巫朝君, 胡卜元, 李 東, 吳福章, 陳其盛

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

為追求更好的氣動和隱身性能，新一代飛機多采用背負式大S彎進氣道、嵌入式動力裝置、扁平融合式布局。這種布局飛機的推進系統(tǒng)的進氣口和排氣口與上翼面高度融合，處于升力面上氣流流線覆蓋區(qū)域，進/排氣效應會改變翼面流動特性和后體流動特性，對全機氣動特性的影響規(guī)律較傳統(tǒng)布局飛機有較大差別。因此，開展扁平融合式布局飛機的動力模擬試驗，準確獲取進/排氣效應影響試驗數據，對新研制飛機的氣動布局設計和優(yōu)化而言十分重要。

對于安裝渦噴或渦扇發(fā)動機的飛機，進行進/排氣模擬風洞試驗的方法主要有引射式模擬器(EPES)法和渦輪動力模擬器(TPS)法[1]。TPS是目前最先

進的動力模擬器，模擬真實程度高，但試驗技術復雜，所需配套設施較多，比較適用于發(fā)動機外掛式飛機的動力模擬。如歐美國家在研制空客系列飛機和波音系列飛機過程中都先后在風洞中開展了大量的TPS短艙模擬試驗[2-3]，獲得了較詳細的進/排氣影響結果。中國空氣動力研究與發(fā)展中心、航空工業(yè)空氣動力研究院等單位也發(fā)展和完善了TPS模擬技術[4-8]，并進行了驗證試驗，但還未應用于具體型號研制。對于嵌入式動力裝置的飛機，由于結構和空間的限制，利用TPS實現進/排氣效應模擬的難度很大，國內外主要采用EPES來實現動力模擬[9-13]。該方法的優(yōu)點是引射器結構相對簡單，易安裝于模型內部，模型氣動載荷和進/排氣影響產生的載荷可由天平直接測量。難點在于既要保證模型與動力模擬裝置之間完全非接觸，又要良好的密封且不能傳入外力[11-12,14]，尤其是對配置多臺嵌入式發(fā)動機的扁平式飛機模型，受到模型空間和發(fā)動機位置布局方式限制，要達到上述要求極其困難，不易得到干凈的進/排氣影響數據。

為解決EPES應用于扁平融合布局飛機多臺嵌入式發(fā)動機模擬時存在的難題，本文建立了一種基于引射模擬器的整體式進/排氣試驗法及推/阻校準方法，即把模型與EPES融合為一整體進行進/排氣試驗，然后把模擬推進系統(tǒng)的部分從全機模型上剝離出來，在TPS校準箱中對其推/阻力進行校準，利用校準結果把氣動載荷與推進系統(tǒng)作用力剝離開來，獲得較真實的進/排氣效應對全機氣動特性的影響數據。

1 整體式進/排氣引射模擬方法

1.1 試驗模型

選用一種典型的背負式進氣道、嵌入式推進系統(tǒng)扁平融合布局飛機模型(見圖1)，2臺內置式引射器分別模擬左右兩側嵌入式發(fā)動機。推進系統(tǒng)部分包括進氣道唇口、S彎進氣道、引射器、尾噴管等部件。

在進氣道與發(fā)動機氣動分界面(簡稱進氣道出口截面)處、尾噴管入口和出口截面處，按照一定規(guī)律布置若干總壓探頭、靜壓探頭和熱電偶溫度傳感器。

圖1 典型模型示意圖

1.2 整體式進/排氣引射模擬方法

整體式進/排氣引射模擬方法的重要特點是把引射器作為模型上的一個模塊，與模型融合為一個整體。用引射器模塊作為發(fā)動機模擬器，通過控制引射器工作壓力來控制其引射流量，進而實現發(fā)動機不同工況的模擬，其中的引射氣流和噴氣氣流同時模擬推進系統(tǒng)的進氣效應和排氣效應(見圖2)。

圖2 整體式進/排氣模擬方法示意圖

模型采用腹部斜撐，高壓氣源經通氣管路、支撐系統(tǒng)、空氣橋進入引射器，為引射器提供工作氣源；空氣橋用于消除通氣管路與模型之間外力的傳遞影響；內置天平測量模型氣動載荷+推進系統(tǒng)作用力。

圖3給出了獲取進/排氣效應影響數據的試驗流程。在風洞中，第①項用進/排氣模型按自然通氣方式進行試驗，獲得6個分量的氣動載荷數據；第③項用整體式進/排氣模型，在控制不同進氣流量系數 (進入進氣道的實際空氣流量與通過進氣道喉道面積的最大空氣流量之比[15])時進行試驗，獲得6個分量的載荷數據，該數據中包含了推進系統(tǒng)作用力。為把試驗結果中模型的氣動載荷剝離出來，在進行第③項試驗前，先用推/阻校準模型在TPS校準箱中進行第②項試驗，獲得與第③項對應流量系數時的推進系統(tǒng)作用力，對第③項試驗結果進行修正。

圖3 試驗流程圖

1.3 空氣橋的設計及校準方法

空氣橋作為整體式進/排氣試驗技術的關鍵部件，設計時參考了文獻[7]，采用圖4所示布局。其使用了3個柔性節(jié)，其中2個橫置，1個豎置。柔性節(jié)主要由金屬波紋管和浮動環(huán)等組成，每個柔性節(jié)具有2個自由度，使得空氣橋整體具有6個自由度。將空氣橋和天平進行整體設計，空氣橋的兩端分別與天平的固定端和浮動端連接(見圖5)，以保證空氣橋具有合適剛度的前提下，既能輸送高壓空氣，又對天平測力的影響很小且穩(wěn)定，可通過校準進行修正。

圖4 空氣橋布局示意圖

對空氣橋的校準，主要包括校準空氣橋的附加剛度、內部通氣壓力、內部氣體流動和溫度變化等對天平的影響。校準方法為：(1)對于附加剛度的影響，通過在天平校準裝置上對空氣橋/天平組合體進行整體校準，在校準過程中附加了剛度影響，得到附加空氣橋剛度影響的天平公式。(2)對于空氣橋內部壓力、內部氣體流動和溫度變化的影響，在試驗前把空氣橋、天平、通氣支桿等安裝于調試架上，通過改變系列通入空氣橋的空氣壓力、流動速度和溫度，分別獲得天平載荷與之對應的變化關系式，在風洞試驗數據處理中進行修正。

圖5 空氣橋/天平組合示意圖

2 推/阻校準方法及風洞試驗數據修正

2.1 氣動/推進系統(tǒng)劃分方法

為把整體式進/排氣試驗所得載荷中的模型氣動載荷與推進系統(tǒng)作用力剝離開，首先要確定飛機模型氣動/推進系統(tǒng)的劃分方法。

按照發(fā)動機推力的定義[16-17]，兼顧發(fā)動機設計和飛機設計需求，把推力表示為上游無窮遠和發(fā)動機出口站位之間的動量變化量，即:

(1)

ρ、V、A為發(fā)動機各站位處的氣流密度、速度和流管截面積。如圖6所示，c站位和e站位分別代表發(fā)動機入口和出口處，∞站位代表上游無窮遠處。

XN為標準凈推力，等式右邊第一項為總推力，第二項為沖壓阻力。在整體式進/排氣模擬方法中，天平測量得到的總載荷除了含模型的氣動載荷外，還含公式(1)中的凈推力對模型的作用力，需從天平測量總載荷中扣除。

圖6 發(fā)動機推力定義的站位示意圖

按照公式(1)的定義，推進系統(tǒng)應包括∞站位與c站位之間的自由流管、進氣道唇口和內流道、引射器、噴管。從全機模型上把相應部分剝離出來，命名為推/阻校準模型(見圖7)。

圖7 推/阻校準模型示意圖

校準時，在進氣道前端安裝喇叭嘴進行整流，模擬發(fā)動機∞站位與c站位之間的流管作用力。通過TPS校準箱的天平測量喇叭嘴+進氣道+引射器+噴管的載荷，獲得符合公式(1)定義規(guī)范的發(fā)動機推力。

2.2 推/阻校準方法

如圖8所示，將推/阻校準模型安裝于校準箱的模型支撐裝置上，并保證模型縱軸線與箱體的縱軸線平行，模型噴口截面與箱體縱軸線垂直；模型進氣道入口和噴管出口分別連通大氣環(huán)境和校準箱內環(huán)境。通過控制標準高壓文氏管來控制引射器的高壓供氣流量，進而改變引射器的引射流量，實現變進氣流量模擬；控制校準箱內外壓力差，模擬噴管處的環(huán)境氣流流速。

圖8 推/阻校準試驗示意圖

通過改變系列需要模擬的進氣流量，得到模型各參數的測量值與標定值之間的關系(見圖9)。校準時，在模擬發(fā)動機不同排氣落壓比NPR(噴管進口總壓與出口靜壓之比)下，由TPS校準箱的標準高壓文氏管、低壓文氏管和校準箱專用天平，標出模型的進氣流量mI,標定、排氣流量mJ,標定值，以及推力Fx標等。同時，由壓力測量系統(tǒng)和安裝在模型內的總壓探頭、靜壓探頭、溫度傳感器測量出相應條件下的壓力參數、溫度參數等，計算出模型進氣流量mI,測量、排氣速度VJ,測量、排氣流量mJ,測量的測量值。由公式(2)～(3)得到進氣流量和排氣流量的校準系數：CdI、CdJ。

CdI=mI,標定/mI,測量

(2)

CdJ=mJ，標定/mJ,測量

(3)

圖9 校準參數示意圖

CVJ=Fx標/(mJ,標定·VJ,測量)

(4)

在校準試驗中，同時獲得校準模型的力矩參考點(在該點上僅有作用力、沒有力矩)和推力偏角，以用于全機風洞試驗中扣除因推力軸線與模型體軸線不重合而引起的力和力矩。力矩參考點MRP和推力偏角εy、εz的計算公式為：

MRP=Fmz標/Fy標-x0

(5)

εy=atan(Fy標/Fx標)

(6)

εz=atan(Fz標/Fx標)

(7)

其中，x0為天平校準中心在校準模型坐標軸系中的軸向坐標，Fmz標和Fx標、Fy標、Fz標分別為天平所測的俯仰力矩、軸向力、法向力和側向力載荷。

2.3 風洞試驗數據修正方法

2.3.1 風洞試驗中推進系統(tǒng)作用力的測量方法

把推/阻校準模型復位到全機模型上，在中國空氣動力研究與發(fā)展中心的8 m×6 m風洞內進行全機模型進/排氣驗證試驗。給定不同NPR時(對應校準試驗相應的NPR)，測量出全機模型進氣道出口截面和噴管出口截面處的總壓p′t、靜壓p′s、總溫T′t，根據校準試驗相同算法，計算出全機模型進氣流量m′I,測量、排氣流量m′J,測量、排氣速度V′J,測量的值。利用校準系數，得到全機模型實際的進氣流量mI、排氣流量mJ和排氣速度VJ：

mI=CdI·m′I,測量

(8)

mJ=CdJ·m′J,測量

(9)

VJ=CVJ·V′J,測量

(10)

收斂噴管的出口處氣流為臨界流動時，氣流完全膨脹，此時pe=p∞；根據公式(1)計算凈推力和總推力：

XN凈=mJ·VJ-mI·V∞

(11)

XN總=mJ·VJ

(12)

推力在法向和側向上的分量為：

Fy=XN總·tan(εy)

(13)

Fz=XN總·tan(εz)

(14)

經坐標轉換和軸系轉換，把推進系統(tǒng)相對于校準模型力矩參考點MRP的作用力轉化到全機模型體軸系下的軸向力、法向力和側向力，分別表示為Fxt、Fyt、Fzt，用在公式(15)中進行數據修正。

2.3.2 對推進系統(tǒng)作用力的修正方法

全機進/排氣風洞試驗時，由天平測量出模型體軸系下各載荷分量Xt、Yt、Zt、Mzt、Myt、Mxt，經公式(15)對推進系統(tǒng)作用力影響進行修正。

其中，下標帶“修”的是扣除推進系統(tǒng)作用力影響后的各載荷分量；xeng、yeng、zeng為校準模型的力矩參考點MRP在全機模型體軸系內的坐標值；Fxt為推力方向，與模型Xt的定義方向相反。

Yt修=Yt-Fyt

Xt修=Xt-(-Fxt)

Mzt=Mzt-(-Fxt)·yeng-Fyt·xeng

Zt修=Zt-Fzt

Myt修=Myt+(-Fxt·zeng)+Fzt·xeng

Mxt修=Mxt+Fyt·zeng-Fzt·yeng

(15)

最后，對修正后的載荷無量綱化，獲得帶進/排氣影響的試驗數據。不同進氣流量(或不同落壓比)下的進/排氣試驗結果與對應狀態(tài)無動力試驗結果的差值，即為不同流量的進排氣影響的增量。

3 典型試驗結果

3.1 校準試驗結果及分析

圖10給出了落壓比NPR在1.1～1.8之間(對應不同的進氣流量)變化時，各主要參數的校準結果。流量和速度的校準系數都小于1，CdI重復性精度在0.05%內，CdJ和CVJ重復性精度均在0.2%內；在不同NPR值時，CdI值基本保持不變，CdJ和CVJ值隨NPR增大呈減小趨勢。

(a) 進氣流量校準系數

(b) 排氣流量校準系數

(c) 排氣速度校準系數

校準系數小于1表明：在模型上安裝壓力和溫度測量探頭，通過測量的壓力值和溫度計算出來的流量和速度值比實際值偏大。這是由于模型進氣流量、排氣流量和排氣速度的測量值都是通過測量進氣道出口截面和噴管出口處的有限數量離散點的總壓、靜壓和總溫，通過經典方法計算得到的。進氣道出口截面處的流動情況，受進氣道唇口形狀、唇口在模型翼面上的位置、進氣道內流道的型面特征等因素的影響，存在流場畸變情況，有限數量的離散點不能全面反映該測量截面處的流動情況，因而測量值與真實值之間有差值。但在同一個NPR值下，CdI重復性測量精度在0.05%內，說明在固定試驗條件下，測量截面處的流場畸變主要表現為穩(wěn)態(tài)的，有較好的穩(wěn)定性，進氣流量測量值與真實值之間存在的差值也是穩(wěn)定的。

噴管出口截面的流動情況受噴管內流道長度、型面特征、噴管口在模型翼面的位置、引射器高壓射流與被引射流的摻混程度等因素影響，有限數量的離散點不能全面反映該測量截面處的流動情況，是測量值與真實值之間存在差值的主要原因；NPR變化時，引射器高壓射流的強度和分布特征都有變化，使得測量截面處的流場分布發(fā)生變化，引起CdJ和CVJ測量值隨NPR值增大有明顯變化。但在同一個NPR值下，CdJ和CVJ重復性測量精度都在0.2%內，有良好的穩(wěn)定性。

可見，在固定NPR值條件下，進氣道出口截面處和噴管出口截面處的流場具有良好的可重復性，通過校準得到的CdI、CdJ和CVJ值是可靠的。

3.2 風洞驗證試驗結果及分析

利用校準試驗結果，對全機模型整體式進/排氣試驗的測量載荷進行了推進系統(tǒng)作用力的扣除修正，得到有進/排氣影響的試驗結果，并與計算結果進行了對比。

圖11為整體式進/排氣風洞試驗的阻力系數在修正推進系統(tǒng)推力影響前后的典型結果。其中，“進排氣，未修正”曲線為帶進排氣試驗的原始數據曲線；“進排氣，修正后”曲線為扣除推進系統(tǒng)推力后的結果曲線。計算結果是在相同的模型上，給定與進/排氣風洞試驗相同的進氣參數、排氣參數和外流等條件下計算得到的。

圖11 進/排氣效應對阻力的影響典型結果

未進行推進系統(tǒng)作用力扣除修正時，試驗所得的阻力是一項較大的負值，是由于按照整體式進/排氣引射模擬試驗方法，推進系統(tǒng)的推力和模型的氣動載荷一起由天平測得，推力方向與模型氣動阻力方向相反，其絕對值遠大于阻力，故表現為較大的負阻力。按本文的方法，用推/阻校準結果對進/排氣試驗結果進行推進系統(tǒng)作用力修正后，得到的結果在規(guī)律性和量值上同計算結果在失速前吻合較好，進/排氣效應對全機氣動特性的影響規(guī)律與設計預期目標一致，證明了整體式進/排氣引射模擬試驗方法及推/阻校準方法的合理性。

4 結 論

(1) 扁平融合布局飛機整體式進/排氣模擬試驗方法及推/阻校準方法可較準確地校準進氣流量、排氣流量和排氣速度，實現整體式進/排氣風洞試驗測量載荷數據中模型氣動載荷與推進系統(tǒng)作用力之間的有效剝離，數據修正方法合理。

(2) 利用傳統(tǒng)方法，通過測量離散點流動參數得到飛機的進氣流量、排氣流量和排氣速度與實際值存在誤差，影響進/排氣效應風洞試驗結果準度，需要對測量結果進行校準修正。