矢量噴管靜推力精確測量試驗技術研究

鄧祥東, 宋孝宇, 季 軍, 郭大鵬, 李 鵬

(1. 中國航空工業(yè)空氣動力研究院, 沈陽 110034; 2. 高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室, 沈陽 110034)

0 引 言

推力矢量技術是指推進系統(tǒng)除為飛機提供前進推進外，尚能同時或單獨地在飛機俯仰、偏航、滾轉、反推力和前進推力軸線上提供發(fā)動機內部推進力，用以取代常規(guī)飛機舵面或其他裝置產生的外部氣動力來進行飛機控制[1]。采用推力矢量技術的飛機，能夠通過噴管偏轉，利用發(fā)動機產生的推力，獲得多余的控制力矩，實現(xiàn)飛機的姿態(tài)控制。其突出特點是控制力矩與發(fā)動機緊密相關，而不受飛機本身姿態(tài)的影響。因此，飛機在作低速、大迎角機動飛行而操縱舵面幾乎失效時，可以利用矢量推力提供的額外操縱力矩來控制飛機機動[2]。

推力矢量技術的運用提高了飛機的控制效率，使飛機的氣動控制面，例如垂尾和平尾可以大大縮小，從而飛機的重量可以減輕。另外，垂尾和平尾形成的反射面也因此縮小，飛機的隱身性能也得到了改善[3]。

矢量噴管對于推力矢量技術的實現(xiàn)至關重要。美國的F22和F35采用了機械偏轉式的矢量噴管，但由于需要作動系統(tǒng)驅動，因此質量和復雜性大大提高。從20世紀90年代開始，推力矢量噴管的研究重心從機械式矢量噴管向射流控制矢量噴管轉移[4]。美國的IHPTET計劃、FLINT計劃以及美國空軍的IFC計劃均大量開展了射流控制矢量噴管技術的研究。幾何形狀固定的射流控制矢量噴管，相比于傳統(tǒng)的機械式矢量噴管，其結構更簡單，質量更少，成本更低，可靠性更高。射流控制矢量噴管可以使質量減少24%～80%，發(fā)動機推質比提高7%～12%，成本維護費用降低37%～53%[5-8]。

而隨著渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(TBCC)和超燃沖壓發(fā)動機等高速噴氣推進系統(tǒng)研究領域的興起，許多航空大國都對單邊膨脹噴管(SERN)進行了大量的試驗和數(shù)值模擬研究[9]。

隨著噴管技術的發(fā)展，噴管流場和性能試驗測量技術也在不斷發(fā)展和提高，并為此建造了許多試驗平臺。具有代表性的是法國ONERA的S4B推力測量平臺，其中4″平臺最大軸向推力為3300N，9″平臺最大軸向推力為5000N，流量系數(shù)測量精度±0.1%，推力系數(shù)測量精度±0.15%，平臺結構如圖1所示[10]：

圖1 S4B平臺結構示意圖

其他類似的試驗設備還包括英國ARA的MST推力測量平臺、德國DLR的靜推力平臺、荷蘭NLR的發(fā)動機模型校準設備ECF等[11]。國內一些高等院校和研究機構針對矢量噴管靜推力精確測量試驗，開展了大量的研究工作，但總體試驗技術水平遠未有國外成熟，大多數(shù)處于起步階段，或剛剛具備承接型號試驗的能力。其中中國航空工業(yè)空氣動力研究院于“十二五”期間，以S4B為原型，新建了推力測量平臺，并已完成調試，達到工程應用水平。

本文詳細介紹在推力測量平臺上進行矢量噴管靜推力精確測量的試驗技術，重點研究流量修正、模型安裝姿態(tài)修正以及空氣橋對于天平系統(tǒng)影響量的修正問題。

1 試驗相似參數(shù)及原理

1.1 試驗相似參數(shù)

一般來說，對于噴管性能試驗有4個相似參數(shù)：

(1) 模型與飛行器噴流落壓比相等：

(p0j/p∞)模型=(p0j/p∞)飛機

(1)

(2) 模型與飛行器噴管出口馬赫數(shù)相等：

(Mj)模型=(Mj)飛機

(2)

(3) 噴流介質比熱比相等：

(γj)模型=(γj)飛機

(3)

(4) 噴流氣體常數(shù)與溫度乘積相等：

(Rj·Tj)模型=(Rj·Tj)飛機

(4)

但在具體試驗過程中，同時模擬4個參數(shù)十分困難，只能依據(jù)所研究問題的性質，選擇主要參數(shù)保持相似。有資料表明，利用冷空氣作為模型噴流介質，所導致的模型與飛行器渦輪噴氣發(fā)動機的γ和RT的差別，對噴流特性的影響尚不嚴重[12]，國外也常采用冷噴流進行噴管以及渦輪動力模擬器(TPS)的靜推力測量試驗。本文的矢量噴管性能試驗采用冷噴流，完全模擬相似參數(shù)(1)、(2)，而忽略相似參數(shù)(3)和相似參數(shù)(4)的影響。

1.2 試驗原理

噴管性能試驗模型內部必須引入高壓氣體，為了實現(xiàn)較高的噴流落壓比，試驗需要在真空背壓環(huán)境中進行，從而大幅降低噴流總壓、噴流流量以及噴管載荷等參數(shù)；另外，必須借助于高精度的天平測量系統(tǒng)實現(xiàn)噴管載荷的精確測量。

在實際的試驗過程中，噴管模型同時與高壓供氣管路以及天平測量系統(tǒng)相連接，這就使得高壓供氣管路和天平測量系統(tǒng)形成了結構上的并聯(lián)關系，噴管產生的推力會同時傳到天平和高壓供氣管路上，因此必須在高壓供氣管路中設置一個軟性連接。該軟性連接剛度相對于天平剛度極小，受到力后，產生相對較大變形，從而使得天平測量到絕大部分氣動力；而軟性連接傳導的噴管模型的氣動力極小，而且這種影響量是可以通過技術手段精確檢測出來并具有較高的重復性精度，即空氣橋系統(tǒng)，以消除高壓供氣管路對天平測量系統(tǒng)產生的大部分干擾量。因此，試驗必須在專用設備上進行，例如S4B等推力測量平臺設備。

噴管模型采用垂直于軸線方向兩側進氣方式，可以保證被測量系統(tǒng)入口沖量在X方向以及Y方向為0，在Z方向相互抵消(見圖2)，從而使得天平測量的結果僅僅包括噴管靜推力、空氣橋系統(tǒng)對天平的附加力和力矩，而不需要進行入口沖量修正，在一定程度上減少了二次修正量，提高了測力數(shù)據(jù)的精準度，實驗原理如圖3所示。

圖2 噴管性能試驗結構示意圖

圖3 噴管性能試驗原理圖

2 噴管性能試驗專用試驗設備

2.1 推力測量平臺

中國航空工業(yè)空氣動力研究院的推力測量平臺以ONERA的S4B 為原型，由高壓供氣管路系統(tǒng)、基于橡膠膜片的空氣橋系統(tǒng)、穩(wěn)壓段、六分量天平測量系統(tǒng)、真空試驗艙以及配套的壓力測量系統(tǒng)組成，總體結構如圖4所示。

圖4 推力測量平臺總體結構

推力測量平臺六分量天平測量系統(tǒng)軸向載荷能力分為0～2500N和2500～5000N 2檔，經(jīng)過校準，各元測力精準度均滿足國軍標要求；高壓供氣管路系統(tǒng)流量控制精度為1g/s，最大質量流量10kg/s；穩(wěn)壓段最高承壓2.5MPa，噴管模型喉道直徑最大可達100mm；真空試驗艙最低真空度10kPa(絕壓)，最大噴流落壓比80，可以滿足設計馬赫數(shù)3.0、最大噴流落壓比80左右矢量噴管性能試驗的需求。

圖5 推力測量平臺實物照片

2.2 臨界流文氏噴管

由于噴管性能試驗數(shù)據(jù)處理的需要，流經(jīng)噴管模型的質量流量必須精確測量。為此，引進了一套臨界流文氏管系統(tǒng)來對高壓供氣管路系統(tǒng)中的流量計進行進一步的校準。美國阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)的16T風洞、NASA蘭利研究中心的NTF風洞、德荷風洞聯(lián)合體(DNW)的TPS校準平臺、英國飛機研究協(xié)會有限公司(ARA)的MST1平臺和法宇航(ONERA)的TPS校準平臺等諸多世界先進風洞和設備，均采用臨界流文氏管，作為高精度流量測量的手段。經(jīng)校準，臨界流文氏管的流量精度可達0.15%[13]。

圖6 臨界流文氏管在平臺內的安裝照片

Fig.6PhotographofcriticalVenturinozzleinstalledinthrusttestingbench

3 矢量噴管靜推力測量試驗方法

在推力測量平臺上，進行矢量噴管靜推力測量試驗研究，研究內容包括：流量計的精確校準實驗、模型姿態(tài)精確測量、空氣橋-天平系統(tǒng)校準試驗以及噴流測力試驗。

3.1 流量計的精確校準實驗

將臨界流文氏管安裝在推力測量平臺穩(wěn)壓段之后，與高壓供氣管路系統(tǒng)中的CLJ槽道流量計形成串聯(lián)關系，在大氣壓環(huán)境中，利用高精度數(shù)字閥控制流入臨界流文氏管氣流的總壓參數(shù)。穩(wěn)定之后，同時記錄氣流的總壓、溫度、落壓比和流量計輸出的流量值等參數(shù)。

臨界流文氏管流量的工程計算公式為：

(5)

由此計算得到臨界流文氏管的理論質量流量值，以CLJ槽道流量計輸出的質量流量為橫坐標，以理論質量流量為縱坐標，可以得到流量計的修正結果以及重復性如圖7所示。

圖7 CLJ流量計修正曲線及重復性數(shù)據(jù)

由圖可見，重復性相對誤差在0.2%以內，且修正曲線幾為線性，流量修正量在2%左右。經(jīng)過校準之后的質量流量值可以用于試驗。

3.2 模型姿態(tài)精確測量

在推力測量平臺上，外式六分量天平系統(tǒng)、加載系統(tǒng)等設備已經(jīng)經(jīng)過了定位，能確保其位于同一個平面(理想情況是一個水平面)，即校準中心所處的平面。但在進行流量影響校準試驗以及噴管靜推力試驗時，由于加工、安裝等各種不可控誤差，有可能導致噴管的中心平面與天平校心平面不重合，即噴管的坐標系和推力測量平臺天平的坐標系存在一個位移和夾角偏差，在一定程度上影響數(shù)據(jù)的修正以及測量，需要在測力試驗前進行模型安裝姿態(tài)的精確測量，得到模型與天平系統(tǒng)之間的相對位置偏差。

本文在進行流量影響校準試驗以及噴管靜推力試驗時，均采用測量精度為10μm的RADIAN-80型激光跟蹤儀對模型與天平系統(tǒng)之間的相對位置偏差進行了精確測量，得到了其相對于天平系統(tǒng)的偏差結果，如表1所示。

天平測力結果得到之后，需要根據(jù)上述的相對位置偏差結果，對天平力進行坐標系偏差修正，換算到噴管模型坐標系下，得到模型實際的六元氣動力。

表1 相對位置偏差結果Table 1 Position error results

3.3 空氣橋-天平系統(tǒng)校準試驗

空氣橋-天平校準試驗分5步進行 ：(1) 光天平的靜態(tài)校準；(2) 帶空氣橋天平系統(tǒng)的靜態(tài)校準；(3) 2次校準天平主系數(shù)差異分析；(4) 空氣橋的壓力影響校準；(5) 空氣橋的流量影響校準。

表2為光天平及帶空氣橋天平系統(tǒng)的校準結果，本文僅分析了縱向三元(如無特殊標注，本文力矩參考點均相對于推力測量平臺外式天平的校心)，可以看出光天平及帶空氣橋天平的縱向三元精準度均滿足國軍標合格指標，部分接近先進指標。

表2 光天平及帶空氣橋天平精準度Table 2 Calibration results of two balances

表3 光天平與及帶空氣橋天平系統(tǒng)主系數(shù)差異Table 3 Main coefficient differences between two balances

一般情況下光天平和帶空氣橋天平系統(tǒng)的公式存在一定的差異，差異越小，則空氣橋對天平的靜態(tài)影響越小，性能優(yōu)異的空氣橋2次校準主系數(shù)的相對差異約為0.1%～0.5%[14-15](見表3)，本文2次校準縱向三元主系數(shù)相對差異最大值為0.94%，與國外先進水平相比，有一定的差距，但也在可接受的范圍內，后續(xù)的測力試驗都將采用帶空氣橋天平系統(tǒng)的靜校公式。

由于空氣橋的膜片同時連接了天平的固定端和測量端，空氣橋內部氣流壓力會對天平產生一個隨壓力變化的附加載荷，該載荷可以通過氣體無流動狀態(tài)的充壓試驗，找出零點隨壓力的變化規(guī)律，消除附加載荷的影響。本文在不同時間進行了3次充壓試驗，得到了天平縱向三元的壓力影響修正曲線及重復性，如圖8所示。

圖8 無流動狀態(tài)下縱向三元的壓力修正曲線

可以看到，壓力影響重復性良好，相對誤差在0.2%以內?？諝鈽蛳到y(tǒng)對天平的壓力影響規(guī)律較為明顯，本文采用二次函數(shù)F=f(p)擬合后，其擬合優(yōu)度可決系數(shù)R2均大于0.99。

為檢驗壓力影響修正的合理性，對不同壓力下的空氣橋-天平測量系統(tǒng)施加若干組不同載荷，以壓力修正后的測力計算值與加載砝碼真實載荷相比較，其準度結果均在0.5%以內。

最后安裝臨界流文氏管，進行空氣橋的流量影響校準試驗，同時采集流量計流量、噴管落壓比、空氣橋內外壓差和天平力等參數(shù)。以未充氣時天平的輸出為初讀數(shù)，利用空氣橋內外壓差，進行空氣橋壓力影響修正，可得到壓力影響修正后的值。

以臨界流文氏管的推力值為真值，與壓力修正值的差即為流量影響修正值。

改變流量，可得到不同流量(流量已經(jīng)過修正)下空氣橋的修正量，即隨流量變化的修正量曲線。本文在驗證重復性相對誤差滿足0.2%的基礎上，最終得到的空氣橋的流量影響修正曲線如圖9所示。

空氣橋系統(tǒng)對天平的流量影響規(guī)律較為明顯，本文采用三次函數(shù)F=f(p)擬合后，其擬合優(yōu)度可決系數(shù)R2均大于0.99。流量影響量值較壓力影響小了很多，大約只有壓力影響修正數(shù)據(jù)的10%左右，可見，對于本套空氣橋-天平系統(tǒng)來說，壓力影響起決定性的作用。

圖9 流動狀態(tài)下縱向三元的流量影響修正曲線

4 數(shù)據(jù)處理過程

本文采用某型單邊膨脹矢量噴管，在設計噴流落壓比附近進行噴管靜推力測量試驗。利用高精度氣動數(shù)字閥精確控制噴管入口總壓值(本文噴管入口總壓控制精度在±300Pa左右)，利用真空試驗艙控制系統(tǒng)精確控制試驗艙真空壓力(本文真空艙壓控制精度在±50Pa左右)，并同時記錄試驗過程中穩(wěn)定的噴管入口總壓、氣流溫度、空氣橋橡膠膜片內外側靜壓值、流量計輸出的流量和真空試驗艙靜壓值等。

首先進行流量計輸出流量的修正，得到噴管模型準確的流量值，并利用公式(6)得到噴管的等熵推力值。然后進行天平測量數(shù)據(jù)的模型姿態(tài)修正，得到的結果再進行壓力影響修正和流量影響修正，就可以得到噴管模型的靜推力。利用公式(7)、(8)和(9)，計算得到噴管模型的軸向推力系數(shù)、法向推力系數(shù)以及矢量角等參數(shù)。

噴管等熵推力的計算。計算公式為：

(6)

噴管軸向推力系數(shù)：

(7)

噴管法向推力系數(shù)：

(8)

矢量角：

(9)

式中：Fs為噴管的等熵推力，單位為N；Q為經(jīng)過校準之后的質量流量，單位為kg/s；Tt為氣流溫度，單位為K；NPR為噴管噴流落壓比；Fx為噴管軸向靜推力，F(xiàn)y為噴管法向靜推力，單位為N。

5 試驗結果

5.1 重復性試驗結果

試驗數(shù)據(jù)重復性精度是考察數(shù)據(jù)可靠性的重要依據(jù)，因此選定一部分狀態(tài)，進行了7次重復性驗證試驗。其中落壓比狀態(tài)25的重復性試驗結果如表4所示。

可以看到，本次重復性試驗噴流落壓比標準差為0.0188，軸向推力系數(shù)標準差為0.0003，法向推力系數(shù)標準差為0.0002，矢量角標準差為0.0154。對照常規(guī)測力，可以看到推力系數(shù)的重復性結果達到國軍標要求，證明本文試驗數(shù)據(jù)具有較高的可靠性，試驗技術可以用于噴管靜推力的精確測量。

表4 試驗數(shù)據(jù)重復性結果Table 4 Repetition of testing

5.2 隨噴流落壓比的變化規(guī)律

進行了不同噴流落壓比條件下的矢量噴管性能試驗，噴流落壓比狀態(tài)分別為20.09、25.26、34.91、39.97、44.81、52.60和56.36，試驗結果如圖10所示。

可以看出，本矢量噴管各參數(shù)隨著噴流落壓比的變化規(guī)律與文獻[9]敘述一致。在低落壓比狀態(tài)，由于矢量噴管內部出現(xiàn)了自由激波、分離激波、2種激波相交及相互影響、自由激波分離和誘導激波分離等復雜現(xiàn)象，上膨脹面大面積的氣流分離而形成的低壓區(qū)使噴管軸向推力系數(shù)相對較小;隨著落壓比的增大，呈現(xiàn)出快速增大的趨勢，在設計落壓比附近達到最大值0.972;繼續(xù)增大噴流落壓比，由于膨脹不足，軸向推力系數(shù)反而有一定程度的下降；而由于該矢量噴管具有向上的偏度，法向推力系數(shù)和矢量角在各落壓比條件下均為負值，產生負向升力。和軸向推力系數(shù)變化規(guī)律一致，隨著落壓比的增加，法向推力系數(shù)逐漸增大，在設計落壓比附近法向推力系數(shù)達到最大，之后繼續(xù)增大噴流落壓比，法向推力系數(shù)和矢量角均有所減小。

圖10 推力系數(shù)隨落壓比的變化規(guī)律

6 結 論

本文模擬噴管模型的噴流落壓比和出口馬赫數(shù)參數(shù)，在推力測量平臺上進行某型矢量噴管靜推力試驗，采取了保證模型入口沖量為零、流量計校準、模型姿態(tài)精確測量和空氣橋-天平測量系統(tǒng)精確校準等提高數(shù)據(jù)精準度的方法，最終獲得了可靠的試驗數(shù)據(jù)以及正確的軸向推力系數(shù)、法向推力系數(shù)以及矢量角隨落壓比的變化規(guī)律，該試驗技術具有以下特點：

(1) 推力測量平臺采用垂直于軸線方向兩側進氣方式，不需要修正入口沖量，減少了二次修正量，可以提高測力試驗數(shù)據(jù)的精準度；

(2) 試驗過程中利用臨界流文氏管對流量進行校準，采用激光跟蹤儀對模型狀態(tài)進行精確測量，進一步提高了測力試驗數(shù)據(jù)的精準度；

(3) 推力測量平臺的空氣橋-天平系統(tǒng)性能優(yōu)異，能準確得到試驗過程中高壓供氣系統(tǒng)對天平的影響量，且規(guī)律明顯，修正曲線便于數(shù)據(jù)擬合；

(4) 試驗數(shù)據(jù)表明，試驗結果重復性良好，規(guī)律正確，該試驗技術達到工程應用水平，可以用于型號試驗。

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