飛機(jī)進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架聯(lián)合試驗(yàn)及匹配特性研究

高為民，任智博，王 勤，王曉良

（中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng)110015）

飛機(jī)進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架聯(lián)合試驗(yàn)及匹配特性研究

高為民，任智博，王 勤，王曉良

（中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng)110015）

為了確定發(fā)動(dòng)機(jī)地面裝機(jī)條件下的進(jìn)氣畸變大小，對(duì)1種全尺寸進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架開(kāi)展進(jìn)發(fā)聯(lián)合試驗(yàn)研究。試驗(yàn)速度條件為飛機(jī)靜止?fàn)顟B(tài)，對(duì)應(yīng)飛機(jī)迎角為0°，馬赫數(shù)為0。參試進(jìn)氣道為2元外壓式超聲速進(jìn)氣道，參試發(fā)動(dòng)機(jī)為大推力雙轉(zhuǎn)子帶加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。采用地面臺(tái)架聯(lián)合試車(chē)的方法，獲得了不同進(jìn)氣道條件下的進(jìn)發(fā)匹配特性數(shù)據(jù)，包括在發(fā)動(dòng)機(jī)不同工作轉(zhuǎn)速下進(jìn)氣道出口流場(chǎng)的穩(wěn)態(tài)總壓特性、動(dòng)態(tài)畸變特性等參數(shù)，并與進(jìn)氣道縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析。結(jié)果表明：全尺寸進(jìn)氣道的出口畸變隨發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量增加而增大，與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果一致，但防護(hù)網(wǎng)對(duì)于畸變的影響效果相反。

進(jìn)發(fā)匹配；進(jìn)氣道試驗(yàn)；流動(dòng)畸變；發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架

0 引言

進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的2大主要部件。進(jìn)氣道的作用是捕獲外部空氣，為發(fā)動(dòng)機(jī)提供與工作狀態(tài)匹配的空氣流量,并要保證具有足夠好的流動(dòng)品質(zhì)。衡量進(jìn)氣道性能和進(jìn)發(fā)匹配特性的空氣動(dòng)力學(xué)參數(shù)包括：進(jìn)氣道的流量、總壓恢復(fù)系數(shù)、總壓畸變指數(shù)、紊流度等。

隨著中國(guó)《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓畸變?cè)u(píng)定指南》[1]的頒布，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性研究基本分為相對(duì)獨(dú)立的2個(gè)部分。一部分是在飛機(jī)設(shè)計(jì)單位，采用縮比模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)給出進(jìn)氣道出口流場(chǎng)的特性（包括進(jìn)氣道工作流量、總壓恢復(fù)、畸變指數(shù)等）；另一部分是在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)單位，采用發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)（包括壓氣機(jī)）地面臺(tái)架性能試驗(yàn)、插板試驗(yàn)、高空臺(tái)試驗(yàn)，給出發(fā)動(dòng)機(jī)的工作特性（包括性能、穩(wěn)定性裕度等）。通常通過(guò)對(duì)相關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析評(píng)價(jià)進(jìn)發(fā)匹配特性（或者是發(fā)動(dòng)機(jī)安裝特性）。采用真實(shí)飛機(jī)進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)進(jìn)行進(jìn)發(fā)匹配特性檢查的工作開(kāi)展較少[2-5]，其部分原因是，中國(guó)的高空臺(tái)試驗(yàn)設(shè)備能力尚無(wú)法支持大推力級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)研究。

為了準(zhǔn)確模擬發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行條件下的性能和工作穩(wěn)定性，美、英、俄等國(guó)都建設(shè)有大型自由射流試驗(yàn)艙并有完善的測(cè)試與評(píng)估準(zhǔn)則[6-9]。如美國(guó)的航空推進(jìn)系統(tǒng)試驗(yàn)設(shè)備（ASTF）可以模擬飛行條件：最大飛機(jī)高度30 km、最大飛行馬赫數(shù)3.8、迎角和側(cè)滑角基本覆蓋飛機(jī)的機(jī)動(dòng)飛行范圍。目前，中國(guó)的這些試驗(yàn)設(shè)備和技術(shù)還不成熟，飛行條件下的大尺寸進(jìn)氣道/大推力發(fā)動(dòng)機(jī)匹配工作情況還不能采用地面設(shè)備進(jìn)行模擬和評(píng)判。通過(guò)分析進(jìn)發(fā)匹配試飛和風(fēng)洞試驗(yàn)的數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，在地面起飛狀態(tài)下進(jìn)氣道出口流場(chǎng)的畸變指數(shù)很大，接近飛機(jī)亞聲速大迎角機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的畸變指數(shù)。從而提出了采用地面臺(tái)架進(jìn)行進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)，用以分析亞聲速條件下的進(jìn)發(fā)匹配特性[10-15]。

本文描述1種全尺寸進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架聯(lián)合試驗(yàn)情況。試驗(yàn)速度條件針對(duì)飛機(jī)靜止?fàn)顟B(tài)，參試進(jìn)氣道為2元外壓式超聲速進(jìn)氣道，參試發(fā)動(dòng)機(jī)為大推力雙轉(zhuǎn)子帶加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。試驗(yàn)中測(cè)量了發(fā)動(dòng)機(jī)不同工作轉(zhuǎn)速下的進(jìn)氣道出口流場(chǎng)的穩(wěn)態(tài)總壓特性、動(dòng)態(tài)畸變特性等參數(shù)；同時(shí)，錄取了在飛機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)氣條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性。對(duì)進(jìn)氣道的出口流場(chǎng)參數(shù)與進(jìn)氣道縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析。

1 試驗(yàn)設(shè)備與試驗(yàn)安排

1.1 試驗(yàn)裝置簡(jiǎn)介

參試的飛機(jī)進(jìn)氣道為1種2元外壓式可調(diào)節(jié)超聲速進(jìn)氣道，進(jìn)氣道下部前緣后設(shè)置有百葉窗式輔助進(jìn)氣門(mén)，進(jìn)氣道內(nèi)部安裝有金屬防護(hù)網(wǎng)。參試的發(fā)動(dòng)機(jī)為1種大推力帶加力的雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。

試驗(yàn)臺(tái)架為具備6分量測(cè)力系統(tǒng)并可監(jiān)控發(fā)動(dòng)機(jī)多項(xiàng)參數(shù)的室內(nèi)整機(jī)試車(chē)臺(tái)。試驗(yàn)裝置的安裝情況如圖1所示。

1.2 測(cè)試系統(tǒng)簡(jiǎn)介

1.2 .1 測(cè)試點(diǎn)布置

進(jìn)氣道流動(dòng)參數(shù)的測(cè)量點(diǎn)布置在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口前的AIP截面和1-1截面處，如圖2所示。在AIP截面處布置有空間6×5支總壓受感部，每支受感部位于每個(gè)等環(huán)面的質(zhì)量中心，壁面周向布置6支靜壓測(cè)點(diǎn)，如圖3所示。在1-1截面處，6支周向均勻布置的動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量點(diǎn)位于相對(duì)半徑0.9Rout處，如圖4所示。

1.2.2 測(cè)試系統(tǒng)

穩(wěn)態(tài)壓力測(cè)試由1次儀表（總壓受感部）、連接氣路、2次儀表（壓力掃描單元）及計(jì)算機(jī)構(gòu)成。總壓受感部的測(cè)試精度達(dá)到0.3%；2次儀表選用壓力掃描單元，精度為0.05%FS；壓力掃描單元將采集到的壓力信號(hào)轉(zhuǎn)換為電信號(hào)，利用計(jì)算機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，壓力信號(hào)采樣頻率為10～15 Hz。

動(dòng)態(tài)壓力測(cè)試分析系統(tǒng)由動(dòng)態(tài)壓力受感部、直流信號(hào)調(diào)理器、高速數(shù)據(jù)采集及計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)處理分析系統(tǒng)組成。動(dòng)態(tài)流場(chǎng)測(cè)試采用動(dòng)態(tài)壓力受感部將壓力轉(zhuǎn)變?yōu)殡娦盘?hào)，經(jīng)信號(hào)調(diào)理器放大后，進(jìn)入實(shí)時(shí)處理分析系統(tǒng)，進(jìn)口流場(chǎng)數(shù)據(jù)濾波截止頻率為1k Hz，采樣頻率為5k點(diǎn)/s，試驗(yàn)時(shí)實(shí)時(shí)計(jì)算T=5 s內(nèi)的流場(chǎng)面平均紊流度、各測(cè)點(diǎn)的紊流度及渦旋尺度。整個(gè)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)測(cè)試精度為10%。

1.2 .3 測(cè)試參數(shù)計(jì)算

總壓恢復(fù)系數(shù)σ

式中：P0∞為進(jìn)氣道前未擾動(dòng)氣流總壓；P02為AIP截面測(cè)得的30點(diǎn)總壓

穩(wěn)態(tài)周向壓力畸變指數(shù)

式中：σav為AIP截面的平均總壓恢復(fù)系數(shù)；σ0為低壓區(qū)內(nèi)平均總壓恢復(fù)系數(shù)，計(jì)算方法為σ0=

面平均紊流度εav

各測(cè)點(diǎn)的紊流度εi

各測(cè)點(diǎn)的脈動(dòng)總壓的均方根值△PiRMS

式中：picp為第i測(cè)點(diǎn)脈動(dòng)總壓平均值；n為采樣點(diǎn)數(shù)；pij為第i測(cè)點(diǎn)脈動(dòng)總壓。

1.3 試驗(yàn)計(jì)劃安排

參試發(fā)動(dòng)機(jī)在完成暖機(jī)程序后，進(jìn)行進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)匹配特性試驗(yàn)，錄取發(fā)動(dòng)機(jī)在不同轉(zhuǎn)速下的進(jìn)氣道出口流場(chǎng)參數(shù)。進(jìn)氣道調(diào)節(jié)板固定，防護(hù)網(wǎng)分為打開(kāi)和關(guān)閉2種工作狀態(tài)。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 進(jìn)氣道出口流場(chǎng)特征

在進(jìn)氣道出口截面，穩(wěn)態(tài)總壓顯示出明顯的不均勻特征，如圖5所示。高壓區(qū)位于進(jìn)氣道的頂部，低壓區(qū)位于進(jìn)氣道的底部，這一流場(chǎng)特征在全尺寸進(jìn)/發(fā)聯(lián)試與進(jìn)氣道縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)中的結(jié)果一致。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)低壓換算轉(zhuǎn)速的增加（在風(fēng)洞試驗(yàn)中，表現(xiàn)為進(jìn)氣道流量系數(shù)增加），這種高壓區(qū)在上、低壓區(qū)在下的流場(chǎng)特征基本不變，但高、低壓差不斷增大，表現(xiàn)為總壓恢復(fù)系數(shù)會(huì)下降，畸變指數(shù)會(huì)增加。

進(jìn)氣道出口的這種流場(chǎng)特征與進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)組成密切相關(guān)，在進(jìn)氣道正下方的輔助進(jìn)氣門(mén)上方，安裝有孔徑較小的防護(hù)網(wǎng)，氣流通過(guò)防護(hù)網(wǎng)后總壓會(huì)明顯降低。防護(hù)網(wǎng)放下時(shí)，只有通過(guò)輔助進(jìn)氣門(mén)進(jìn)氣才通過(guò)防護(hù)網(wǎng)，導(dǎo)致進(jìn)氣道下半部分氣流壓力降低，上半部分氣流損失較小。

2.2 進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)特性

進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)隨著發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流量的增加而下降（如圖6所示），在流量比較大的區(qū)域幾乎呈線(xiàn)性下降。進(jìn)氣道防護(hù)網(wǎng)打開(kāi)也會(huì)明顯降低進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)。對(duì)比風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)試測(cè)得的總壓恢復(fù)系數(shù)更低，在大流量條件下差值接近5%。

2.3 進(jìn)氣道出口流場(chǎng)畸變特性

2.3 .1 綜合壓力畸變特性

與第2.1節(jié)分析的進(jìn)氣道出口流場(chǎng)特征結(jié)論一致，進(jìn)氣道出口的綜合壓力畸變指數(shù)隨著發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流量的增加而增加（如圖7所示），在流量比較大的區(qū)域呈非線(xiàn)性增加趨勢(shì)。在全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)試的測(cè)量結(jié)果中，防護(hù)網(wǎng)明顯降低了進(jìn)氣道出口流場(chǎng)的綜合壓力畸變指數(shù)，這一點(diǎn)與風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)論不一致（原因分析另文論述）。從進(jìn)氣道防護(hù)網(wǎng)的工作原理上看，其作用可以減小進(jìn)氣道流動(dòng)中的分離渦尺度，對(duì)降低進(jìn)氣道出口流場(chǎng)的綜合畸變指數(shù)有利。

2.3 .2 穩(wěn)態(tài)周向畸變特性

進(jìn)氣道出口的穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)與綜合壓力畸變指數(shù)的變化規(guī)律一致，均隨發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流量的增加而增加，如圖8所示。在流量比較大的區(qū)域呈非線(xiàn)性增加趨勢(shì)。同樣，在全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)試的測(cè)量結(jié)果中，防護(hù)網(wǎng)明顯降低了進(jìn)氣道出口流場(chǎng)的穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)，這一點(diǎn)與風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)論不一致。

進(jìn)氣道出口的穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)占綜合壓力畸變指數(shù)的比例，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流量的增加幾乎呈線(xiàn)性規(guī)律增加，如圖9所示。在流量比較大的區(qū)域，這個(gè)比例在全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)試測(cè)量結(jié)果中達(dá)到75%以上，在進(jìn)氣道縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)中也達(dá)到70%以上。這個(gè)比例值遠(yuǎn)高于發(fā)動(dòng)機(jī)插板試驗(yàn)（用于發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性研究）的結(jié)果。即插板試驗(yàn)得到發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)中的動(dòng)態(tài)畸變占的比例更大，可以達(dá)到綜合壓力畸變指數(shù)的50%左右。

2.3 .3 動(dòng)態(tài)畸變特性

進(jìn)氣道出口的動(dòng)態(tài)畸變指數(shù)隨著發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流量增加呈線(xiàn)性規(guī)律增加，如圖10所示。當(dāng)動(dòng)態(tài)畸變指數(shù)大于某一值時(shí)，這個(gè)線(xiàn)性斜率會(huì)擴(kuò)大。全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)試結(jié)果中的面平均紊流度要比風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果小，且進(jìn)氣道防護(hù)網(wǎng)又明顯降低流場(chǎng)紊流度的作用，這一點(diǎn)在風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果中并不明顯。

詳細(xì)分析每個(gè)動(dòng)態(tài)壓力受感部測(cè)得的紊流度分布可以發(fā)現(xiàn)，隨發(fā)動(dòng)機(jī)低壓換算轉(zhuǎn)速增加，相應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)流量增大，紊流度在不斷上升，如圖11所示；對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)低壓換算轉(zhuǎn)速比較小的狀態(tài)，各測(cè)點(diǎn)的紊流度差別并不大；當(dāng)達(dá)到80%以上，第2測(cè)點(diǎn)Pd2（如圖4中的紊流度測(cè)點(diǎn)布置）和第4測(cè)點(diǎn)Pd4測(cè)得的紊流度明顯大于其它測(cè)點(diǎn)的。這說(shuō)明在進(jìn)氣道出口截面，這2個(gè)測(cè)點(diǎn)所在的區(qū)域氣流分離程度要大于其它區(qū)域的。

3 結(jié)論

全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)了在發(fā)動(dòng)機(jī)真實(shí)工況下對(duì)進(jìn)氣道出口流場(chǎng)特性的測(cè)量，得到以下結(jié)論：

（1）全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)得到的進(jìn)氣道出口截面穩(wěn)態(tài)總壓圖譜與風(fēng)洞試驗(yàn)了流場(chǎng)結(jié)構(gòu)一致，均為高壓區(qū)在上部，低壓區(qū)在下部；

（2）進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)隨發(fā)動(dòng)機(jī)流量的增加而下降，全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)得到的總壓恢復(fù)系數(shù)下降量值大于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果；

（3）綜合壓力畸變指數(shù)隨發(fā)動(dòng)機(jī)流量的增加而上升，全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)得到的綜合壓力畸變指數(shù)上升的量值大于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果；

（4）表征動(dòng)態(tài)壓力畸變特性的進(jìn)氣道出口截面平均紊流度隨發(fā)動(dòng)機(jī)流量增加呈線(xiàn)性規(guī)律上升，全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)得到的面平均紊流度要小于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。

[1]國(guó)防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會(huì).GJB/Z 64-2004航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓畸變?cè)u(píng)定指南[S].北京：中航一集團(tuán)，2004.National Defense Science and Technology Industry Committee.GJB/Z 64-2004 Standard Guide for evaluating the total pressure distortion of aircraft turbine jet and turbine fan engine[S].Beijing:AVICⅠ:1-15.

[2]江勇，陶增元，張發(fā)啟，等.某型飛機(jī)進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)地面匹配實(shí)驗(yàn)研究.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2003，18（4）：554-557.JIANG Yong,TAO Zengyuan,ZHANG Faqi,et al.Matching test of an aircraft inlet and engine on the ground [J].Journal of Aerospace Power,2003,18(4):554-557.(in Chinese)

[3]王如根，江勇，桑增產(chǎn)，等.飛機(jī)進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)匹配工作流場(chǎng)測(cè)試和分析[J].航空計(jì)測(cè)技術(shù)，1998，18（5）：11-13.WANG Rugen,JIANG Yong,SANG Zengchan,et al.Test and analysis of the flow field on air inlet/engine matching operation[J].Aviation Metrology and Measurement Technology,1998,18(5):11-13.(in Chinese)

[4]張發(fā)啟，江勇，桑增產(chǎn)，等.某型飛機(jī)進(jìn)氣道對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和臺(tái)架點(diǎn)的影響[J].推進(jìn)技術(shù)，2001，22（2）：137-138.ZHANG Fa:qi,JIANG Yong,SANG Zengchan,et al.Effect of inlet on the engine performance and platform point for aircraft[J].Journal of Propulsion Technology,2001,22(2):137-138.(in Chinese)

[5]汪濤，江健，史建邦.進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性試飛中總壓畸變數(shù)據(jù)的采集與處理[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2012，25（2）：54-58.WANG Tao,JIANG Jian,SHI Jianbang.Acquisition and processing of total pressure distortion data in inlet/engine compatibility flight test[J].Gas Turbine Experiment and Research,2012,25(2):54-58.(in Chinese)

[6]The Engineering Society for Advancing Mobility Land Sea Air and Space.SAE ARP 1420B.Gas Turbine Engine Inlet Flow Distortion Guidelines[S].US:SAE Technical Standards Board,2002.

[7]The Engineering Society for Advancing Mobility Land Sea Air and Space.SAE AIR 5687.Inlet/Engine Compatibility-From Model to Full Scale Development[S].US:SAE Technical Standards Board,2011:1-94.

[8]The Engineering Society for Advancing Mobility Land Sea Air and Space.SAE AIR 1419A.Inlet Total-Pressure-Distortion Considerations for Gas Turbine Engines[S].US:SAE Technical Standards Board,2011:10-279.

[9]Norby W P.Small scale inlet testing for low cost screening applications[R].AIAA-90-1926,1990.

[10]惠增宏，張理，竹朝霞，等.進(jìn)氣道實(shí)驗(yàn)中動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集及處理方法研究[J].實(shí)驗(yàn)力學(xué)，2002，17（1）：48-54.HUI Zenghong,ZHANG Li,ZHU Zhaoxia,et al.A research on the dynamic data sampling and processing in air-inlet duct test[J].Journal of Experimental Mechanics,2002,17(1):48-54.(in Chinese)

[11]葉巍，喬渭陽(yáng)，侯敏杰.某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)模擬板設(shè)計(jì)與校準(zhǔn)[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2010，25（3）：641-646.YE Wei,QIAO Weiyang,HOU Minjie.Design and calibration of a certain aircraft/engine’ssimulation board [J].Journalof Aerospace Power,2010,25(3):641-646.(in Chinese)

[12]Stevens C H,Spong E D,Hammock M S.F-15 in-let/engine test techniques and distortion methodologies studies [R].NASA-CR-1978-1444866.

[13]Bowditch D N,Coltrin R E.A Survey of inlet/engine distortion capability[R].AIAA-1983-1166.

[14]Andrew J Y,Ronald J R,Richard R B,et al.Design and development of an F/A-18 inlet distortion rake:a cost and time saving solution[R].AIAA-1994-2132.

[15]Willam T C.History,philosophy,and future directions of aircraft propulsion system/inlet integration[R].ASME 2004-GT-54210.

Combination Test and Match Characteristics Research of an Aircraft Inlet/Engine Testbed

GAO Wei-min,REN Zhi-bo,WANG Qin,WANG Xiao-liang
（AECC Shenyang Engine Research Institute,Shengyang 110015,China）

In order to determine the distortion under the engine installed conditions,a combination test were studied on a full scale inlet and an engine ground testbed.The speed condition of the test was simulated at the aircraft stationary state,the corresponding angle of attack was 0°and mach was 0.The tested inlet was a two-dimensional external-compression supersonic inlet,the tested engine was a large thrust double spod turbofan with afterburer.Using the ground testbed combined test method，the test got the inlet characteristic parameters including steady-state pressure distortion,time-variant distortion at the Aerodynamic Interface Plane(AIP)in various engine rotating speed,and test results were compared with the wind-tunnel.Results show that the distortion of full scale inlet increases with the engine air flow increases,which is consistent with the results of scale model test in the wind-tunnel,but the effect of the protective net on the distortion is opposite against the wind-tunnel.

inlet engine matching;inlet test;flow distortion;engine testbed

V235.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.04.013

2016-04-11 基金項(xiàng)目：航空動(dòng)力基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助

高為民（1964），男，自然科學(xué)研究員，從事飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)、進(jìn)發(fā)匹配設(shè)計(jì)工作；E-mail：Gao_weimin@hotmail.com。

高為民，任智博，王勤，等.某型飛機(jī)進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架聯(lián)合試驗(yàn)及匹配特性研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2017，43（3）：74-78.GAOWeimin,REN Zhibo,WANGQin,et al.Combination test and match characteristics research ofan aircraft inlet/engine testbed[J].Aeroengine，2017，43（3）：74-78.

（編輯：趙明菁）