黃勇，胡卜元，張衛(wèi)國(guó)，王勛年，章榮平

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng)621000)

8米×6米風(fēng)洞TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)

黃勇*，胡卜元，張衛(wèi)國(guó)，王勛年，章榮平

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng)621000)

TPS(渦扇動(dòng)力模擬器)試驗(yàn)技術(shù)是風(fēng)洞中模擬發(fā)動(dòng)機(jī)反推力狀態(tài)最有效的手段。開(kāi)展反推力試驗(yàn)的目的是獲得反推力發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響，確定反推力發(fā)動(dòng)機(jī)的再吸入速度邊界。為滿足我國(guó)大飛機(jī)研制的試驗(yàn)技術(shù)需求，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心在8米×6米風(fēng)洞發(fā)展了全模TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)。自主研制了TPS反推力試驗(yàn)專用的高精度六分量桿式應(yīng)變天平、大流量空氣橋和流量控制單元、TPS監(jiān)視報(bào)警系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、綜合顯示系統(tǒng)等TPS反推力試驗(yàn)系統(tǒng)，制定了試驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則、試驗(yàn)流程和試驗(yàn)方法，建立了完善的全模TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)。利用TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)，開(kāi)展了國(guó)內(nèi)首期全模TPS反推力風(fēng)洞試驗(yàn)，研究了某型飛機(jī)反推力發(fā)動(dòng)機(jī)的再吸入特性，獲得了反推力發(fā)動(dòng)機(jī)的再吸入速度邊界。

大飛機(jī);反推力;渦扇動(dòng)力模擬器;試驗(yàn)技術(shù);低速風(fēng)洞

0 引言

大型飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙通常采用近機(jī)翼布局型式。由于發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣效應(yīng)和排氣效應(yīng)，機(jī)翼、掛架、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙之間存在非常復(fù)雜的干擾流場(chǎng)。發(fā)動(dòng)機(jī)的噴流對(duì)機(jī)翼增升裝置也有嚴(yán)重影響，甚至影響平尾的氣動(dòng)效率和升降舵效率［1］。在20世紀(jì)60年代到70年代的運(yùn)輸機(jī)(如C-5A、DC-10、A300等)研制中，于對(duì)上述復(fù)雜的干擾流場(chǎng)缺乏深入了解，使得采用近機(jī)翼安裝的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的布局形式?jīng)]有成功，不得不采用遠(yuǎn)離機(jī)翼的安裝方式。

反推力裝置是大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)的重要部件，可以顯著縮短大型飛機(jī)的著陸滑跑距離，在潮濕和結(jié)冰跑道上的作用尤為突出，見(jiàn)圖1［2］。此外，反推力裝置也可以用于緊急停止滑跑起飛，保證飛機(jī)的安全。典型反推力裝置見(jiàn)圖2。

圖1 反推力裝置對(duì)飛機(jī)滑跑距離影響Fig.1 Effect of the thrust reverser dep loyment on the required runway length

圖2 典型反推力裝置Fig.2 Typical thrust reversers

在反推力狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇和渦輪涵道的流場(chǎng)和畸變特性復(fù)雜，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的工作特性，尤其是風(fēng)扇涵道反向射流會(huì)前傳至發(fā)動(dòng)機(jī)唇口，發(fā)生再吸入現(xiàn)象，嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作的安全性。此外發(fā)動(dòng)機(jī)排氣方向發(fā)生變化，會(huì)對(duì)飛機(jī)各部件的氣動(dòng)特性產(chǎn)生影響，因此反推力技術(shù)會(huì)對(duì)飛機(jī)性能及安全產(chǎn)生重要的影響。為了準(zhǔn)確評(píng)估這些影響，需要進(jìn)行機(jī)體/推進(jìn)/反推一體化設(shè)計(jì)，風(fēng)洞試驗(yàn)是進(jìn)行機(jī)體/推進(jìn)/反推一體化設(shè)計(jì)的主要手段。研究經(jīng)驗(yàn)表明，TPS技術(shù)是風(fēng)洞中模擬反推力短艙最有效的手段。

利用TPS反推力風(fēng)洞試驗(yàn)，可以通過(guò)噴流模擬、測(cè)量反推力器的效率，以及評(píng)估失效和排氣再吸入的影響，達(dá)到如下目的:

1)獲得反推力發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響;

2)確定反推力發(fā)動(dòng)機(jī)的再吸入速度邊界。

國(guó)外，從20世紀(jì)70年代起，相繼開(kāi)展了TPS正、反推力試驗(yàn)技術(shù)研究，建立了完善的TPS正、反推力試驗(yàn)技術(shù)，利用該技術(shù)開(kāi)展了A320等飛機(jī)的正、反推力狀態(tài)試驗(yàn)研究［3-6］。

國(guó)內(nèi)，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心和中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院均開(kāi)展了TPS正推力試驗(yàn)技術(shù)研究［7-11］。其中，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心在2006年建立了完善的全模TPS正推力模擬試驗(yàn)技術(shù)，并在8米×6米風(fēng)洞完成了某型飛機(jī)全模TPS正推力試驗(yàn)。

為滿足我國(guó)大飛機(jī)研制的試驗(yàn)技術(shù)需求，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心在8米×6米風(fēng)洞發(fā)展了低速全模TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)。本文將對(duì)8米×6米風(fēng)洞TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行介紹。

1 模擬參數(shù)

在風(fēng)洞中進(jìn)行渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)反推力試驗(yàn)，需模擬的相似參數(shù)有:

式中，Lfs為全機(jī)特征長(zhǎng)度，Lm為模型特征長(zhǎng)度，VI為短艙進(jìn)氣速度，Vj為短艙排氣速度，LI為短艙進(jìn)氣口特征長(zhǎng)度，ν為運(yùn)動(dòng)粘度，F(xiàn)為短艙推力，q為來(lái)流速壓，S為飛機(jī)參考面積，mI為短艙進(jìn)氣流量，mj為短艙排氣流量，ρ"為來(lái)流密度，V"為來(lái)流速度，A為短艙進(jìn)氣捕獲面積，Ptf為風(fēng)扇出口總壓，H為來(lái)流總壓，P"為來(lái)流靜壓。

在試驗(yàn)中完全模擬每個(gè)參數(shù)是不可能的，折衷的方法是根據(jù)試驗(yàn)?zāi)康膩?lái)決定目標(biāo)模擬參數(shù)。反推力試驗(yàn)主要模擬的相似參數(shù)為推力系數(shù)cF、動(dòng)量系數(shù)cμ、進(jìn)氣流量系數(shù)cφ、風(fēng)扇增壓比FPR、風(fēng)扇涵道排氣壓比FNPR等。其中基本模擬參數(shù)為推力系數(shù)cF，其他模擬參數(shù)在完全模擬推力系數(shù)cF的基礎(chǔ)上給出模擬程度。

2 試驗(yàn)系統(tǒng)

2.1 試驗(yàn)系統(tǒng)組成

與常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)相比，TPS試驗(yàn)由于增加了TPS單元模擬器，相應(yīng)地增加了高壓供氣、與天平耦合的空氣橋、流量控制及管路系統(tǒng)，同時(shí)增加了短艙壓力和溫度測(cè)量?jī)x器設(shè)備。8米×6米風(fēng)洞TPS反推力試驗(yàn)系統(tǒng)主要包括以下子系統(tǒng):地面調(diào)試、供氣控制、試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀⒈O(jiān)視報(bào)警、數(shù)據(jù)采集、數(shù)據(jù)處理、綜合顯示、姿態(tài)控制、速壓控制、試驗(yàn)管理。試驗(yàn)系統(tǒng)組成見(jiàn)圖3。

2.2 主要試驗(yàn)設(shè)備

2.2.1 供氣控制系統(tǒng)

供氣控制系統(tǒng)前端連接高壓氣源，后端為進(jìn)入模型前的進(jìn)氣端。其功能是將符合壓力、溫度、流量要求的清潔、干燥高壓氣體引入試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖到y(tǒng)，經(jīng)過(guò)空氣橋、流量控制單元、內(nèi)管路，最終由TPS反推力短艙排出。

圖3 試驗(yàn)系統(tǒng)組成圖Fig.3 Testing system com position

供氣控制子系統(tǒng)具備手動(dòng)及自動(dòng)兩種控制方式，主要由高壓氣源、高壓截止閥、減壓閥、過(guò)濾器、數(shù)字閥、空氣加熱裝置、排氣管路及閥門等部件構(gòu)成。對(duì)氣體進(jìn)行加熱、減壓、流量控制、過(guò)濾等處理后，提供TPS單元運(yùn)轉(zhuǎn)所需要的高壓氣體。

2.2.2 飛機(jī)模型

飛機(jī)模型縮比滿足風(fēng)洞和TPS單元尺寸要求，要求機(jī)身內(nèi)部空間盡量大，以安裝眾多的測(cè)試、控制設(shè)備，主要包括支桿接頭、天平和空氣橋、流量控制單元、內(nèi)管路、測(cè)力和測(cè)壓設(shè)備等，同時(shí)還需要考慮線纜布置和預(yù)留安裝標(biāo)準(zhǔn)噴管的接口。為做好以上工作，預(yù)先進(jìn)行機(jī)身內(nèi)設(shè)備安裝仿真設(shè)計(jì)是十分必要的。

為測(cè)試反推力對(duì)機(jī)身或舵面的影響，機(jī)身內(nèi)側(cè)通常布置靜態(tài)壓力測(cè)點(diǎn)，平尾等關(guān)鍵部件處布置動(dòng)態(tài)壓力測(cè)點(diǎn)。

2.2.3 TPS單元及短艙

8米×6米風(fēng)洞現(xiàn)有3臺(tái)風(fēng)扇直徑為5 inch和4臺(tái)7 inch的TPS單元，正在自行研制9 inch TPS單元。TPS單元通常采用單級(jí)渦輪驅(qū)動(dòng)單級(jí)風(fēng)扇，軸承依賴置于風(fēng)洞外的潤(rùn)滑系統(tǒng)供油潤(rùn)滑冷卻，單元內(nèi)部安裝有相應(yīng)的安全監(jiān)視儀器，包括轉(zhuǎn)速測(cè)量計(jì)、加速度計(jì)、前后軸承溫度傳感器等。圖4為8米×6米風(fēng)洞的7 inch TPS單元。

圖4 TPS單元Fig.4 TPS unit

TPS反推力短艙結(jié)構(gòu)部件主要包括掛架、唇口、唇口測(cè)溫段、TPS單元安裝段、風(fēng)扇涵道、渦輪涵道、風(fēng)扇涵道測(cè)壓/測(cè)溫段、渦輪涵道測(cè)壓/測(cè)溫段、反推力裝置等。反推力短艙的風(fēng)扇、渦輪涵道測(cè)壓/測(cè)溫段安裝有總壓耙與溫度探頭，是進(jìn)行數(shù)據(jù)處理的重要參數(shù)，用于壓比計(jì)算，以及結(jié)合文氏流量計(jì)及校準(zhǔn)系數(shù)計(jì)算短艙推力。唇口安裝測(cè)溫耙，用于確定再吸入速度邊界。圖5為TPS反推力短艙示意圖。

圖5 TPS反推力短艙示意圖Fig.5 Reverse thrust nacelle

2.2.4 天平及空氣橋

天平通常為桿式應(yīng)變天平，兩端法蘭連接，應(yīng)變片進(jìn)行溫度和電壓補(bǔ)償。8米×6米風(fēng)洞常用天平為TG1701A，除8通道應(yīng)變電壓信號(hào)外，天平上布置8個(gè)溫度傳感器。

空氣橋主要用來(lái)消除供氣管路對(duì)天平測(cè)力的影響，因此要求空氣橋既能輸送高壓空氣，又能使得整個(gè)供氣管路對(duì)天平測(cè)力的影響很小?？諝鈽蚩偣矁陕?，皆安裝在天平上，一端安裝在天平固定端，一端安裝在天平浮動(dòng)端，如圖6。每路空氣橋均由3個(gè)柔性節(jié)和2個(gè)連接管路組成。在連接管路上布置有2個(gè)壓力測(cè)點(diǎn)和2個(gè)溫度測(cè)點(diǎn)，用于測(cè)量空氣橋的壓力和溫度，以便在進(jìn)行天平修正時(shí)，扣除空氣橋的壓力和溫度影響。

圖6 空氣橋Fig.6 Air bridge

2.2.5 流量控制單元

流量控制單元用于多臺(tái)TPS流量分配和轉(zhuǎn)速控制，主要由針閥、臨界文丘里流量計(jì)、連接管道和作動(dòng)筒等組成。

圖7 流量控制單元Fig.7 M ass flow controlling unit

2.2.6 監(jiān)視報(bào)警系統(tǒng)

監(jiān)視報(bào)警系統(tǒng)主要由監(jiān)控管理主機(jī)、監(jiān)視傳感器及報(bào)警控制柜組成。主要功能是監(jiān)視TPS單元及潤(rùn)滑系統(tǒng)的運(yùn)行參數(shù)，設(shè)定安全界限，對(duì)出現(xiàn)的不同緊急情況進(jìn)行響應(yīng)，確保TPS單元安全運(yùn)行。

監(jiān)視報(bào)警系統(tǒng)監(jiān)視參數(shù)主要包括:TPS單元前后軸承溫度、振動(dòng)量級(jí)、轉(zhuǎn)速、潤(rùn)滑油裝置信號(hào)等。

根據(jù)參數(shù)超出界限造成后果的嚴(yán)重性，給出警戒級(jí)別及相應(yīng)的保護(hù)動(dòng)作，其中級(jí)別分為1級(jí)、2級(jí)。1級(jí)時(shí)緊急中斷各系統(tǒng)，2級(jí)時(shí)正常中斷各系統(tǒng)。

3 試驗(yàn)流程

反推力試驗(yàn)流程如下:

1)反推力短艙校準(zhǔn)。反推力短艙校準(zhǔn)試驗(yàn)?zāi)康氖堑玫接?jì)算流量和推力所需要的流量系數(shù)Cd與速度系數(shù)Cv。

2)天平和空氣橋組合校準(zhǔn)。指在校準(zhǔn)臺(tái)架上對(duì)安裝空氣橋的天平進(jìn)行校準(zhǔn)，獲得帶空氣橋的天平公式。

3)TPS反推力短艙運(yùn)行調(diào)試。目的是檢測(cè)短艙的壓力和溫度信號(hào)，并與校準(zhǔn)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，同時(shí)檢測(cè)潤(rùn)滑油系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、監(jiān)視報(bào)警系統(tǒng)的工作情況。

4)模型組裝與檢測(cè)。組裝模型，并完成各系統(tǒng)檢測(cè)。

5)空氣橋影響修正試驗(yàn)。目的是修正空氣橋溫度、壓力、流動(dòng)對(duì)天平的影響，獲得相應(yīng)的修正公式。

6)風(fēng)洞試驗(yàn)。完成風(fēng)洞試驗(yàn)內(nèi)容，獲得反推力影響。

4 試驗(yàn)方法

4.1 反推力短艙校準(zhǔn)試驗(yàn)

反推力短艙校準(zhǔn)試驗(yàn)在4米×3米風(fēng)洞進(jìn)行。短艙由安裝在天平上的通氣支桿支撐，壓縮驅(qū)動(dòng)空氣經(jīng)由與天平耦合在一起的空氣橋進(jìn)入支桿，而后驅(qū)動(dòng)TPS單元運(yùn)轉(zhuǎn)。短艙內(nèi)部的溫度和壓力由傳感器測(cè)量，短艙推力由天平測(cè)量。圖8為典型反推力短艙校準(zhǔn)試驗(yàn)照片。

校準(zhǔn)試驗(yàn)內(nèi)容主要包括以下三種狀態(tài):

1)正推力無(wú)風(fēng)狀態(tài)考核。主要是考核TPS單元和各測(cè)試點(diǎn)信號(hào)。

2)反推力無(wú)風(fēng)狀態(tài)校準(zhǔn)。變轉(zhuǎn)速試驗(yàn)，獲得反推力校準(zhǔn)系數(shù)。

3)反推力不同風(fēng)速下考核。主要用來(lái)考核反推校準(zhǔn)數(shù)據(jù)的正確性，同時(shí)為風(fēng)洞試驗(yàn)提供參考。

無(wú)風(fēng)校準(zhǔn)試驗(yàn)過(guò)程中，使用喇叭嘴替代短艙唇口。反推力無(wú)風(fēng)狀態(tài)校準(zhǔn)時(shí)，為防止短艙進(jìn)氣口吸入反向射流，在喇叭嘴后加裝隔板。隔板上安裝一個(gè)內(nèi)嵌鐘形罩，鐘形罩與短艙之間采用迷宮式密封，二者不接觸，以避免接觸力影響天平測(cè)試。試驗(yàn)時(shí)，TPS單元由高壓空氣驅(qū)動(dòng)。為降低由于反推射流引起的風(fēng)洞誘導(dǎo)氣流速度，應(yīng)打開(kāi)蜂窩器前側(cè)門和試驗(yàn)段側(cè)門，拆除試驗(yàn)段后部的玻璃觀察窗。

圖8 典型反推力短艙校準(zhǔn)試驗(yàn)Fig.8 Typical calibration test of reverse thrust nacelle

有風(fēng)校準(zhǔn)試驗(yàn)中，拆除喇叭嘴，安裝唇口。同時(shí)拆除試驗(yàn)段中部的隔板，關(guān)閉蜂窩器前側(cè)門及風(fēng)洞側(cè)門，安裝好玻璃觀察窗，按照先運(yùn)行風(fēng)洞、再運(yùn)行TPS單元的試驗(yàn)順序進(jìn)行試驗(yàn)。

4.2 TPS反推力短艙運(yùn)行調(diào)試試驗(yàn)

試驗(yàn)可在地面調(diào)試間單獨(dú)進(jìn)行，也可在完成模型組裝后進(jìn)行。試驗(yàn)時(shí)，反推力裝置處于關(guān)閉狀態(tài)，以免反向射流損壞TPS單元。使用喇叭嘴替代短艙唇口，通過(guò)高壓空氣驅(qū)動(dòng)TPS單元運(yùn)轉(zhuǎn)，最高可達(dá)到額定轉(zhuǎn)速，同時(shí)進(jìn)行監(jiān)視、測(cè)量及數(shù)據(jù)處理工作。在此過(guò)程中，同時(shí)檢測(cè)潤(rùn)滑油系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、監(jiān)視報(bào)警系統(tǒng)的工作情況。通過(guò)與校準(zhǔn)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，判斷TPS單元是否工作正常。圖9給出了反推力短艙地面調(diào)試圖片。

4.3 空氣橋影響修正試驗(yàn)

圖9 TPS反推力短艙地面調(diào)試Fig.9 Ground test of reverse thrust nacelle

空氣橋影響主要包括空氣橋剛度影響、壓力影響、溫度影響和流動(dòng)影響。空氣橋的壓力影響是空氣橋壓力的函數(shù)，空氣橋的溫度影響是空氣橋溫度梯度的函數(shù)，空氣橋的流動(dòng)影響是空氣橋的流量的函數(shù)。這些影響都需要通過(guò)試驗(yàn)逐項(xiàng)進(jìn)行修正。

4.3.1 空氣橋剛度影響修正

空氣橋剛度影響通過(guò)空氣橋與天平組合校準(zhǔn)來(lái)扣除，該步在天平校準(zhǔn)架上進(jìn)行。通過(guò)天平/空氣橋組合校準(zhǔn)獲得了組合體的校準(zhǔn)公式。在試驗(yàn)中，使用該公式進(jìn)行天平測(cè)量就扣除了空氣橋的剛度影響。

4.3.2 空氣橋壓力影響修正

空氣橋壓力影響主要表現(xiàn)為內(nèi)部壓力對(duì)空氣橋剛度影響以及內(nèi)部壓力引起的空氣橋?qū)μ炱降淖饔昧?。該影響也是在校?zhǔn)裝置上通過(guò)空氣橋與天平組合加載來(lái)扣除。試驗(yàn)時(shí)，通過(guò)給空氣橋加壓，記錄空氣橋系統(tǒng)加壓時(shí)的天平輸出，建立天平輸出與空氣橋內(nèi)部壓力的關(guān)系，進(jìn)而進(jìn)行修正。

4.3.3 空氣橋溫度影響修正

在每路空氣橋布置2個(gè)溫度傳感器對(duì)空氣橋溫度影響進(jìn)行修正。溫度傳感器布置于空氣橋管路上。對(duì)空氣橋進(jìn)行加熱后，記錄空氣橋溫度變化時(shí)的天平輸出，建立天平輸出與空氣橋溫度的關(guān)系，并進(jìn)行修正。

4.3.4 空氣橋內(nèi)部流動(dòng)影響修正

空氣橋的流動(dòng)影響通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)噴管試驗(yàn)獲得。在有氣流流動(dòng)的情況下測(cè)量載荷兩次得到修正量:一次是噴管順流向，另一次是噴管反向180°。此步可在地面或風(fēng)洞內(nèi)完成。安裝噴管有兩種方式:第一種是在安裝短艙、掛架之前進(jìn)行，利用機(jī)翼的掛架連接處連接標(biāo)準(zhǔn)噴管;第二種是設(shè)計(jì)加工專門的安裝標(biāo)準(zhǔn)噴管輔助管道。無(wú)論采用哪種方式，標(biāo)準(zhǔn)噴管應(yīng)盡量平行模型軸線。

4.4 風(fēng)洞試驗(yàn)

反推力風(fēng)洞試驗(yàn)項(xiàng)目一般包括再吸入試驗(yàn)、反推力器正常工作試驗(yàn)和反推力器飛行中意外打開(kāi)試驗(yàn)等。典型試驗(yàn)照片見(jiàn)圖10。

圖10 反推力風(fēng)洞試驗(yàn)Fig.10 Reverse thrust w ind tunnel test

4.4.1 再吸入試驗(yàn)

反推力狀態(tài)下，風(fēng)扇涵道反向射流會(huì)前傳至發(fā)動(dòng)機(jī)唇口，發(fā)生再吸入現(xiàn)象。反向射流比環(huán)境溫度高(高30℃到60℃)，試驗(yàn)方法就是利用這點(diǎn)在TPS短艙唇口安裝溫度耙獲取進(jìn)氣口的溫度，根據(jù)溫度變化判斷是否發(fā)生再吸入現(xiàn)象。再吸入試驗(yàn)條件包括最大起飛、最大反推力和慢車三種TPS工作狀態(tài)，風(fēng)洞速度通常從40～50m/s逐漸減少至再吸入邊界。一旦發(fā)現(xiàn)出現(xiàn)嚴(yán)重的再吸入現(xiàn)象，即刻不再繼續(xù)試驗(yàn)。

再吸入現(xiàn)象可以用以下的再吸入判定參數(shù)定量描述:

式中，Tmax、Taver分別對(duì)應(yīng)短艙唇口溫度耙測(cè)得的進(jìn)氣口氣流最高溫度和平均溫度，T0是風(fēng)洞總溫，Ttf為風(fēng)扇涵道出口總溫。

其中，TAU1用于判定再吸入最先發(fā)生點(diǎn)。TAU2用于判定再吸入速度邊界，一般以TAU2～V"曲線出現(xiàn)突變作為發(fā)生再吸入現(xiàn)象的判斷依據(jù)。

4.4.2 反推力器正常工作試驗(yàn)

反推力器正常工作性能試驗(yàn)的基本目的是確定反推力對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響，結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)據(jù)，計(jì)算著陸階段作用在飛機(jī)上的總剎車力，預(yù)測(cè)著陸滑跑距離。試驗(yàn)包括著陸、起飛和巡航三種構(gòu)型，三種TPS功率(最大起飛、最大反推力和慢車)和不同馬赫數(shù)(如0.10～0.2)。

反推力影響用公式定量表示:

式中，CDinter是反推力對(duì)阻力的影響量，CDrev是反推力工況下正、反推力對(duì)阻力總的影響，CDfwd是反推力工況下正推力對(duì)阻力的影響。

4.4.3 反推力器飛行中意外打開(kāi)試驗(yàn)

在飛行中意外打開(kāi)反推力裝置試驗(yàn)的目的是詳細(xì)探索在飛行失效狀態(tài)中復(fù)雜的物理現(xiàn)象和大量的參數(shù)，以便做出相應(yīng)的改進(jìn)。試驗(yàn)方法與反推力器正常工作試驗(yàn)方法相同。反推力失效影響同樣可用式(12)定量表示。

5 數(shù)據(jù)處理

反推力試驗(yàn)的數(shù)據(jù)處理基本上與常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)的情況相同，其不同之處在于，反推力試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理增加了推力扣除和再吸入?yún)?shù)計(jì)算步驟?；静襟E如下:

1)采用天平公式計(jì)算模型氣動(dòng)載荷并完成角度修正、天平溫度修正和空氣橋影響修正;

2)采用校準(zhǔn)獲得的校準(zhǔn)系數(shù)和試驗(yàn)中測(cè)量的風(fēng)扇、渦輪壓力、溫度數(shù)據(jù)計(jì)算推力，并從天平載荷中扣除推力;

3)計(jì)算反推力短艙的再吸入?yún)?shù);

4)將天平載荷轉(zhuǎn)換為氣動(dòng)力系數(shù);

5)進(jìn)行支架干擾修正和洞壁干擾修正;

6)進(jìn)行數(shù)據(jù)坐標(biāo)軸系轉(zhuǎn)換并存儲(chǔ)數(shù)據(jù)。

6 典型試驗(yàn)結(jié)果

圖11給出了在8米×6米風(fēng)洞進(jìn)行的某型飛機(jī)反推再吸入試驗(yàn)結(jié)果曲線。從圖11中可知，當(dāng)V"＞48m/s，再吸入?yún)?shù)TAU2變化很小，量值也較小。當(dāng)V"＜48m/s時(shí)，隨V"減小，TAU2迅速減小。根據(jù)再吸入的判定準(zhǔn)則，判定該型飛機(jī)的再吸入速度約為48m/s。

圖11 典型試驗(yàn)結(jié)果Fig.11 Typical test results

7 關(guān)鍵技術(shù)

通過(guò)建立8米×6米風(fēng)洞TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)，攻克了多項(xiàng)技術(shù)難題，發(fā)展了一批自主創(chuàng)新的關(guān)鍵技術(shù)。

7.1 高精度流量/轉(zhuǎn)速控制技術(shù)

TPS單元的轉(zhuǎn)速控制精度主要由高壓供氣流量的控制精度決定。為提高流量/轉(zhuǎn)速控制精度，發(fā)展了高精度流量/轉(zhuǎn)速控制技術(shù)。

TPS單元轉(zhuǎn)速控制方式為雙環(huán)串級(jí)控制，流量控制作為轉(zhuǎn)速控制的內(nèi)環(huán)，外環(huán)為轉(zhuǎn)速控制環(huán)。

首先根據(jù)試驗(yàn)馬赫數(shù)將試驗(yàn)轉(zhuǎn)速給定進(jìn)行修正，再按照轉(zhuǎn)速與流量的對(duì)應(yīng)關(guān)系計(jì)算數(shù)字閥預(yù)期流量給定，進(jìn)行流量控制，如此可以得到比較滿意的轉(zhuǎn)速開(kāi)環(huán)控制特性。

試驗(yàn)過(guò)程中，風(fēng)洞動(dòng)壓、TPS短艙入口壓力、模型姿態(tài)角等變化，都會(huì)對(duì)轉(zhuǎn)速造成靜態(tài)偏差(風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)與校準(zhǔn)狀態(tài)不完全一致)。通過(guò)轉(zhuǎn)速補(bǔ)償調(diào)節(jié)克服這種靜態(tài)偏差。過(guò)程如下:

1)計(jì)算轉(zhuǎn)速給定與反饋之差ΔN;

2)按照轉(zhuǎn)速與流量的對(duì)應(yīng)關(guān)系，計(jì)算工作點(diǎn)斜率;

3)根據(jù)工作點(diǎn)斜率和ΔN，計(jì)算流量給定補(bǔ)償增量，并實(shí)施流量給定補(bǔ)償后的流量控制。

TPS轉(zhuǎn)速控制過(guò)程分為開(kāi)環(huán)/閉環(huán)兩個(gè)控制過(guò)程，一是啟動(dòng)過(guò)程的開(kāi)環(huán)控制，二是穩(wěn)定過(guò)程的閉環(huán)補(bǔ)償控制。采取這樣的控制策略，可以很好地兼顧系統(tǒng)的動(dòng)/靜態(tài)兩方面的品質(zhì)要求。開(kāi)環(huán)控制過(guò)程主要控制TPS轉(zhuǎn)速的超調(diào)、調(diào)節(jié)時(shí)間等動(dòng)態(tài)指標(biāo)。轉(zhuǎn)速閉環(huán)補(bǔ)償控制主要控制轉(zhuǎn)速精度，兩者互不干擾。

7.2 空氣橋/天平一體化設(shè)計(jì)技術(shù)

空氣橋是全模TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)中的關(guān)鍵設(shè)備，主要用于減小高壓供氣隊(duì)天平測(cè)量的影響［12-13］。

空氣橋設(shè)計(jì)首先要確定柔性單元的結(jié)構(gòu)形式，然后把各種柔性單元連接起來(lái)，既能滿足空間要求，又能使空氣橋的剛度最小。為了使得空氣橋的對(duì)天平測(cè)力的影響最小，需要對(duì)空氣橋進(jìn)行自由度分析，讓空氣橋的自由端能夠在所需要的方向上剛度較小，近似認(rèn)為其可以自由移動(dòng)。對(duì)于全模TPS反推力試驗(yàn)，因?yàn)橐獪y(cè)量6個(gè)分量的力、力矩，空氣橋就要有6個(gè)自由度。

8m×6m風(fēng)洞全模TPS反推試驗(yàn)空氣橋采用的是內(nèi)壓式柔性節(jié)［14-15］，如圖12所示，它主要由金屬波紋管和浮動(dòng)環(huán)等組成。柔性節(jié)具有兩個(gè)角度自由度，可以繞y、z軸作小角度旋轉(zhuǎn)。該空氣橋布局采用的是矩形布局，如圖13所示，使用3個(gè)柔性節(jié)，其中2個(gè)橫置，1個(gè)豎置。它具有6個(gè)自由度，對(duì)天平的影響小，并且自身具有較強(qiáng)的克服壓力影響、溫度影響的能力。

在上述設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，采用有限元方法對(duì)空氣橋關(guān)鍵受力梁進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。對(duì)空氣橋和天平進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，如圖14所示，評(píng)估空氣橋?qū)μ炱綔y(cè)力的影響，優(yōu)化空氣橋和天平的位置關(guān)系，并使得空氣橋和天平剛度更加匹配。最后，綜合考慮模型內(nèi)部空間、內(nèi)部設(shè)備及空氣橋的技術(shù)要求，完成空氣橋的設(shè)計(jì)。

圖12 柔性節(jié)示意圖Fig.12 Cardan link

圖13 矩形空氣橋布局示意圖Fig.13 Rectangular air bridge layout

圖14 空氣橋/天平組合體計(jì)算Fig.14 Air bridge-balance assembly calculation

7.3 高精度流量控制單元設(shè)計(jì)技術(shù)

流量控制單元主要用于多臺(tái)TPS單元壓縮空氣流量的精確分配和測(cè)量。

流量控制單元采用內(nèi)式流量控制方案，安裝在模型機(jī)頭內(nèi)部，負(fù)責(zé)3臺(tái)TPS單元的流量分配與測(cè)量。采用這種形式的設(shè)計(jì)方案有如下優(yōu)點(diǎn):

1)相對(duì)于外式流量控制裝置，流量控制單元至TPS單元之間的距離短，測(cè)量和控制的時(shí)間滯后小很多，測(cè)量和控制響應(yīng)快;

2)相對(duì)于外式流量控制裝置，流量控制單元更靠近TPS，氣流壓力和流量將更加穩(wěn)定。

流量控制單元主要由針閥、文丘里流量計(jì)、電作動(dòng)筒等組成。其中，針閥為流量控制系統(tǒng)，文丘里流量計(jì)為流量測(cè)量系統(tǒng)，電作動(dòng)筒為運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)。

該型流量控制單元具有以下優(yōu)點(diǎn):

1)采用高精度針閥、臨界文丘利流量計(jì)一體化設(shè)計(jì)方法，集成了高精度流量控制、測(cè)量的功能;

2)實(shí)現(xiàn)了流量控制單元的小型化;

3)滿足多臺(tái)TPS單元流量的精確分配和測(cè)量，滿足了多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)不同工況模擬試驗(yàn)的需要。

8 結(jié)論

TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)是風(fēng)洞中模擬飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)反推力狀態(tài)的最有效手段之一。本文對(duì)8米×6米風(fēng)洞TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了系統(tǒng)歸納，主要結(jié)論如下:

1)本項(xiàng)研究建立了TPS反推力短艙校準(zhǔn)和TPS反推力試驗(yàn)流程、試驗(yàn)方法和數(shù)據(jù)處理方法，發(fā)展了8米×6米風(fēng)洞TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)。

2)自主發(fā)展了高精度流量/轉(zhuǎn)速控制技術(shù)、空氣橋/天平一體化設(shè)計(jì)技術(shù)、高精度流量控制單元設(shè)計(jì)技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù);

3)風(fēng)洞試驗(yàn)表明，8米×6米風(fēng)洞TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)可以有效評(píng)估反推力發(fā)動(dòng)機(jī)的再吸入特性。

［1］方寶瑞.飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，1997.

［2］Hegen G H，Kooi J W.Investigation of aircraft performance with deployed thrust reversers in DNW［R］.AIAA 2005-3702.

［3］Welge H R，Ongarato J R.Powered engine simulator procedures and experience for the DC-10 wing engine at high subsonic speeds［R］.AIAA 70-590.

［4］Flaig A.Results of wind tunnel ground effect measurements on Airbus A320 using turbine power simulation and moving tunnel floor techniques［R］.AIAA 90-1427.

［5］Kooi J W，de Haij L，Hegen G H.Engine simulation with turbofan powered simulators in the German-Dutch wind tunnels［R］.AIAA 2002-2919.

［6］Ewald B.Transport configuration wind tunnel tests with engine simulation［R］.AIAA 84-0592，1984.

［7］王勛年.低速風(fēng)洞試驗(yàn)［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，2002.

［8］Xu T J，Hao W D，Li C，et al.Analysis of op-erative principles of calibration tank in CARIA and ac-quired methods of objective parameters in TPS calibration［J］.Experiments and Measurements in Fluid Mechanics，2004，18(4):99-104.(in Chinese)徐鐵軍，郝衛(wèi)東，李聰，等.氣動(dòng)院校準(zhǔn)箱工作原理分析及TPS校準(zhǔn)目標(biāo)量的獲得方法［J］.流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量，2004，18 (4):99-104.

［9］Rui W，Yi F，Du N，et al.Design and realization of TPS measurement and control system for 2.4m Transonic Wind Tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2008，22(4): 72-75.(in Chinese)芮偉，易凡，杜寧，等.2.4m跨聲速風(fēng)洞TPS測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2008，22(4):72-75.

［10］Xiong N，Lin J.An analysis of data accuracy of force measurement testing with TPS in 2.4m Transonic Wind Tunnel［J］.Experiments and Measurements in Fluid Mechanics，2004，18(3):42-46.(in Chinese)熊能，林俊.2.4m跨聲速風(fēng)洞帶TPS測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度要求分析［J］.流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量，2004，18(3):42-46.

［11］Tao Y，Liu G Y，ZHang Z，et al.Engine nacelle lip design for high speed TPS wind tunnel tests［J］.Journal of Aerospace Power，2013，28(5):1081-1085.(in Chinese)陶洋，劉光遠(yuǎn)，張兆，等.高速風(fēng)洞帶動(dòng)力模擬試驗(yàn)TPS短艙唇口設(shè)計(jì)［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2013，28(5):1081-1085.

［12］Phlipsen I，Hoeijmakers H.Improved air-supply line bridges for a DNW-LLF A380 model(RALD 2000)［C］.3th International Symposium on Strain Gauge Balances.Darmstadt，Germany，2002.

［13］Phlipsen I，Hoeijmakers H.A new balance and air-return line bridges for DNW-LLF models(B664/RALD 2001)［C］.4th International Symposium on Strain Gauge Balances.California，2004.

［14］Zhang R P，Wang X N，Hang Y，et al.Design and optimization of the air bridge for low speed full-span TPS test［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2012，26(6):48-52.(in Chinese)章榮平，王勛年，黃勇，等.低速風(fēng)洞全模TPS試驗(yàn)空氣橋的設(shè)計(jì)與優(yōu)化［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2012，26(6):48-52.

［15］Zhang R P，Wang X N，Hang Y，et al.Air bridge technology for engine power simulation test in wind tunnel［J］.Journal of Aerospace Power，2015，30(4):910-915.(in Chinese)章榮平，王勛年，黃勇，等.發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力模擬風(fēng)洞試驗(yàn)中的空氣橋技術(shù)［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2015，30(4):910-915.

Reverse thrust testing technique in the 8m×6m Low Speed W ind Tunnel of CARDC

Huang Yong*，Hu Buyuan，Zhang Weiguo，Wang Xunnian，Zhang Rongping
(Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China)

The turbine powered simulator(TPS)testing technique is the prime choice for simulation of reverse thrust of engines in wind tunnel.The purposes of the reverse thrust test are to obtain the impact of reverse thrust on the aircraft aerodynamics property and determine the re-ingestion velocity.To meet the needs of testing technique of large aircraft，CARDC built up a testing technique to simulate the reverse thrust of engines with turbine powered simulators(TPS)，the beam balance，air bridge，mass flow controlling units，surveillance and alarm system，data processing system and integrated display system were developed，and the similarity criterion，testing procedure and methods were formulated as well.The first domestic low speed reverse thrust test with whole model was carried out in the 8 m×6 m Wind Tunnel.The test investigates the reverse property of an aircraft and gain re-ingestion velocity，and test results indicated that re-ingestion velocity of the aircraft is around 48m/s.

large aircraft;reverse thrust;turbine powered simulator(TPS);testing technique;low speed wind tunnel

V211.753

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0132

0258-1825(2016)03-0346-08

2015-07-14;

2015-10-21

黃勇*(1973-)，男，四川人，副研究員，研究方向:飛行器動(dòng)力模擬試驗(yàn)研究.E-mail:dragonhyong@163.com

黃勇，胡卜元，張衛(wèi)國(guó)，等.8米×6米風(fēng)洞TPS反推力試驗(yàn)技術(shù)［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(3):346-353.

10.7638/kqdlxxb-2015.0132 Huang Y，Hu B Y，Zhang W G，et al.Reverse thrust testing technique in the 8 m×6 m Low Speed Wind Tunnel of CARDC［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):346-353.