現(xiàn)。本技術(shù)方案中，影響試驗順利進行和試驗結(jié)果精準度的因素主要有：模型系統(tǒng)（包括內(nèi)供氣管路）強度剛度保證，強度影響安全，剛度不足則會導致飛機與內(nèi)管路系統(tǒng)相碰，影響試驗順利進行；空氣橋系統(tǒng)強度剛度及其與推力天平匹配設計，空氣橋系統(tǒng)強度低影響承壓與安全，剛度大則對推力天平性能及試驗結(jié)果影響大；天平設計與校準，天平布局影響力臂大小，結(jié)構(gòu)影響變形，校準影響修正，都會影響測量精準度；噴管噴流質(zhì)量流量與落壓比的精確測量和穩(wěn)定控制，直接影響推力大小及試驗精準度。通過針對性研究，發(fā)展了相關(guān)技術(shù)。

2 模型系統(tǒng)及支撐設計

為滿足同一時刻兩個噴管不同噴流質(zhì)量流量與落壓比模擬要求，雙發(fā)尾噴飛機模型內(nèi)部需布置兩路獨立的噴流供氣管路，而為達到飛機及兩個噴管氣動力的同時分別測量，飛機及兩個噴管必須互不干涉且有獨立的測量天平，因此，雙發(fā)戰(zhàn)斗機推力矢量試驗模型是一個包括戰(zhàn)斗機模型和置于飛機模型內(nèi)腔且獨立于模型的內(nèi)通氣管路系統(tǒng)兩大部分的模型系統(tǒng)。其中，內(nèi)通氣管路系統(tǒng)主要由雙路通氣支桿、空氣橋、測量段（噴流總壓）和噴管等部件，結(jié)構(gòu)十分復雜，其尺寸取決于飛機兩噴管軸線間距離、噴流最大質(zhì)量流量要求和供氣最高壓力等，內(nèi)管路系統(tǒng)尺寸決定著推力矢量模型系統(tǒng)尺度。圖2為雙發(fā)戰(zhàn)斗機推力矢量研究模型結(jié)構(gòu)布局。通過采用雙路“Z”型通氣支桿（圖3）和飛機模型大部件模塊化結(jié)構(gòu)設計，既解決了三臺天平的可靠安裝和推力天平與噴管同軸問題，又有效保證了模型系統(tǒng)結(jié)構(gòu)強度與剛度，從而有效保住了試驗的順利進行和實驗安全。

圖2 模型結(jié)構(gòu)布局示意圖Fig.2 The model schematic diagram

圖3 雙路“Z”型通氣支桿Fig.3 The“Z”shape air through support

3 推力天平及空氣橋設計

雙發(fā)戰(zhàn)斗機機身一般為扁平狀，針對這一特點，雙發(fā)推力矢量研究模型三臺天平及通氣管路系統(tǒng)采用了圖4和圖5所示布局設計。由圖5可見，推力天平一端與“Z”型通氣支桿連接后固連于通氣葉片支撐上，而另一端則通過過渡接頭分別與空氣橋系統(tǒng)、噴管組合體相連接，推力天平不僅測量了噴管轉(zhuǎn)向噴流推進特性，同時也測得了空氣橋帶來的影響。

圖4 天平及通氣管路布局（橫斷面視圖）Fig.4 The layout of the balance and supply pipe

圖5 天平及空氣橋系統(tǒng)布置圖（俯視）Fig.5 Sketch of the balance and the flexible metal bellows

圖6 天平、空氣橋耦合設計流程圖Fig.6 The coupling design flowsheet of the balance and flexible metal bellow

采用空氣橋的本意是只希望實現(xiàn)高壓空氣從通氣支桿到噴管測量段的轉(zhuǎn)換，而不要影響推力天平測量。實際中，由于空氣橋通氣、承壓后其剛度會發(fā)生變化，并會嚴重影響天平工作公式和靈敏度。為使這部分影響應盡可能小且必須予以修正，發(fā)展了基于剛度的空氣橋系統(tǒng)與推力天平一體化設計技術(shù)，通過推力天平和空氣橋參數(shù)化建模、靜力學分析、兩者按照實際安裝狀態(tài)進行裝配的一體化耦合分析優(yōu)化，獲得了滿足載荷及精準度要求的推力天平和承壓6MPa、對天平測量影響小的空氣橋系統(tǒng)。圖6為天平和空氣橋設計基本流程，圖7為空氣橋系統(tǒng)、推力天平一體化耦合分析有限元模型，圖8和圖9分別為推力天平和空氣橋系統(tǒng)設計優(yōu)化結(jié)果，表1則給出了推力天平和推力天平帶空氣橋時各分量的應變。

圖7 一體化耦合分析有限元模型Fig.7 The integrative coupling finite－element analytical model

圖8 推力天平仿真優(yōu)化結(jié)果Fig.8 Results of the thrust balance

圖9 天平與空氣橋一體化優(yōu)化計算結(jié)果Fig.9 Results of integrative coupling finite－element analytical

表1 推力天平應變Table 1 The thrust vectoring balance strains

為檢驗推力天平、空氣橋系統(tǒng)一體化優(yōu)化設計結(jié)果，在完成單獨推力天平靜態(tài)校準后，對天平帶空氣橋系統(tǒng)組合體進行了有／無通氣及充氣校準。圖10給出了推力天平＋空氣橋校準方式。表2為各種校準狀態(tài)下推力天平的綜合誤差，可見校準綜合誤差均接近常規(guī)天平的校準誤差水平，可滿足試驗需要。

圖10 天平校準示意圖Fig.10 Sketch of calibrating the balance

表2 推力天平校準載荷及誤差Table 2 The load and error of the thrust vectoring balance calibration

4 高精度流量測量控制系統(tǒng)

噴管噴流質(zhì)量流量與落壓比直接參與推力計算，直接影響推力大小及試驗精準度，因而必須對其進行精確測量和穩(wěn)定控制。為此提出了基于數(shù)字流量閥的二級調(diào)壓、高精度流量計測量和上下位機、主從站式結(jié)構(gòu)閉環(huán)質(zhì)量流量測控方案，設計研制了質(zhì)量流量按二進制遞增、最高承壓15MPa、最大質(zhì)量流量3kg／s的數(shù)字流量閥（圖11）和閉環(huán)流量測控系統(tǒng)（圖12）。圖13和圖14分別給出了流量調(diào)試曲線及控制精度。

圖11 數(shù)字流量閥Fig.11 Sketch of digital massflow valve

圖12 推力矢量控制系統(tǒng)總圖Fig.12 A sketch of thrust vectoring control system

圖13 流量控制曲線Fig.13 The curve of the flow control

圖14 流量控制精度曲線Fig.14 The curve of the flow control accuracy

5 技術(shù)驗證及結(jié)果

為檢驗試驗技術(shù)與系統(tǒng)的功能與能力，在FL－26風洞進行了雙發(fā)戰(zhàn)斗機研究模型推力矢量試驗，試驗Ma為0.3、0.6和1.2，模型名義迎角范圍－10°～60°，名義偏航角為0°，噴管偏角＝0°、20°，噴流落壓比0～9，基于模型機翼氣動弦長的試驗雷諾數(shù)Re數(shù)為（2.4～7.3）×106。利用研制的三臺天平同時分別測得了有／無噴流下飛機模型氣動力和兩個噴管噴流推進特性。圖15為模型安裝照片。

圖15 試驗模型系統(tǒng)在FL－26風洞安裝照片F(xiàn)ig.15 The test system in FL－26wind tunnel

圖16給出了M＝0.6、噴管偏角Ψ＝20°、主流落壓比NPR＝3.7時，全機帶轉(zhuǎn)向噴流下的重復性試驗曲線，表3則給出了重復性試驗均方根偏差，圖17和圖18給出了飛機模型和噴管轉(zhuǎn)向噴流推進特性部分測量結(jié)果。由圖、表可見：飛機模型氣動特性和兩個噴管轉(zhuǎn)向噴流推進特性隨迎角、落壓比變化規(guī)律合理，試驗重復性精度達到國軍標常規(guī)測力合格指標，表明整個試驗系統(tǒng)工作正常、穩(wěn)定，各臺天平、噴流測控精準度高，試驗數(shù)據(jù)可信。

圖16 推力矢量模型重復性試驗Fig.16 The repeated test results of the thrust vectoring model

圖17 Ma＝0.6，噴管偏轉(zhuǎn)20°全機縱向特性Fig.17 The aerodynamic characteristics of the model Ma＝0.6，Ψ＝20°

圖18 Ma＝0.6，噴管偏轉(zhuǎn)20°轉(zhuǎn)向噴流推進特性Fig.18 The propulsion characteristics of nozzles Ma＝0.6，Ψ＝20°

表3 各天平重復性試驗均方根誤差（Ma＝0.6，NPR＝3.7，Table 3 Accuracy of repeatale test of the model and nozzles

表3 各天平重復性試驗均方根誤差（Ma＝0.6，NPR＝3.7，Table 3 Accuracy of repeatale test of the model and nozzles

主機 －5° －2° 0 2° 5° σCx 0.00058 0.00064 0.00045 0.00037 0.00020 σCy 0.00194 0.00255 0.00219 0.00233 0.00218 σmz .00025 0.00028 0.00016 0.00021 0.00030 1＃噴管 －5° －2° 0 2° 5° σCxt 0.00027 0.00028 0.00031 0.00034 0.00036 σCyt 0.00009 0.00006 0.00005 0.00008 0.00010 σmz 0.00004 0.00003 0.00003 0.00005 0.00006 2＃噴管 －5° －2° 0 2° 5° σCxt 0.00027 0.00030 0.00033 0.00038 0.00040 σCyt 0.00006 0.00004 0.00004 0.00005 0.00007 σmz 0.00004 0.00004 0.00005 0.00006 0.00008

6 結(jié) 論

通過本研究，可以得到如下結(jié)論：

（1）發(fā)展了一種通氣葉片支撐、“Z”型通氣管道和波紋管空氣橋?qū)崿F(xiàn)供氣轉(zhuǎn)換、三臺內(nèi)式六分量天平同時分別測量的試驗技術(shù)，研制了風洞噴流測控系統(tǒng)、雙發(fā)推力矢量模型及雙路通氣不傳力系統(tǒng)、通氣葉片支撐、測力天平及校準裝置，使2.4米風洞形成了完整的雙發(fā)戰(zhàn)斗機推力矢量試驗模擬與測量能力；

（2）發(fā)展的基于剛度匹配的天平－空氣橋一體化設計技術(shù)，有效解決了天平、空氣橋匹配設計與影響減小難題；

（3）研制的基于調(diào)壓閥穩(wěn)壓、二進制數(shù)字閥流量調(diào)節(jié)控制的噴流流量實時采集與控制系統(tǒng)，流量測控精準度高（達到了0.5%），不但滿足了單、雙發(fā)飛機推力矢量試驗噴流質(zhì)量流量精確穩(wěn)定控制需求，而且可廣泛用于其他風洞和地面試驗的噴流測控；

（4）系統(tǒng)調(diào)試和風洞驗證試驗表明，設備系統(tǒng)操作使用方便、運行穩(wěn)定，可用于來流馬赫數(shù)0.3～1.2、迎角－10°～60°、噴管偏角－20°～20°、噴流總質(zhì)量流量0～3kg／s的雙發(fā)戰(zhàn)斗機推力矢量試驗。

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The thrust vectoring experiment technique in the 2.4m×2.4mtransonic wind tunnel

Li Jianqiang＊，Li Yaohua，Guo Danping，Miao Lei，Du Ning，Huang Cundong，Zhou Hong，Zeng Liquan，Zhang Yi

（High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

In order to meet the requirement for the testing of the advanced aircrafts’thrust vectoring techniques in high speed wind tunnel，a device for the flexible metal bellow system’s calibration of the performance impact on thrust vectoring balance and the corresponding high precision flow close－loop measurement and control system based on the digital flow valve are developed.A test platform for a twin－engine aircraft thrust vectoring，including the supply lamina support，the flexible metal bellow for realizing the jet air supply and three balances system，is established.Separate measurement of both aerodynamic characteristics and propulsion characteristics is achieved simultaneously.The system adjustment and the results of model tests demonstrate that，the experimental equipment and the overall system operate accurately and steadily，the precision of jet mass flow measurement is better than 0.5%.The experimental results of aerodynamic characteristics and propulsion characteristics obtained in the research are normative and reasonable，and the precision of repeatability tests is up to the standard of GJB.The experimental skills obtained in the research can satisfy the twin－engine aircraft requirement，and the test condition is within the margin of Mach number of 0.3～1.2，angle of attack of－10°～60°，nozzle thrust vector angle of－20°～20°，jet mass flow 0～3kg／s.

twin－engine aircraft；thrust vector；experimental technology

V211.7

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.0131

0258－1825（2016）01－0020－07

2015－07－23；

2015－08－16

李建強＊（1964－），研究員，空氣動力學專業(yè).E－mail：ljqxqlpm1＠sina.com

李建強，李耀華，郭旦平，等.2.4米跨聲速風洞推力矢量試驗技術(shù)［J］.空氣動力學學報，2016，34（1）：20－26.

10.7638／kqdlxxb－2015. Li J Q，Li Y H，Guo D P，et al.The thrust vectoring experiment technique in the 2.4m×2.4m transonic wind tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：20－26.