高速風(fēng)洞一體形式的噴流影響試驗(yàn)技術(shù)研究

季 軍, 宋孝宇, 鄧祥東, 郭大鵬, 李 鵬

(1. 中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 沈陽(yáng) 110034; 2. 高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 沈陽(yáng) 110034)

高速風(fēng)洞一體形式的噴流影響試驗(yàn)技術(shù)研究

季 軍1,2,*, 宋孝宇1,2, 鄧祥東1,2, 郭大鵬1,2, 李 鵬1,2

(1. 中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 沈陽(yáng) 110034; 2. 高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 沈陽(yáng) 110034)

詳細(xì)介紹了FL-3風(fēng)洞一體形式的噴流影響風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，該技術(shù)區(qū)別于分離形式的噴流影響試驗(yàn)技術(shù)，利用波紋管實(shí)現(xiàn)了飛行器模型與噴管的一體化設(shè)計(jì)。天平同時(shí)測(cè)量模型外部氣動(dòng)力和噴管推力，避免了分離形式噴流影響試驗(yàn)技術(shù)存在的噴管幾何不完全相似、模型與噴管易碰觸、腔壓難以準(zhǔn)確修正等問(wèn)題。對(duì)一體形式噴流影響試驗(yàn)技術(shù)的相似參數(shù)、試驗(yàn)原理、波紋管技術(shù)等進(jìn)行了系統(tǒng)介紹，地面調(diào)試及風(fēng)洞試驗(yàn)表明：一體形式的噴流影響試驗(yàn)技術(shù)可以獲得不同落壓比和不同矢量噴流對(duì)飛行器的噴流影響量，在經(jīng)過(guò)進(jìn)一步細(xì)節(jié)優(yōu)化后，將形成成熟的試驗(yàn)?zāi)芰?，并依?jù)該技術(shù)可以發(fā)展噴管性能風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)、一體形式的推力矢量風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)等。

噴流影響；一體形式；分離形式；波紋管系統(tǒng)；推力矢量

0 引 言

美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)和美國(guó)空軍阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)從20世紀(jì)60～90年代，針對(duì)飛行器噴流影響試驗(yàn)開(kāi)展了系統(tǒng)研究，發(fā)展了多種評(píng)估噴流影響的試驗(yàn)技術(shù)[1-2]，目前,AEDC主要有3種[3]成熟的噴流影響試驗(yàn)技術(shù)，即分離形式、應(yīng)用波紋管的一體形式和后體壓力積分形式的試驗(yàn)技術(shù)，如表1所示，其噴流試驗(yàn)阻力系數(shù)精度可達(dá)0.0005，值得一提的是，其發(fā)展的后體壓力積分技術(shù)，阻力精度可達(dá)0.0001。

表1 AEDC 3種典型噴流試驗(yàn)技術(shù)Table 1 Typical jet-effects testing methodology at AEDC

分離形式的噴流試驗(yàn)技術(shù)的主要特點(diǎn)是尾噴管與模型存在間隙，天平不測(cè)量噴管產(chǎn)生的推力，僅測(cè)量模型產(chǎn)生的氣動(dòng)力，通過(guò)測(cè)量噴流與不噴流天平差量的方法得到噴流影響量。該技術(shù)具有試驗(yàn)原理簡(jiǎn)單、所需專用設(shè)備相對(duì)較少、重復(fù)性精度高等優(yōu)點(diǎn)，因此分離形式在國(guó)外較為成熟，成功地應(yīng)用于不同型號(hào)[4-7]，2008～2015年，AEDC應(yīng)用分離形式對(duì)F-35飛機(jī)進(jìn)行不同期的噴流試驗(yàn)[8-9](見(jiàn)圖1)。同樣分離形式在國(guó)內(nèi)風(fēng)洞也已得到了廣泛應(yīng)用[10-11]，試驗(yàn)具有一定的成熟度，但受限于國(guó)內(nèi)高速風(fēng)洞尺寸小等因素，多年的實(shí)踐表明分離形式的高速噴流試驗(yàn)存在一定的技術(shù)瓶頸：

(1) 由于分離形式尾噴管與模型存在間隙(見(jiàn)圖2)，1.5m量級(jí)高速風(fēng)洞間隙量值約3～5mm，導(dǎo)致噴流模型設(shè)計(jì)時(shí)需要縮小尾噴管的比例。例如，實(shí)際單噴飛機(jī)尾噴管縮比后的噴管出口直徑約50mm，雙噴飛機(jī)約35mm，如果取間隙3mm進(jìn)行噴管的縮放，則使單噴飛機(jī)噴流相似參數(shù)Aj/A∞(Aj為噴管出口面積，A∞為飛機(jī)特征面積)的模擬量一般小于85%，雙噴飛機(jī)一般小于70%，該值的不完全模擬影響噴流實(shí)際作用效果。

(2) 分離形式另一個(gè)極大的難點(diǎn)是存在模型與噴管碰觸的問(wèn)題。由于高速風(fēng)洞尺寸小、模型載荷大、天平引起的模型變形大，模型后體與噴管碰觸的問(wèn)題一直難以很好地解決，遇到大迎角、帶矢量噴管的推力矢量試驗(yàn)碰觸的風(fēng)險(xiǎn)更大，該問(wèn)題一直制約著分離形式在高速風(fēng)洞的成熟應(yīng)用。

(3) 分離形式還存在腔壓難以準(zhǔn)確修正的問(wèn)題。由于分離形式模型內(nèi)部為一個(gè)大腔體，例如圖1中F-35模型腔體，該腔內(nèi)壓力由于噴管噴流或外流引射而高于或低于環(huán)境壓力，一旦腔壓存在波動(dòng)則腔壓對(duì)天平的附加力難以準(zhǔn)確修正，影響試驗(yàn)精準(zhǔn)度。

而一體形式作為分離形式噴流影響試驗(yàn)技術(shù)的補(bǔ)充[9]，可以有效地避免以上問(wèn)題，但國(guó)內(nèi)對(duì)該技術(shù)研究較少。為此，本文嘗試進(jìn)行一體形式噴流影響試驗(yàn)技術(shù)的研究。

1 試驗(yàn)相似參數(shù)及原理

1.1 相似參數(shù)的模擬

噴流影響試驗(yàn)有5個(gè)相似參數(shù)：

模型與飛行器噴流落壓比相等：

模型與飛行器噴管出口馬赫數(shù)相等：

模型與飛行器噴管出口面積比相等：

噴流介質(zhì)比熱比相等：

噴流氣體常數(shù)與溫度乘積相等：

噴流試驗(yàn)中，如果以上5個(gè)參數(shù)與飛機(jī)相同，同時(shí)模型幾何外形與外流場(chǎng)(馬赫數(shù)Ma、雷諾數(shù)Re)又分別與飛機(jī)相似或相同，則噴流試驗(yàn)完全模擬了飛機(jī)噴流流場(chǎng)。

但實(shí)踐表明，同時(shí)模擬5個(gè)參數(shù)十分困難，只能依據(jù)所研究問(wèn)題的性質(zhì)，選擇主要參數(shù)保持相似。本文一體形式噴流試驗(yàn)技術(shù)可以完全模擬公式(1)、(2)和(3)，由于此次噴流氣體采用冷空氣進(jìn)行試驗(yàn)，忽略了氣體組分(4)和溫度(5)的影響。

1.2 試驗(yàn)原理

一體形式的噴流影響試驗(yàn)中模型與尾噴管一體化設(shè)計(jì)，即尾噴管與模型為一個(gè)整體，吹風(fēng)過(guò)程中天平即能測(cè)量到模型外部氣動(dòng)力，也能測(cè)量噴管受力，通氣支撐與前端天平連接，同時(shí)通氣支撐與噴流管路之間使用波紋管相連接，如圖3所示。

一體形式噴管試驗(yàn)技術(shù)也需要進(jìn)行有無(wú)噴流時(shí)的吹風(fēng)試驗(yàn)，通過(guò)2次結(jié)果的差量得到內(nèi)外流相互干擾量。但噴流試驗(yàn)時(shí)天平除了能夠測(cè)量到模型產(chǎn)生的氣動(dòng)力，還能測(cè)量到噴管的推力、波紋管對(duì)天平的附加力，需要專門的設(shè)備扣除噴管的受力、波紋管對(duì)天平的附加力，整個(gè)試驗(yàn)原理如圖4所示。

由于模型與尾噴管一體化設(shè)計(jì)，不存在分離形式的間隙問(wèn)題，因此，一體形式的噴流相似參數(shù)Aj/A∞可以完全模擬，且不存在碰觸的風(fēng)險(xiǎn)，具有明顯優(yōu)勢(shì)，但一體形式也存在試驗(yàn)技術(shù)復(fù)雜、成本較高等缺陷，需要相應(yīng)的噴流專用設(shè)備。

2 一體形式噴流試驗(yàn)專用設(shè)備

2.1 波紋管系統(tǒng)及波紋管校準(zhǔn)平臺(tái)

一體形式噴流模型內(nèi)部必須引入高壓氣體進(jìn)行噴流落壓比的模擬，為了引氣，需要在天平與通氣管路間安裝波紋管系統(tǒng)。

該波紋管系統(tǒng)的存在，會(huì)影響到天平對(duì)模型氣動(dòng)力的準(zhǔn)確測(cè)量，且該影響量隨波紋管承受的壓力和流量而變化，因此如何準(zhǔn)確扣除波紋管對(duì)天平測(cè)量結(jié)果的干擾，是一體形式噴流試驗(yàn)技術(shù)的關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題之一，該問(wèn)題也是所有動(dòng)力模擬試驗(yàn)，包括渦輪動(dòng)力模擬(TPS)、滑流等試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題。

為此，研制了某軍機(jī)標(biāo)模波紋管系統(tǒng)。該波紋管系統(tǒng)的固定端與通氣支臂連接，測(cè)量端與測(cè)力模型連接，波紋管則采用對(duì)溫度不敏感的非金屬隔膜，為了抵消進(jìn)入測(cè)量端動(dòng)量的影響，波紋管設(shè)計(jì)了6個(gè)周向嚴(yán)格對(duì)稱的音速噴嘴，并具有壓力平衡氣孔平衡波紋管內(nèi)外壓差，同時(shí)該波紋管系統(tǒng)具有以下設(shè)計(jì)參數(shù)：(1) 設(shè)計(jì)承壓能力2.5MPa；(2) 最大流通能力2.0kg/s；(3) 設(shè)計(jì)溫度-30℃～50℃；(4) 剛度小于天平剛度的0.3%；(5) 氣流溫降不引起剛度變化。具體示意圖如圖5所示。同時(shí)建造了能夠?qū)Σy管校準(zhǔn)的波紋管校準(zhǔn)平臺(tái)，如圖6所示。

2.2 噴管靜推力測(cè)量平臺(tái)

噴管靜推力測(cè)量平臺(tái)主要目的是能夠模擬一體形式噴流風(fēng)洞試驗(yàn)中噴管的噴流總壓、總溫及風(fēng)洞環(huán)境壓力，同時(shí)精確地測(cè)量噴管的受力，為一體形式的噴流試驗(yàn)提供噴管受力修正數(shù)據(jù)，如圖7所示。

3 地面校準(zhǔn)結(jié)果

3.1 波紋管天平的校準(zhǔn)

對(duì)標(biāo)模天平及波紋管系統(tǒng)的校準(zhǔn)分5步進(jìn)行 ：(1)帶模型的光天平靜態(tài)校準(zhǔn)；(2)帶模型帶波紋管天平靜態(tài)校準(zhǔn)；(3)對(duì)比兩者天平主系數(shù)差異；(4)波紋管的壓力校準(zhǔn)；(5)波紋管系統(tǒng)的通氣聯(lián)調(diào)。

表2為天平校準(zhǔn)結(jié)果，可以看出光天平及帶波紋管天平的縱向三元精準(zhǔn)度均滿足國(guó)軍標(biāo)合格指標(biāo)。

表2 光天平及帶波紋管天平精準(zhǔn)度Table 2 Balance calibration results

資料表明[12-13]：光天平和帶波紋管天平公式主系數(shù)的差異是評(píng)價(jià)波紋管性能優(yōu)劣的重要指標(biāo)。兩者差異越小，波紋管對(duì)天平的靜態(tài)影響越小，性能優(yōu)異的波紋管天平主系數(shù)相對(duì)差異約0.1%～0.5%，本文兩者縱向主系數(shù)相對(duì)差異為0.1%～1.4%，如表3所示。

表3 光天平與及帶波紋管天平主系數(shù)差異對(duì)比Table 3 Main coefficient difference between two balances

由于波紋管周向噴嘴軸線的安裝誤差，波紋管內(nèi)部氣壓會(huì)對(duì)天平產(chǎn)生一個(gè)隨壓力變化的附加載荷，該載荷可以通過(guò)氣體無(wú)流動(dòng)狀態(tài)的充壓試驗(yàn)，找出零點(diǎn)隨壓力的變化規(guī)律，消除附加載荷的影響。本次研究在不同時(shí)間進(jìn)行了3次充壓試驗(yàn)，得到了天平縱向三元的壓力修正曲線及重復(fù)性精度，見(jiàn)圖8。

可以看出3次重復(fù)性較好，并具有一定的線性規(guī)律，采用三次函數(shù)F=f(P)擬合后的天平縱向數(shù)據(jù)均方根誤差：Y為0.43N，Mz為0.14N·m，X為0.15 N。 為檢驗(yàn)壓力修正的合理性，對(duì)不同壓力下的測(cè)力系統(tǒng)施加若干組不同載荷，以壓力修正后的測(cè)力系統(tǒng)計(jì)算值與加載砝碼真實(shí)載荷相比較，其準(zhǔn)度結(jié)果均在0.5%以內(nèi)。

最后進(jìn)行了不同落壓比條件下的通氣聯(lián)調(diào)試驗(yàn)，動(dòng)態(tài)檢驗(yàn)天平測(cè)力數(shù)據(jù)的重復(fù)性及天平回零情況。具體方法為：控制程序判定噴流總壓穩(wěn)定后采集天平輸出，重復(fù)7次試驗(yàn)，計(jì)算天平測(cè)力的重復(fù)性，并觀察天平讀數(shù)的回零。表4給出了噴流總壓為p0=325.4kPa、pct=99.2kPa情況下測(cè)力系統(tǒng)的重復(fù)性，可以看出天平測(cè)力系統(tǒng)重復(fù)性較好，且天平讀數(shù)在吹風(fēng)結(jié)束后立刻回零。

表4 測(cè)力系統(tǒng)的重復(fù)性精度Table 4 Uncertainty of the balance system

總之，通過(guò)以上校準(zhǔn)數(shù)據(jù)可以看出，標(biāo)模波紋管具有對(duì)天平靜態(tài)影響小、無(wú)溫度效應(yīng)、壓力修正線性、重復(fù)性好和壽命長(zhǎng)等優(yōu)點(diǎn)，是一個(gè)性能優(yōu)異的波紋管。

3.2 噴管靜推力的測(cè)量

一體形式的噴流試驗(yàn)技術(shù)需要在地面推力測(cè)量平臺(tái)進(jìn)行噴管靜推力的測(cè)量，將整個(gè)模型及通氣支撐安裝于噴管靜推力測(cè)量平臺(tái)，在精確地模擬噴流總壓p0和風(fēng)洞環(huán)境壓力pct后，采集噴管縱向三元的受力情況，如圖2所示。

設(shè)計(jì)并測(cè)量了矢量角度分別為0°、10°和20°(矢量角下偏為正)3種噴管的受力情況，表5給出了3種噴管推力隨落壓比變化的測(cè)量結(jié)果，可以看出0°噴管推力基本隨落壓比線性增大，而10°和20°矢量噴管在推力方向存在推力損失。

表5 不同落壓比下噴管推力(阻力方向?yàn)檎?Table 5 Nozzle thrust at difference NPRs

4 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果

風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎?∶15的全金屬標(biāo)模模型，翼展0.5889m，機(jī)身長(zhǎng)度為0.927m，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)0.22224m，模型參考面積為0.11556m2，采用腹撐轉(zhuǎn)尾撐的支撐形式，腹撐后掠角為45°，內(nèi)部通高壓氣體。

風(fēng)洞試驗(yàn)馬赫數(shù)為0.6，迎角范圍為-2°～8°，無(wú)側(cè)滑角，如圖9所示。內(nèi)容包括無(wú)噴和有噴條件下的重復(fù)性試驗(yàn)、不同落壓比噴流對(duì)全機(jī)氣動(dòng)力影響研究、同一落壓比下不同矢量噴管對(duì)全機(jī)氣動(dòng)力影響研究。

4.1 重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果

風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性精度是考察數(shù)據(jù)可靠性的重要依據(jù)，因此對(duì)無(wú)噴條件下(NPR=1)進(jìn)行了2次重復(fù)性驗(yàn)證試驗(yàn)，對(duì)噴流條件下(NPR=2.57)進(jìn)行了3次重復(fù)性驗(yàn)證試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果如圖10所示。

無(wú)噴條件下(NPR=1.0)，升力系數(shù)最大相差0.0014，俯仰力矩系數(shù)最大相差0.0007，阻力系數(shù)最大相差0.0003，即無(wú)噴條件下飛機(jī)縱向數(shù)據(jù)均優(yōu)于國(guó)軍標(biāo)的合格指標(biāo)。

但噴流條件下，由于試驗(yàn)中需要通過(guò)扣除波紋管的壓力影響、噴管受力，尤其阻力是一個(gè)大量減大量所得到的參數(shù)，因此噴流重復(fù)性精度均有不同程度的降低，在NPR=2.57噴流條件下，升力系數(shù)最大相差0.0016，但俯仰力矩系數(shù)和阻力系數(shù)均比國(guó)軍標(biāo)的合格指標(biāo)稍差。

4.2 不同落壓比下噴流對(duì)全機(jī)的影響

進(jìn)行了不同落壓比下的風(fēng)洞試驗(yàn)，落壓比包括NPR=1.0、1.57、2.57、3.57和3.72，整個(gè)試驗(yàn)結(jié)果如圖11所示。

可以看出，相對(duì)于無(wú)噴狀態(tài)，0°～8°迎角范圍內(nèi)噴流使得飛機(jī)升力系數(shù)減小，且噴流落壓比越大，升力系數(shù)越小，最大約比無(wú)噴情況下(NPR=1)減小了4.5%，同時(shí)噴流使得俯仰力矩系數(shù)增大，壓心前移，對(duì)于阻力，總的來(lái)說(shuō)噴流使得阻力減小。

4.3 不同矢量噴管噴流對(duì)全機(jī)的影響

為了研究不同矢量噴管對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響，設(shè)計(jì)了0°、10°和20°這3種矢量噴管，3種噴管入口直徑均為50mm，喉道直徑均為30mm，出口直徑均為34mm，面積比為1.2844，具體尺寸如圖12所示。

對(duì)以上0°度噴管進(jìn)行了2次、10°和20°噴管各1次同一落壓比(NPR=2.57)的噴流試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果如圖13所示。

可以看出隨著矢量角的增大，升力在不斷增加，但增加趨緩，例如10°情況下的升力比0°增加了3.2%，但20°只比10°增加了1.1%。另外正矢量角越大使得俯仰力矩系數(shù)減小，壓心后移，同時(shí)，正矢量角噴管使得阻力有所減少。

5 結(jié) 論

本文基于高速風(fēng)洞及配套的噴流專用設(shè)備，發(fā)展了一種噴管與模型一體設(shè)計(jì)的噴流影響試驗(yàn)技術(shù)，獲得了不同噴流條件對(duì)飛機(jī)的噴流影響，該技術(shù)具有以下特點(diǎn)：

(1) 一體形式噴流試驗(yàn)技術(shù)能實(shí)現(xiàn)噴流相似參數(shù)Aj/A∞的完全模擬，且可避免高速噴流試驗(yàn)易碰觸的問(wèn)題；

(2) 波紋管系統(tǒng)及其修正技術(shù)是一體形式噴流試驗(yàn)技術(shù)的關(guān)鍵技術(shù)之一，本文的波紋管系統(tǒng)性能優(yōu)異；

(3) 推力測(cè)量平臺(tái)可以實(shí)現(xiàn)噴管噴流總壓和風(fēng)洞環(huán)境壓力的精確模擬，為一體形式噴管受力的準(zhǔn)確測(cè)量提供設(shè)備條件；

(4) 風(fēng)洞試驗(yàn)表明，一體形式的噴流試驗(yàn)技術(shù)可以獲得不同噴流條件下的噴流影響量。

但由于整個(gè)試驗(yàn)技術(shù)的復(fù)雜性，使得目前一體形式的噴流試驗(yàn)重復(fù)性稍差，相信在進(jìn)一步完善整個(gè)系統(tǒng)細(xì)節(jié)、改善重復(fù)性精度后，可形成成熟的噴流影響試驗(yàn)技術(shù)，并基于該技術(shù)可以發(fā)展噴管性能風(fēng)洞試驗(yàn)、推力矢量風(fēng)洞試驗(yàn)等。

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Researchonmetricthrustjet-effectstestingmethodologyinhigh-speedwindtunnel

Ji Jun1,2,*, Song Xiaoyu1,2, Deng Xiangdong1,2, Guo Dapeng1,2, Li Peng1,2

(1. China Aerodynamics Research Institute of Aeronautics, Shenyang 110034, China; 2. Aeronautic Science and Technology Key Lab for High Speed and High Reynolds Number Aerodynamic Research, Shenyang 110034, China)

The metric thrust jet-effects testing methodology is introduced in FL-3 wind tunnel. Different from the sleeve type jet-effects testing methodology, the airframe is integrated with the nozzle by using the bellows system, and the balance can measure simultaneously the aerodynamic characteristics and the nozzle thrust. The problems such as nozzle geometric incomplete similarity, touching possibility between the model and the nozzle, imprecise modification of the pressure in the model cavity, etc, which exist in the sleeve type jet-effects testing methodology can be avoided by using the metric thrust methodology. The similarity theory, testing methodology and bellows technology of the metric thrust jet-effects testing are discussed in detail in this paper. The experimental results show that jet-effects under different test conditions including different nozzle pressure ratios and vectoring jets can be gained by the metric thrust jet-effects testing methodology. After further improvements of some details, the test capability can be enhanced, and the nozzle performance wind tunnel testing methodology and the thrust vector wind tunnel testing methodology can also be developed based on this methodology.

jet-effects;metric thrust;sleeve type;bellows system;thrust vectoring

2016-11-21;

2017-08-02

*通信作者 E-mail: yuanfangjijun@163.com

JiJ,SongXY,DengXD,etal.Researchonmetricthrustjet-effectstestingmethodologyinhigh-speedwindtunnelJournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 71-77. 季 軍, 宋孝宇, 鄧祥東, 等. 高速風(fēng)洞一體形式的噴流影響試驗(yàn)技術(shù)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(6): 71-77.

1672-9897(2017)06-0071-07

10.11729/syltlx20160176

V211.73

A

季軍(1985-)，男，廣西桂林人，高級(jí)工程師。研究方向：高速風(fēng)洞動(dòng)力模擬，噴流試驗(yàn)研究。通信地址：遼寧省沈陽(yáng)市皇姑區(qū)陽(yáng)山路1號(hào)(100034)。E-mail: yuanfangjijun@163.com

(編輯：張巧蕓)