空氣流量組合測量耙的研制及試驗

馬燕榮

(中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

空氣流量組合測量耙的研制及試驗

馬燕榮

(中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

在某型發(fā)動機進口空氣流量測量中，設(shè)計了一種組合測量耙，對發(fā)動機進口空氣流場和附面層壓力分布同時進行測量。組合測量耙的測點分布依據(jù)飛行臺被試發(fā)動機附面層特性模擬計算結(jié)果，結(jié)構(gòu)形式有效減少了測量耙的數(shù)量及安裝空間。試驗結(jié)果表明，利用組合測量耙測量數(shù)據(jù)計算的空氣流量，與被試發(fā)動機理論設(shè)計的空氣流量基本一致。介紹了組合測量耙的研制過程、附面層模擬計算、測量方案布局及試驗結(jié)果，并例舉出附面層測量結(jié)果及空氣流量計算結(jié)果。

航空發(fā)動機；空氣流量測量；附面層測量；組合測量耙；飛行試驗

1 引言

航空發(fā)動機性能試驗中，需要對發(fā)動機的空氣流量進行計算。以往的發(fā)動機飛行測試試驗，通過在發(fā)動機進口安裝總壓耙，對飛行過程中發(fā)動機進口壓力(總、靜壓)進行測量，然后計算出空氣流量。這種測量及計算方法，忽略了進氣道附面層的影響，導(dǎo)致計算的發(fā)動機空氣流量存在較大偏差。如對于S彎進氣道的飛機，在飛行過程中，當(dāng)吸入前機身的來流附面層后，附面層低能流體在彎道曲率變化較大的區(qū)域，容易出現(xiàn)流動分離，進一步加劇流場畸變[1]。因此，如果能在飛行試驗過程中，利用測量的相關(guān)參數(shù)導(dǎo)出表征附面層的特征，不僅能提高發(fā)動機空氣流量計算精度，而且可為準(zhǔn)確評定進氣道設(shè)計提供依據(jù)。

飛行臺試驗中，為對發(fā)動機進口處的附面層進行測量，曾專門設(shè)計了附面層測量耙，安裝于飛行臺被試發(fā)動機吊艙過渡段位置。但由于要計算被試發(fā)動機的空氣流量，必須在同一截面安裝總壓耙對發(fā)動機進口流場進行測量，結(jié)果導(dǎo)致被試發(fā)動機進口測量截面安裝耙臂過多。基于前期研究及試驗結(jié)果，結(jié)合某型發(fā)動機飛行臺試飛，提出研制一種新型組合測量耙，將空氣流量測量耙和附面層測量耙設(shè)計在一起，對發(fā)動機進口空氣流場和附面層壓力分布同時進行測量，以有效減少耙的數(shù)量、安裝工作量及安裝空間。

組合測量耙設(shè)計過程中，為布置附面層總壓測點位置，需確定飛行臺試飛過程中，被試發(fā)動機吊艙過渡段處附面層的厚度，因此首先采用CFD對飛行臺被試發(fā)動機附面層的特性進行模擬計算。

2 附面層模擬計算

2.1 幾何模型的建立與網(wǎng)格劃分

根據(jù)飛行臺被試發(fā)動機吊艙的實際幾何尺寸建立吊艙計算模型?？紤]到利用數(shù)值模擬方法計算高空高速飛行器通常采用壓力遠(yuǎn)場作為邊界條件，在吊艙前端建立一個半徑為5 m的半球，并采用適當(dāng)?shù)墓饣瑘A角連接吊艙前端與遠(yuǎn)場計算區(qū)域。計算幾何模型如圖1所示。

圖1 計算幾何模型Fig.1 Calculated geometrical model

為控制整體網(wǎng)格數(shù)量，提高計算效率，將計算模型分成吊艙區(qū)域和遠(yuǎn)場區(qū)域分別進行網(wǎng)格劃分。遠(yuǎn)場區(qū)域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，吊艙區(qū)域采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。為精確計算吊艙邊界部分附面層特性，邊界區(qū)域采用逐漸增大的邊界層網(wǎng)格。吊艙前端圓角處網(wǎng)格采用等比例增大的模式劃分，主流區(qū)以附面層邊界面為起始面采用等比例增大的結(jié)構(gòu)體網(wǎng)格。計算模型網(wǎng)格如圖2所示。

2.2 計算結(jié)果

采用求解連續(xù)方程、動量方程、能量方程，及標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型加壁面函數(shù)的方法計算。計算過程中，遠(yuǎn)場壓力條件中的靜壓值根據(jù)飛行高度確定，馬赫數(shù)根據(jù)飛行速度和當(dāng)?shù)芈曀俅_定。

對附面層的計算共分三個方面來分析：首先計算飛行高度8 km、飛行速度300 km/h工況，得到附面層特性；其次根據(jù)飛行臺的飛行包線(最大飛行高度12 km，最大飛行速度600 km/h)，保持飛行速度不變，將計算高度從12 km逐步降低到1 km，分析附面層厚度隨飛行高度的變化；最后在保持8 km飛行高度下，將飛行速度從650 km/h降低到50 km/h，分析附面層隨飛行速度的變化。

圖2 計算模型網(wǎng)格Fig.2 Calculated model mesh

圖3為飛行高度8 km、飛行速度300 km/h典型工況下，計算的吊艙內(nèi)速度沿徑向的變化?？梢?，典型工況下吊艙內(nèi)的邊界層厚度為43 mm。

圖3 吊艙內(nèi)速度沿徑向的變化Fig.3 Velocity radial distribution in nacelle

圖4為吊艙內(nèi)附面層厚度隨飛行高度的變化情況。可見，隨著飛行高度的上升，吊艙內(nèi)附面層厚度逐漸增加。

圖4 附面層厚度隨飛行高度的變化Fig.4 Boundary layer thickness vs.altitude

圖5為吊艙內(nèi)附面層厚度隨速度的變化關(guān)系?？梢姡S著飛行速度的增大，附面層厚度逐漸減小。

圖5 附面層厚度隨飛行速度的變化Fig.5 Boundary layer thickness vs.velocity

3 耙體設(shè)計及測量方案

飛行臺被試發(fā)動機進口直徑為905 mm。設(shè)計的組合測量耙為一周向均勻分布的水字形測壓耙，共6支耙臂。6支耙臂在進氣道中央由一組鋼絲阻尼環(huán)串聯(lián)在一起，以減少耙體在試驗中的振動[2]。其中3支耙臂只用于測量空氣流量計算用總壓/靜壓及總、靜壓差(采用皮托管測量)，耙體設(shè)計如圖6 (a)所示，每只耙臂上的測點按等環(huán)面分布，其測點的相對徑向距離從小到大依次為0.408、0.578、0.707、0.817和0.918。另外3支耙臂為獲取附面層內(nèi)的壓力，根據(jù)CFD計算結(jié)果(圖3)，預(yù)估飛行臺被試發(fā)動機附面層厚度在50 mm以內(nèi)，因此去掉⑤號測點，代之以10個密布的總壓測點；其余4個測點仍采用皮托管測量總壓/靜壓及總、靜壓差。考慮到附面層近壁面20%距離內(nèi)影響較大[3]，前5個測點布點間距為5 mm，從第6個測點開始間距增至8 mm，設(shè)計方案如圖6(b)所示。加工過程中，由于耙體與安裝座之間連接工藝需要，對第4個測點位置做了適量調(diào)整，加工完成后的測量耙臂如圖7所示。

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圖6 組合測量耙臂測點分布示意圖Fig.6 Array of probes for new jointed rake

圖7 加工完成后的組合測量耙臂Fig.7 The arm of new jointed rake

圖8 測量耙的安裝示意圖Fig.8 Installation of rakes

在飛行臺被試發(fā)動機過渡段安裝組合測量耙，在同一截面安裝附面層總溫測量耙[4]，安裝示意圖見圖8?？倻販y量耙由3支耙臂組成，每支耙上3個總溫測頭。另外，在耙安裝截面過渡段壁面加裝6個靜壓座，對被試發(fā)動機進口壁面靜壓進行測量。

30個附面層總壓采用美國產(chǎn)的小量程壓差傳感器(P1662)測量，27個皮托管分別采用絕壓傳感器(GYJ-1)和壓差傳感器(P1662)對被試發(fā)動機進口總壓及總、靜壓差進行測量，過渡段壁面靜壓采用絕壓傳感器(GYJ-1)測量。總溫采用K型熱電偶測量。

飛行臺試飛過程中，被試發(fā)動機進口組合測量耙、總溫耙及壁面靜壓測量參數(shù)，由機載KAM500采集器采集，D40F記錄器以固態(tài)盤記錄方式記錄PCM信號，F(xiàn)SM-1A型GPS時間碼發(fā)生器同時為采集器、記錄器提供IRIG-B格式的GPS標(biāo)準(zhǔn)時間，遙測發(fā)射機VTX5540NT、3255天線等將采集器送出的PCM信號發(fā)射到地面進行實時監(jiān)控。

4 附面層測量結(jié)果

結(jié)合該型發(fā)動機飛行臺試飛，新研的組合測量耙在飛行臺上進行了地面試驗和飛行試驗。不同高度、不同速度飛行條件下，被試發(fā)動機同一狀態(tài)，組合測量耙測量數(shù)據(jù)如圖9所示?？梢?，靠近壁面的4個測點在附面層內(nèi)，即附面層厚度約為35 mm。這與前文預(yù)估的附面層厚度在50 mm以內(nèi)的結(jié)果較為吻合。

從工程測量和應(yīng)用角度考慮，附面層厚度相當(dāng)小，同時由于傳感器布置、測量、校準(zhǔn)、計算等誤差，使得試驗測量附面層厚度在精度上很難保證，所以在一定的可接受誤差范圍內(nèi)估算(根據(jù)實際測量結(jié)果)出附面層厚度比較符合工程應(yīng)用需要。

根據(jù)計算及試驗測量數(shù)據(jù)，假定附面層厚度(δ)隨被試發(fā)動機低壓換算轉(zhuǎn)速(n1hs)呈線性變化，附面層厚度計算式可擬合為δ=10.285+0.427n1hs，可用于被試發(fā)動機空氣流量計算。

圖9 飛行過程中的測量數(shù)據(jù)Fig.9 Measured data of flight test

5 流量計算及分析

利用組合測量耙測量數(shù)據(jù)，對被試發(fā)動機的空氣流量進行計算，結(jié)果與被試發(fā)動機的設(shè)計空氣流量基本一致。計算方法及計算結(jié)果如下[5，6]。

分別采用四種方法對被試發(fā)動機的空氣流量進行計算。

方法一：忽略附面層對空氣流量的影響。不帶附面層測點的測量耙上共5個皮托管測點，由試飛數(shù)據(jù)可知，靠近壁面的最外皮托管測點已處于附面層內(nèi)，因此去掉此點，算出每個測點的換算流量，然后累加得出總的換算流量。

方法二：根據(jù)不帶附面層測點的測量耙上靠近壁面的最外皮托管測點的數(shù)據(jù)，計算附面層流量。

方法三：由試飛數(shù)據(jù)可知，帶附面層測點的測量耙中，靠近壁面的最外4個測點處于附面層內(nèi)，根據(jù)這4個測點所測數(shù)據(jù)計算附面層流量。

方法四：根據(jù)附面層測點測量數(shù)據(jù)，計算出附面層的速度分布v，利用最小二乘法擬合出速度關(guān)于附面層測點到壁面距離y的函數(shù)v=f(y)，得到附面層位移厚度，進而得到氣流流通有效面積，最后在此基礎(chǔ)上計算空氣流量。

5.2 計算結(jié)果

按以上四種方法計算的空氣流量如表1所示?？梢姡椒ǘ?、方法三及方法四的計算結(jié)果基本相同或相近，方法一計算結(jié)果明顯偏差。這是由于方法一在計算過程中忽略了附面層影響；另外三種方法均考慮了附面層影響，差異只是選取不同測點數(shù)據(jù)或采用不同計算方法所致。

表1 四種方式計算的空氣流量Table 1 Calculation results of airflow by four different methods

為比較附面層對空氣流量計算的影響，圖10給出了方法一和方法二兩種計算方法獲得的進氣流量隨發(fā)動機低壓換算轉(zhuǎn)速的變化趨勢。可見，考慮附面層影響計算的進氣流量，要小于不考慮附面層影響計算的進氣流量。

圖10 進氣流量隨低壓換算轉(zhuǎn)速的變化Fig.10 Airflow vs.low pressure corrected speed

6 結(jié)論

(1)利用組合測量耙測試數(shù)據(jù)計算的被試發(fā)動機的空氣流量，與發(fā)動機設(shè)計的空氣流量較吻合。研制的空氣流量組合測量耙及其在飛行臺上的測量方案、計算方法，可用于發(fā)動機空氣流量測量；采用組合測量耙可以測量出附面層內(nèi)的壓力變化，為附面層相關(guān)研究提供試驗數(shù)據(jù)支持。

(2)根據(jù)計算結(jié)果對組合測量耙上測點位置進行布置；為減小計算誤差、降低測量誤差，采用皮托管代替?zhèn)鹘y(tǒng)的總壓測點，采用小量程相對壓差傳感器對總、靜壓差進行測量；將發(fā)動機進口空氣流量測量和附面層壓力測量結(jié)合在一起，既符合組合測量耙設(shè)計指標(biāo)，又滿足被試發(fā)動機測試要求，此技術(shù)可推廣應(yīng)用于其他型號發(fā)動機空氣流量測量。

[1]Daggett D L，Kawai R，F(xiàn)riedman D.Blended Wing Body Systems Studies:Boundary Layer Inlets with Active Flow Control[R].NASA CR-2003-212670，2003.

[2]和永進，史建邦，邢雁.某型飛機進氣道測量耙研制[J].燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2008，21(3)：59—62.

[3]Bui T T，Oates D L，Gonsalez J C.Design and Evaluation of a New Boundary-Layer Rake for Flight Testing[R]. NASA TM-2000-209014，2000.

[4]張寶誠.航空發(fā)動機試驗和測試技術(shù)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

[5]陳懋章.粘性流體動力學(xué)基礎(chǔ)[M].北京：高等教育出版社，2002.

[6]吳國釧.附面層理論[M].北京：航空工業(yè)出版社，1989.

Development and Experiment of Jointed Rake for Airflow and Boundary-Layer Measurement

MA Yan-rong
(Chinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China)

During measurement of inlet airflow for an aero-engine,a new jointed rake for airflow and boundary-layer measurement has been designed and built.According to the results of boundary layer char?acteristic analog calculation,the measurement stations were arrayed to reduce the rake number and installa?tion space.The test results show that airflow of an aero-engine computed form measured data by the new jointed rake at flight test agrees with the values of designed.The new rake design,boundary layer simulated calculation,measurement station array and test were presented.The measuring results of boundary layer pressure and calculated airflow results were also exemplified.

aero-engine；airflow measurement；boundary layer measurement；jointed rake；flight test

V217+.3

：A

：1672-2620(2014)03-0054-05

2013-11-11；

：2014-03-04

馬燕榮(1975-)，女，陜西渭南人，高級工程師，碩士，從事航空發(fā)動機工作特性試飛工作。