分離形式后體噴流試驗技術(shù)及阻力修正方法

鄧祥東,郭大鵬,季 軍,白玉平,楊慶華

(中航工業(yè)空氣動力研究院 高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室,遼寧 沈陽 110034)

分離形式后體噴流試驗技術(shù)及阻力修正方法

鄧祥東*,郭大鵬,季 軍,白玉平,楊慶華

(中航工業(yè)空氣動力研究院 高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室,遼寧 沈陽 110034)

詳細介紹了分離形式后體噴流模型設計中需要注意的關(guān)鍵技術(shù)問題，以及相應的設計方法。針對某型飛機高速風洞后體噴流測力試驗，以提高分離形式后體噴流試驗中的阻力測量精度為目的，精細化設計后體噴流模型的密封以及內(nèi)外腔壓監(jiān)測點，采用對風洞試驗中天平阻力項結(jié)果進行修正的方法，得到與國外同類型試驗阻力測量精度相一致的結(jié)果，阻力測量精度0.0005，證明該修正方法能有效地應用于分離形式后體噴流試驗阻力數(shù)據(jù)的修正，精度滿足國軍標阻力測量指標。

后體；噴流；阻力；腔壓；修正

0 引 言

推進系統(tǒng)與飛機后體之間的優(yōu)化布局設計，一直是現(xiàn)代高性能戰(zhàn)機關(guān)注的關(guān)鍵技術(shù)之一，尤其是對于高敏捷性、具備過失速能力機動飛行[1]的三代戰(zhàn)機及其改進機型，以及把推力矢量作為標準配置的四代戰(zhàn)機。一方面，這些飛機通常會裝配幾何外形可變的發(fā)動機噴管，以期在飛機全馬赫數(shù)范圍以及全發(fā)動機落壓比條件下，提供高效的推力性能。另一方面，相對于推力性能的實現(xiàn)，噴管與后體間的布局設計也是十分重要的。因為它會影響飛機后體的形狀，最終引起飛機阻力特性的變化。大量的研究表明，由于噴管與后體之間的不利干擾，將會改變飛機后體表面的壓力分布，引起氣流分離，最終在飛機的后體部位，產(chǎn)生較大的阻力損失，而且這種損失在噴管巡航狀態(tài)下，比噴管在加力狀態(tài)表現(xiàn)得更為明顯[2-3]。對于雙噴構(gòu)型的飛機，由于兩個噴管之間存在強干擾，加劇了流場的復雜性，阻力損失情況也更為復雜。

由于噴管與后體相互干擾而表現(xiàn)出來的這種復雜的氣動現(xiàn)象，各航空技術(shù)發(fā)達國家均開展了大量的試驗研究工作。以NASA 蘭利研究中心為例，在20世紀70、80年代，發(fā)展了完善的全機和飛機后體噴流測力、測壓試驗設備及推力轉(zhuǎn)向噴管地面試驗臺，進行了大量的研究試驗，在噴流影響研究以及推力轉(zhuǎn)向試驗技術(shù)的發(fā)展過程中起到了重要作用[4-6]。俄羅斯在多座低速風洞均具有噴流影響及推力轉(zhuǎn)向試驗技術(shù)，模擬落壓比NPR最大可達10[7]。英國也在噴流影響以及推力轉(zhuǎn)向試驗領(lǐng)域開展了大量的風洞試驗研究工作[8]。

另外AEDC也具備完善的噴流影響和推力轉(zhuǎn)向試驗設備及成熟的試驗技術(shù)，其中噴流影響測力試驗中飛機阻力系數(shù)測量精度可以達到0.0005，與我國常規(guī)測力精度合格指標一致，另外值得一提的是，其發(fā)展的后體壓力技術(shù)形式的噴流影響風洞試驗，其阻力精度可達0.0001[9]。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心在20世紀80 年代末開始噴流影響以及推力轉(zhuǎn)向風洞試驗技術(shù)的研究工作，主要目標是研制適用于進行大迎角、大側(cè)滑角狀態(tài)下噴流影響以及推力轉(zhuǎn)向控制風洞試驗的試驗設備，并掌握相應的試驗技術(shù)，形成能滿足我國第三代殲擊機改型以及第四代殲擊機研制進行噴流影響以及推力轉(zhuǎn)向風洞試驗的能力[10]。

“十二五”期間，中航工業(yè)空氣動力研究院(以下簡稱氣動院)在FL-3風洞全面建設了推力矢量高速風洞試驗設備，并開展了分離形式及一體形式噴流模型試驗技術(shù)的研究工作，使得氣動院完全具備了承擔推力轉(zhuǎn)向氣動特性研究和試驗的能力，能夠為型號提供優(yōu)質(zhì)全面的綜合技術(shù)服務。

為提高分離形式后體噴流模型阻力測量的精度，2014年11月，在中航工業(yè)空氣動力研究院FL-3風洞開展了某型飛機后體噴流測力試驗，解決了模型后體與支撐系統(tǒng)之間的密封問題，保證了腔壓在試驗過程中的穩(wěn)定性，發(fā)展了一套成熟的后體阻力測量與修正試驗技術(shù)，從而提高了阻力數(shù)據(jù)修正的精度，與國外同類型試驗阻力測量精度一致。

1 試驗方法

1.1 試驗原理

試驗采用分離形式后體噴流模型，如圖1所示。供氣管路只與支撐系統(tǒng)相連，噴管與模型之間存在縫隙，即圖1所示的間隙1。模型沿展向從某處截開，模型前端以及整個機翼作為支撐系統(tǒng)的一部分，與天平固定端、支撐系統(tǒng)相連。模型后體作為測量部件與天平測量端相連。模型前后體之間存在縫隙，即圖1所示的間隙2。天平只會測量到模型后體，包括平尾以及垂尾產(chǎn)生的氣動力，噴管的氣動力不會傳遞到天平上。通過有無噴流之間的差值，即得到噴流對模型后體的影響量。

1.2 相似參數(shù)模擬以及實現(xiàn)方法

本次試驗模擬的相似參數(shù)，除了模型幾何尺寸相似的嚴格模擬之外，在氣動上，主要模擬的相似參數(shù)包括外流馬赫數(shù)、尾噴管出口馬赫數(shù)、落壓比。其中，外流馬赫數(shù)由吹風條件嚴格保證，尾噴管出口馬赫數(shù)由噴管面積比以及落壓比共同保證，落壓比由高壓控制系統(tǒng)精確控制尾噴管入口總壓保證，環(huán)境靜壓取每次試驗時的駐室靜壓。

2 噴流試驗專有設備

2.1 高壓氣源系統(tǒng)

整個高壓供氣系統(tǒng)如圖2所示，壓縮空氣自氣源流出，經(jīng)安全閥、總閘閥、三級減壓閥、電動截止閥、科式流量計后進入數(shù)字閥，進行噴流、TPS等試驗時，高壓氣體在經(jīng)過數(shù)字閥后調(diào)節(jié)壓力之后通過供氣膠管、供氣軟接頭和供氣支撐進入飛行器模型噴管噴出。

2.2 噴流壓力控制系統(tǒng)

FL-3風洞采用兩臺高精度數(shù)字閥進行流量及壓力的精確控制，見圖3。該數(shù)字閥壓力控制精度高、可調(diào)范圍寬、響應時間快、效果平穩(wěn)無毛刺，承壓能力10 MPa，工作壓力點3.5 MPa左右，流量調(diào)節(jié)范圍5 g/s～5 kg/s，單次調(diào)節(jié)達到目標值并在誤差范圍帶內(nèi)穩(wěn)定所需時間小于20 s，小流量時所需時間小于10 s，流量波動誤差小于±5 g/s，相對精度達0.1%～0.2%，噴流總壓控制精度約優(yōu)于0.5%。

2.3 噴流流量測量系統(tǒng)

FL-3風洞噴流氣體流量測量選用德國西門子生產(chǎn)的科式流量計，對流體參數(shù)(溫度、壓力、密度、黏度等)進行了全面測量修正，在國外進行過專門的校準，測量精度有保證，流量測量精度0.2%～0.3%。

3 關(guān)鍵技術(shù)問題及設計方法

3.1 模型截斷面以及密封設計

套筒形式的后體測力主要有2個間隙的設計，即1.1節(jié)所示的間隙1和間隙2。對于間隙1，套筒形式的方案一般取為1.5 mm～2.0 mm之間。對于間隙2，一般選擇1.5 mm左右，中間使用肽氟龍進行密封。

同時需要綜合考慮其它因素的影響，間隙的設計原則如下：

(1) 首先在整體方案中確定天平的形式以及具體的安裝位置，以天平在最大后體載荷下的彈性變形量為基本設計依據(jù)；

各組大鼠給藥42 d后，肉眼觀察結(jié)果顯示：各實驗組均發(fā)生了不同程度的牙齦增生，其中頰側(cè)牙齦增生較腭側(cè)明顯；增生牙齦顏色暗紅，質(zhì)地堅韌，探診不易出血，嚴重者呈結(jié)節(jié)狀，且接近或覆蓋部分咬合面；其嚴重程度依次為Nif+CsA組﹥CsA組﹥Nif組﹥對照組(圖2)。

(2) 若需要同時考慮測壓方案，則間隙兼顧測壓尾罩測壓管的引出；

(3) 考慮加工、安裝引起間隙的偏差，縫隙適當?shù)拇?，減少風險。

本文取值較一般性原則保守，最終間隙1選擇為剛度計算結(jié)果的3倍左右，間隙2確定為2.5 mm，中間采用肽氟龍密封。

3.2 后體腔壓影響的修正

套筒形式的后體測力方案，天平所測阻力包含三個部分：天平測量阻力=后體阻力+截斷面壓差阻力+底部阻力。從掌握的資料來看[3]，由于受到高壓噴流的引射效應以及體積效應的影響，后體腔壓與來流靜壓存在較大的差值，而且差值還會隨著馬赫數(shù)的變化，呈現(xiàn)出反號的現(xiàn)象，即產(chǎn)生的附加力既有可能是推力，又有可能是阻力。文獻[2]對此修正方法進行了詳細的介紹。

本次試驗取密封環(huán)內(nèi)腔靜壓等于噴管出口靜壓，則阻力影響修正公式可簡化為：

D=Dbal-(Pes-P∞)(Afus-Aseal)-

式中：D為后體阻力；Dbal為天平的測量值；Pes為肽氟龍密封環(huán)外的靜壓值；本試驗中，沿周向布置了8個靜壓點，試驗數(shù)據(jù)處理中，Pes取這8個靜壓的平均值；P∞為來流靜壓，試驗中取為駐室參考壓力，或在模型頭部設置一靜壓測量點；Afus為截斷面整體的投影面積；Aseal為肽氟龍密封環(huán)內(nèi)部截斷面的投影面積，即圖7所示黃色密封環(huán)內(nèi)部截面積；Pin為肽氟龍密封環(huán)內(nèi)靜壓，本試驗中，沿噴流管道外壁對稱布置了8個靜壓點，數(shù)據(jù)處理中，Pin取這8個靜壓的平均值；Aan值為噴管在截斷面上所侵占的面積，本試驗中，取為兩個噴管侵占面積之和。圖5為測點布置方案圖。

從腔壓修正公式可以看出，要實現(xiàn)后體阻力的精確修正，需要截斷面處的密封效果較好，使得腔內(nèi)無內(nèi)外串流現(xiàn)象，以便Pes以及Pin這兩個參數(shù)在試驗過程中能被準確地測量。

傳統(tǒng)迷宮形式密封效果難以滿足上述要求，本次試驗采用肽氟龍接觸式密封。其原理是在前后體截斷面開槽，擱置肽氟龍密封圈，在軸向及高度方向留有一定的余量，使其可以自由移動，由于肽氟龍材質(zhì)較為柔軟光滑，幾乎不影響天平的測量精度，同時又能承受一定的壓力，阻止外部氣流串流，從而能保證其密封效果。具體的設計方案如圖6所示。

4 結(jié)果及分析

經(jīng)過對天平性能和剛度特性的準確評估，以及對間隙設計原則的準確把握，本次試驗中未出現(xiàn)碰觸現(xiàn)象，試驗數(shù)據(jù)全部有效。

4.1腔壓測量結(jié)果分析

表1是模型在Ma=0.8、迎角2°條件下，進行5次重復性試驗時，腔壓的測量結(jié)果。從表1可以看出，同期進行的5次重復性試驗，密封環(huán)外腔壓最大值與最小值之間僅相差144.5 Pa，密封環(huán)內(nèi)腔壓最大值與最小值之間僅相差198.2 Pa，相對誤差僅分別為0.19%和0.27%，可見內(nèi)腔流動還是比較穩(wěn)定的，內(nèi)外串流現(xiàn)象不明顯。腔壓結(jié)果換算到阻力修正結(jié)果Dc如表2所示(取阻力方向為正)。

表1 腔壓重復性試驗結(jié)果Table 1 Result of repeat test for pressure in cavity

表2 阻力修正值重復性試驗結(jié)果Table 2 Result of repeat test for drag correction

從表2可以看出，上述的腔壓結(jié)果換算到阻力修正結(jié)果Dc，最大值與最小值之間僅相差2.6716 N，約占阻力修正結(jié)果的2.2%。此時天平的測量值也會隨著阻力修正結(jié)果的波動，而產(chǎn)生變化。利用公式4進行處理，最終換算到后體阻力系數(shù)的結(jié)果如表3所示。其中，X*為天平測量值，Cx風軸系下的后體阻力系數(shù)(取阻力方向為正)。

從表3可以看出，天平的測量值由于受到腔壓的嚴重影響，表現(xiàn)為測得一個推力結(jié)果，可見腔壓修正對于后體阻力試驗的重要性。同期進行的5次重復性試驗，經(jīng)過修正后，后體阻力系數(shù)最大值與最小值僅相差0.00034，優(yōu)于國軍標常規(guī)測力試驗阻力測量精度0.0005的要求。

4.2 阻力修正結(jié)果分析

某些馬赫數(shù)情況下的阻力修正試驗結(jié)果如表4所示。從表4中可以看出，在亞聲速時，腔壓影響結(jié)果為一個較大的推力；在Ma=1.18時，變?yōu)樽枇?；且隨著馬赫數(shù)的增加急劇增大，腔壓對天平測量結(jié)果的影響在量值上很大。從表5可以清楚的看到，在各馬赫數(shù)條件下，腔壓結(jié)果與天平測量結(jié)果的比值都是不容忽視的，在Ma=0.8時，達到最大值，為天平測量結(jié)果的1.54倍；腔壓影響結(jié)果隨著馬赫數(shù)的增加，呈現(xiàn)出了正負號的變化。即在Ma=0.6～0.9時，由于噴流的強引射作用，腔壓小于風洞靜壓，從而形成了附加的推力；而當馬赫數(shù)為超聲速之后，噴流的引射作用不再占據(jù)主導地位，體積效應阻礙了腔內(nèi)氣流的流動，形成滯止區(qū)，腔壓高于風洞靜壓，從而形成了附加的阻力。

表4 不同馬赫數(shù)條件下的試驗結(jié)果Table 4 Variation of test result with Mach number

表5 腔壓修正值與天平測量值之比Table 5 Ratio between the value of pressure correction in cavity and the value of balance measuring

4.3 噴流影響規(guī)律分析

對噴流的影響規(guī)律進行了分析，如表6所示，在有噴流狀態(tài)下，后體阻力比無噴流狀態(tài)下有較為明顯的增加。在Ma=0.6、迎角2°時，后體阻力增量約為13N，占比30%左右，后體阻力系數(shù)也呈明顯的增大趨勢。

表6 噴流對后體阻力的影響Table 6 Jet-effects to after-body drag

隨著馬赫數(shù)的變化，同一狀態(tài)下，后體阻力系數(shù)也呈現(xiàn)出了一定的規(guī)律。在馬赫數(shù)0.6～0.9范圍內(nèi)，后體阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的增加而有一定程度的減??；Ma=0.9～1.18時，后體阻力系數(shù)急劇增加；之后直至Ma=1.516，后體阻力系數(shù)繼續(xù)增加，但趨勢放緩。如表7所示(NPR為噴管落壓比)。

表7 后體阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律Table 7 Variation of after-body drag coefficient with Mach number

同一馬赫數(shù)條件下，不斷改變模型噴管總壓，即落壓比條件，后體阻力系數(shù)隨噴流落壓比的增大而增大；但當落壓比大于某個特定值之后，后體阻力系數(shù)不再隨噴流落壓比的增大而增大。如表8所示。

表8 后體阻力系數(shù)隨落壓比的變化規(guī)律Table 8 Variation of after-body drag coefficient with NPR

5 結(jié) 論

(1) 分離形式后體噴流模型腔壓對后體阻力的影響是一個大量，甚至能在亞聲速條件下，導致天平測量結(jié)果反號，必須要經(jīng)過精確的腔壓影響修正，才能得到準確的后體阻力數(shù)據(jù)。

(2) 以本文提出的分離形式后體噴流模型間隙設計原則，對噴管間隙以及模型前后體間隙進行設計，布置防碰報警裝置監(jiān)視整個試驗過程中模型的狀態(tài)，利用肽氟龍對模型前后體間隙進行接觸式密封，能很好地阻滯串流，保證腔內(nèi)流動穩(wěn)定，腔壓測量準確可靠，重復性測量相對誤差僅為0.27%左右，能夠?qū)崿F(xiàn)對后體阻力的精確修正。

(3) 經(jīng)過修正后的后體阻力數(shù)據(jù)，噴流影響規(guī)律正確，阻力測量精度約為0.0005，與國外同類型試驗一致，同時也滿足國軍標常規(guī)測力試驗阻力精度要求，可以有效應用于此類型試驗。

[1]Little F K,et al.Internal aerodynamics manual[M].North American Rockwell Corporation Columbus,Ohio,1970.

[2]Leavitt L D.Effect of empennage location on twin-engine afterbody/nozzle aerodynam characteristics at mach numbers from 0.6 to 1.2[R].NASA TP-2116,1983.

[3]Wing D J.Afterbody/nozzle pressure distributions of a twin-tail twin-engine fighter with axisymmetric nozzles at mach numbers from 0.6 to 1.2[R].NASA TP-3509,1995.

[4]Francis J Capone,Linda S Bangert,Scott C Asbury,et al.The NASA Langley 16-Foot Transonic Tunnel historical overview,facility description,calibration,flow characteristics,and test capabilities[R].NASA TP-3521,1995.

[5]Staff of the Propulsion Aerodynamics Branch.A user’s guide to the Langley 16-Foot Transonic Tunnel comples[R].NASA TM-102750,1990.

[6] Paryz R W.Upgrades at the NASA Langley Research Center national transonic facility[R].NASA Langley Research Center,Hampton,VA 23681-2199.

[7]李明華,曾冬娟.俄羅斯中央空氣流體動力研究院1970～2000年的工作及前景展望[M].沈陽飛機設計研究所,2001.

[8]Bouis X,Chair W G.Sonic nozzles for mass flow measurement and reference nozzles for thrust verification[D].AGARD AR-321,1997.

[9]Smith C L,Bergmann J C,Riddle T R.Current airframe propulsion integration testing techniques at AEDC[R].AIAA 2004-6819.

[10]郭旦平,林俊.2.4 m跨聲速風洞帶渦輪動力模擬器實驗技術(shù)研究[C]//2007年近代空氣動力學年會.銀川,2007.

[11]Carlson J R,Pao S P.Aerodynamic performance predictions of single and twin jet afterbodies[C]//31th Joint Propulsion Conference and Exhibit.San Diego,CA,USA,1995.

[12]Pozniak O M,Haines A B.Afterbody drag measurement at transonic speeds on a series of Ttwin and single jet afterbodies terminating at the jet-exit[R].NASA CP-1266,1973.

[13]Ferri A.Improver nozzle testing techniques in transonic flow[R].AGARD 208,1974.

[14] Jr Price E A.An investigation of F-16 nozzle-afterbody foeces at transonic mach numbers with emphasis on model scale effects[R].AEDC TR-80-57.AFWAL-TR-81-2110.

[15]Capone F J.Aeropropulsive characteristics at Mach numbers up to 2.2 of axisymmetric and nonaxisymmetric nozzles installed on an F-18 model[R].NASA TP-2044,1982.

Sleeve-typeafterbodyjetexperimenttechniqueanditsdragcorrectionmethod

DENG Xiangdong*,GUO Dapeng,JI Jun,BAI Yuping,YANG Qinghua

(AeronauticScienceandTechnologyKeyLabforHighSpeedandHighReynoldsNumber,AVICAerodynamicsResearchInstituteofAeronautics,Shenyang110034,China)

In this paper,we introduced the design method for sleeve-type afterbody jet experiment and key aerodynamic characteristics in the design.In order to improve the accuracy of drag measurement for sleeve-type afterbody jet-effect test of a certain aircraft in a high-speed wind tunnel,a seal form and the positions of pressure measurement were elaborately designed at the nozzle annular clearance gap and cross section,respectively.A correction method was applied to the measured drag.The experiment results show that the accuracy of the measured drag is 0.0005.This accuracy is consistent with that in similar jet experiment conducted in abroad tunnel.In addition,the present correction method used is effective for the drag correction in the sleeve-type jet experiment.The measuring accuracy meets the requirement of the GJB (China National Military Standard).

after-body; jet; drag; pressure; correction

0258-1825(2017)06-0887-06

V211.73

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0113

2015-07-21;

2015-11-16

鄧祥東*(1985-)，男，湖北宜昌人，碩士，工程師,研究方向：高速噴流、推力矢量試驗技術(shù).E-mail:252864809@qq.com

鄧祥東,郭大鵬,季軍,等.分離形式后體噴流試驗技術(shù)及阻力修正方法[J].空氣動力學學報,2017,35(6):887-892.

10.7638/kqdlxxb-2015.0113 DENG X D,GUO D P,JI J,et al.Sleeve-type afterbody jet experiment technique and its drag correction method[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):887-892.