扁平融合式飛機(jī)整體式進(jìn)/排氣試驗(yàn)的推/阻校準(zhǔn)方法

巫朝君, 胡卜元, 李 東, 吳福章, 陳其盛

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

為追求更好的氣動和隱身性能，新一代飛機(jī)多采用背負(fù)式大S彎進(jìn)氣道、嵌入式動力裝置、扁平融合式布局。這種布局飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)的進(jìn)氣口和排氣口與上翼面高度融合，處于升力面上氣流流線覆蓋區(qū)域，進(jìn)/排氣效應(yīng)會改變翼面流動特性和后體流動特性，對全機(jī)氣動特性的影響規(guī)律較傳統(tǒng)布局飛機(jī)有較大差別。因此，開展扁平融合式布局飛機(jī)的動力模擬試驗(yàn)，準(zhǔn)確獲取進(jìn)/排氣效應(yīng)影響試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對新研制飛機(jī)的氣動布局設(shè)計和優(yōu)化而言十分重要。

對于安裝渦噴或渦扇發(fā)動機(jī)的飛機(jī)，進(jìn)行進(jìn)/排氣模擬風(fēng)洞試驗(yàn)的方法主要有引射式模擬器(EPES)法和渦輪動力模擬器(TPS)法[1]。TPS是目前最先

進(jìn)的動力模擬器，模擬真實(shí)程度高，但試驗(yàn)技術(shù)復(fù)雜，所需配套設(shè)施較多，比較適用于發(fā)動機(jī)外掛式飛機(jī)的動力模擬。如歐美國家在研制空客系列飛機(jī)和波音系列飛機(jī)過程中都先后在風(fēng)洞中開展了大量的TPS短艙模擬試驗(yàn)[2-3]，獲得了較詳細(xì)的進(jìn)/排氣影響結(jié)果。中國空氣動力研究與發(fā)展中心、航空工業(yè)空氣動力研究院等單位也發(fā)展和完善了TPS模擬技術(shù)[4-8]，并進(jìn)行了驗(yàn)證試驗(yàn)，但還未應(yīng)用于具體型號研制。對于嵌入式動力裝置的飛機(jī)，由于結(jié)構(gòu)和空間的限制，利用TPS實(shí)現(xiàn)進(jìn)/排氣效應(yīng)模擬的難度很大，國內(nèi)外主要采用EPES來實(shí)現(xiàn)動力模擬[9-13]。該方法的優(yōu)點(diǎn)是引射器結(jié)構(gòu)相對簡單，易安裝于模型內(nèi)部，模型氣動載荷和進(jìn)/排氣影響產(chǎn)生的載荷可由天平直接測量。難點(diǎn)在于既要保證模型與動力模擬裝置之間完全非接觸，又要良好的密封且不能傳入外力[11-12,14]，尤其是對配置多臺嵌入式發(fā)動機(jī)的扁平式飛機(jī)模型，受到模型空間和發(fā)動機(jī)位置布局方式限制，要達(dá)到上述要求極其困難，不易得到干凈的進(jìn)/排氣影響數(shù)據(jù)。

為解決EPES應(yīng)用于扁平融合布局飛機(jī)多臺嵌入式發(fā)動機(jī)模擬時存在的難題，本文建立了一種基于引射模擬器的整體式進(jìn)/排氣試驗(yàn)法及推/阻校準(zhǔn)方法，即把模型與EPES融合為一整體進(jìn)行進(jìn)/排氣試驗(yàn)，然后把模擬推進(jìn)系統(tǒng)的部分從全機(jī)模型上剝離出來，在TPS校準(zhǔn)箱中對其推/阻力進(jìn)行校準(zhǔn)，利用校準(zhǔn)結(jié)果把氣動載荷與推進(jìn)系統(tǒng)作用力剝離開來，獲得較真實(shí)的進(jìn)/排氣效應(yīng)對全機(jī)氣動特性的影響數(shù)據(jù)。

1 整體式進(jìn)/排氣引射模擬方法

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

選用一種典型的背負(fù)式進(jìn)氣道、嵌入式推進(jìn)系統(tǒng)扁平融合布局飛機(jī)模型(見圖1)，2臺內(nèi)置式引射器分別模擬左右兩側(cè)嵌入式發(fā)動機(jī)。推進(jìn)系統(tǒng)部分包括進(jìn)氣道唇口、S彎進(jìn)氣道、引射器、尾噴管等部件。

在進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)氣動分界面(簡稱進(jìn)氣道出口截面)處、尾噴管入口和出口截面處，按照一定規(guī)律布置若干總壓探頭、靜壓探頭和熱電偶溫度傳感器。

圖1 典型模型示意圖

1.2 整體式進(jìn)/排氣引射模擬方法

整體式進(jìn)/排氣引射模擬方法的重要特點(diǎn)是把引射器作為模型上的一個模塊，與模型融合為一個整體。用引射器模塊作為發(fā)動機(jī)模擬器，通過控制引射器工作壓力來控制其引射流量，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)不同工況的模擬，其中的引射氣流和噴氣氣流同時模擬推進(jìn)系統(tǒng)的進(jìn)氣效應(yīng)和排氣效應(yīng)(見圖2)。

圖2 整體式進(jìn)/排氣模擬方法示意圖

模型采用腹部斜撐，高壓氣源經(jīng)通氣管路、支撐系統(tǒng)、空氣橋進(jìn)入引射器，為引射器提供工作氣源；空氣橋用于消除通氣管路與模型之間外力的傳遞影響；內(nèi)置天平測量模型氣動載荷+推進(jìn)系統(tǒng)作用力。

圖3給出了獲取進(jìn)/排氣效應(yīng)影響數(shù)據(jù)的試驗(yàn)流程。在風(fēng)洞中，第①項(xiàng)用進(jìn)/排氣模型按自然通氣方式進(jìn)行試驗(yàn)，獲得6個分量的氣動載荷數(shù)據(jù)；第③項(xiàng)用整體式進(jìn)/排氣模型，在控制不同進(jìn)氣流量系數(shù) (進(jìn)入進(jìn)氣道的實(shí)際空氣流量與通過進(jìn)氣道喉道面積的最大空氣流量之比[15])時進(jìn)行試驗(yàn)，獲得6個分量的載荷數(shù)據(jù)，該數(shù)據(jù)中包含了推進(jìn)系統(tǒng)作用力。為把試驗(yàn)結(jié)果中模型的氣動載荷剝離出來，在進(jìn)行第③項(xiàng)試驗(yàn)前，先用推/阻校準(zhǔn)模型在TPS校準(zhǔn)箱中進(jìn)行第②項(xiàng)試驗(yàn)，獲得與第③項(xiàng)對應(yīng)流量系數(shù)時的推進(jìn)系統(tǒng)作用力，對第③項(xiàng)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正。

圖3 試驗(yàn)流程圖

1.3 空氣橋的設(shè)計及校準(zhǔn)方法

空氣橋作為整體式進(jìn)/排氣試驗(yàn)技術(shù)的關(guān)鍵部件，設(shè)計時參考了文獻(xiàn)[7]，采用圖4所示布局。其使用了3個柔性節(jié)，其中2個橫置，1個豎置。柔性節(jié)主要由金屬波紋管和浮動環(huán)等組成，每個柔性節(jié)具有2個自由度，使得空氣橋整體具有6個自由度。將空氣橋和天平進(jìn)行整體設(shè)計，空氣橋的兩端分別與天平的固定端和浮動端連接(見圖5)，以保證空氣橋具有合適剛度的前提下，既能輸送高壓空氣，又對天平測力的影響很小且穩(wěn)定，可通過校準(zhǔn)進(jìn)行修正。

圖4 空氣橋布局示意圖

對空氣橋的校準(zhǔn)，主要包括校準(zhǔn)空氣橋的附加剛度、內(nèi)部通氣壓力、內(nèi)部氣體流動和溫度變化等對天平的影響。校準(zhǔn)方法為：(1)對于附加剛度的影響，通過在天平校準(zhǔn)裝置上對空氣橋/天平組合體進(jìn)行整體校準(zhǔn)，在校準(zhǔn)過程中附加了剛度影響，得到附加空氣橋剛度影響的天平公式。(2)對于空氣橋內(nèi)部壓力、內(nèi)部氣體流動和溫度變化的影響，在試驗(yàn)前把空氣橋、天平、通氣支桿等安裝于調(diào)試架上，通過改變系列通入空氣橋的空氣壓力、流動速度和溫度，分別獲得天平載荷與之對應(yīng)的變化關(guān)系式，在風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理中進(jìn)行修正。

圖5 空氣橋/天平組合示意圖

2 推/阻校準(zhǔn)方法及風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正

2.1 氣動/推進(jìn)系統(tǒng)劃分方法

為把整體式進(jìn)/排氣試驗(yàn)所得載荷中的模型氣動載荷與推進(jìn)系統(tǒng)作用力剝離開，首先要確定飛機(jī)模型氣動/推進(jìn)系統(tǒng)的劃分方法。

按照發(fā)動機(jī)推力的定義[16-17]，兼顧發(fā)動機(jī)設(shè)計和飛機(jī)設(shè)計需求，把推力表示為上游無窮遠(yuǎn)和發(fā)動機(jī)出口站位之間的動量變化量，即:

(1)

ρ、V、A為發(fā)動機(jī)各站位處的氣流密度、速度和流管截面積。如圖6所示，c站位和e站位分別代表發(fā)動機(jī)入口和出口處，∞站位代表上游無窮遠(yuǎn)處。

XN為標(biāo)準(zhǔn)凈推力，等式右邊第一項(xiàng)為總推力，第二項(xiàng)為沖壓阻力。在整體式進(jìn)/排氣模擬方法中，天平測量得到的總載荷除了含模型的氣動載荷外，還含公式(1)中的凈推力對模型的作用力，需從天平測量總載荷中扣除。

圖6 發(fā)動機(jī)推力定義的站位示意圖

按照公式(1)的定義，推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)包括∞站位與c站位之間的自由流管、進(jìn)氣道唇口和內(nèi)流道、引射器、噴管。從全機(jī)模型上把相應(yīng)部分剝離出來，命名為推/阻校準(zhǔn)模型(見圖7)。

圖7 推/阻校準(zhǔn)模型示意圖

校準(zhǔn)時，在進(jìn)氣道前端安裝喇叭嘴進(jìn)行整流，模擬發(fā)動機(jī)∞站位與c站位之間的流管作用力。通過TPS校準(zhǔn)箱的天平測量喇叭嘴+進(jìn)氣道+引射器+噴管的載荷，獲得符合公式(1)定義規(guī)范的發(fā)動機(jī)推力。

2.2 推/阻校準(zhǔn)方法

如圖8所示，將推/阻校準(zhǔn)模型安裝于校準(zhǔn)箱的模型支撐裝置上，并保證模型縱軸線與箱體的縱軸線平行，模型噴口截面與箱體縱軸線垂直；模型進(jìn)氣道入口和噴管出口分別連通大氣環(huán)境和校準(zhǔn)箱內(nèi)環(huán)境。通過控制標(biāo)準(zhǔn)高壓文氏管來控制引射器的高壓供氣流量，進(jìn)而改變引射器的引射流量，實(shí)現(xiàn)變進(jìn)氣流量模擬；控制校準(zhǔn)箱內(nèi)外壓力差，模擬噴管處的環(huán)境氣流流速。

圖8 推/阻校準(zhǔn)試驗(yàn)示意圖

通過改變系列需要模擬的進(jìn)氣流量，得到模型各參數(shù)的測量值與標(biāo)定值之間的關(guān)系(見圖9)。校準(zhǔn)時，在模擬發(fā)動機(jī)不同排氣落壓比NPR(噴管進(jìn)口總壓與出口靜壓之比)下，由TPS校準(zhǔn)箱的標(biāo)準(zhǔn)高壓文氏管、低壓文氏管和校準(zhǔn)箱專用天平，標(biāo)出模型的進(jìn)氣流量mI,標(biāo)定、排氣流量mJ,標(biāo)定值，以及推力Fx標(biāo)等。同時，由壓力測量系統(tǒng)和安裝在模型內(nèi)的總壓探頭、靜壓探頭、溫度傳感器測量出相應(yīng)條件下的壓力參數(shù)、溫度參數(shù)等，計算出模型進(jìn)氣流量mI,測量、排氣速度VJ,測量、排氣流量mJ,測量的測量值。由公式(2)～(3)得到進(jìn)氣流量和排氣流量的校準(zhǔn)系數(shù)：CdI、CdJ。

CdI=mI,標(biāo)定/mI,測量

(2)

CdJ=mJ，標(biāo)定/mJ,測量

(3)

圖9 校準(zhǔn)參數(shù)示意圖

CVJ=Fx標(biāo)/(mJ,標(biāo)定·VJ,測量)

(4)

在校準(zhǔn)試驗(yàn)中，同時獲得校準(zhǔn)模型的力矩參考點(diǎn)(在該點(diǎn)上僅有作用力、沒有力矩)和推力偏角，以用于全機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)中扣除因推力軸線與模型體軸線不重合而引起的力和力矩。力矩參考點(diǎn)MRP和推力偏角εy、εz的計算公式為：

MRP=Fmz標(biāo)/Fy標(biāo)-x0

(5)

εy=atan(Fy標(biāo)/Fx標(biāo))

(6)

εz=atan(Fz標(biāo)/Fx標(biāo))

(7)

其中，x0為天平校準(zhǔn)中心在校準(zhǔn)模型坐標(biāo)軸系中的軸向坐標(biāo)，F(xiàn)mz標(biāo)和Fx標(biāo)、Fy標(biāo)、Fz標(biāo)分別為天平所測的俯仰力矩、軸向力、法向力和側(cè)向力載荷。

2.3 風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正方法

2.3.1 風(fēng)洞試驗(yàn)中推進(jìn)系統(tǒng)作用力的測量方法

把推/阻校準(zhǔn)模型復(fù)位到全機(jī)模型上，在中國空氣動力研究與發(fā)展中心的8 m×6 m風(fēng)洞內(nèi)進(jìn)行全機(jī)模型進(jìn)/排氣驗(yàn)證試驗(yàn)。給定不同NPR時(對應(yīng)校準(zhǔn)試驗(yàn)相應(yīng)的NPR)，測量出全機(jī)模型進(jìn)氣道出口截面和噴管出口截面處的總壓p′t、靜壓p′s、總溫T′t，根據(jù)校準(zhǔn)試驗(yàn)相同算法，計算出全機(jī)模型進(jìn)氣流量m′I,測量、排氣流量m′J,測量、排氣速度V′J,測量的值。利用校準(zhǔn)系數(shù)，得到全機(jī)模型實(shí)際的進(jìn)氣流量mI、排氣流量mJ和排氣速度VJ：

mI=CdI·m′I,測量

(8)

mJ=CdJ·m′J,測量

(9)

VJ=CVJ·V′J,測量

(10)

收斂噴管的出口處氣流為臨界流動時，氣流完全膨脹，此時pe=p∞；根據(jù)公式(1)計算凈推力和總推力：

XN凈=mJ·VJ-mI·V∞

(11)

XN總=mJ·VJ

(12)

推力在法向和側(cè)向上的分量為：

Fy=XN總·tan(εy)

(13)

Fz=XN總·tan(εz)

(14)

經(jīng)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換和軸系轉(zhuǎn)換，把推進(jìn)系統(tǒng)相對于校準(zhǔn)模型力矩參考點(diǎn)MRP的作用力轉(zhuǎn)化到全機(jī)模型體軸系下的軸向力、法向力和側(cè)向力，分別表示為Fxt、Fyt、Fzt，用在公式(15)中進(jìn)行數(shù)據(jù)修正。

2.3.2 對推進(jìn)系統(tǒng)作用力的修正方法

全機(jī)進(jìn)/排氣風(fēng)洞試驗(yàn)時，由天平測量出模型體軸系下各載荷分量Xt、Yt、Zt、Mzt、Myt、Mxt，經(jīng)公式(15)對推進(jìn)系統(tǒng)作用力影響進(jìn)行修正。

其中，下標(biāo)帶“修”的是扣除推進(jìn)系統(tǒng)作用力影響后的各載荷分量；xeng、yeng、zeng為校準(zhǔn)模型的力矩參考點(diǎn)MRP在全機(jī)模型體軸系內(nèi)的坐標(biāo)值；Fxt為推力方向，與模型Xt的定義方向相反。

Yt修=Yt-Fyt

Xt修=Xt-(-Fxt)

Mzt=Mzt-(-Fxt)·yeng-Fyt·xeng

Zt修=Zt-Fzt

Myt修=Myt+(-Fxt·zeng)+Fzt·xeng

Mxt修=Mxt+Fyt·zeng-Fzt·yeng

(15)

最后，對修正后的載荷無量綱化，獲得帶進(jìn)/排氣影響的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。不同進(jìn)氣流量(或不同落壓比)下的進(jìn)/排氣試驗(yàn)結(jié)果與對應(yīng)狀態(tài)無動力試驗(yàn)結(jié)果的差值，即為不同流量的進(jìn)排氣影響的增量。

3 典型試驗(yàn)結(jié)果

3.1 校準(zhǔn)試驗(yàn)結(jié)果及分析

圖10給出了落壓比NPR在1.1～1.8之間(對應(yīng)不同的進(jìn)氣流量)變化時，各主要參數(shù)的校準(zhǔn)結(jié)果。流量和速度的校準(zhǔn)系數(shù)都小于1，CdI重復(fù)性精度在0.05%內(nèi)，CdJ和CVJ重復(fù)性精度均在0.2%內(nèi)；在不同NPR值時，CdI值基本保持不變，CdJ和CVJ值隨NPR增大呈減小趨勢。

(a) 進(jìn)氣流量校準(zhǔn)系數(shù)

(b) 排氣流量校準(zhǔn)系數(shù)

(c) 排氣速度校準(zhǔn)系數(shù)

校準(zhǔn)系數(shù)小于1表明：在模型上安裝壓力和溫度測量探頭，通過測量的壓力值和溫度計算出來的流量和速度值比實(shí)際值偏大。這是由于模型進(jìn)氣流量、排氣流量和排氣速度的測量值都是通過測量進(jìn)氣道出口截面和噴管出口處的有限數(shù)量離散點(diǎn)的總壓、靜壓和總溫，通過經(jīng)典方法計算得到的。進(jìn)氣道出口截面處的流動情況，受進(jìn)氣道唇口形狀、唇口在模型翼面上的位置、進(jìn)氣道內(nèi)流道的型面特征等因素的影響，存在流場畸變情況，有限數(shù)量的離散點(diǎn)不能全面反映該測量截面處的流動情況，因而測量值與真實(shí)值之間有差值。但在同一個NPR值下，CdI重復(fù)性測量精度在0.05%內(nèi)，說明在固定試驗(yàn)條件下，測量截面處的流場畸變主要表現(xiàn)為穩(wěn)態(tài)的，有較好的穩(wěn)定性，進(jìn)氣流量測量值與真實(shí)值之間存在的差值也是穩(wěn)定的。

噴管出口截面的流動情況受噴管內(nèi)流道長度、型面特征、噴管口在模型翼面的位置、引射器高壓射流與被引射流的摻混程度等因素影響，有限數(shù)量的離散點(diǎn)不能全面反映該測量截面處的流動情況，是測量值與真實(shí)值之間存在差值的主要原因；NPR變化時，引射器高壓射流的強(qiáng)度和分布特征都有變化，使得測量截面處的流場分布發(fā)生變化，引起CdJ和CVJ測量值隨NPR值增大有明顯變化。但在同一個NPR值下，CdJ和CVJ重復(fù)性測量精度都在0.2%內(nèi)，有良好的穩(wěn)定性。

可見，在固定NPR值條件下，進(jìn)氣道出口截面處和噴管出口截面處的流場具有良好的可重復(fù)性，通過校準(zhǔn)得到的CdI、CdJ和CVJ值是可靠的。

3.2 風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果及分析

利用校準(zhǔn)試驗(yàn)結(jié)果，對全機(jī)模型整體式進(jìn)/排氣試驗(yàn)的測量載荷進(jìn)行了推進(jìn)系統(tǒng)作用力的扣除修正，得到有進(jìn)/排氣影響的試驗(yàn)結(jié)果，并與計算結(jié)果進(jìn)行了對比。

圖11為整體式進(jìn)/排氣風(fēng)洞試驗(yàn)的阻力系數(shù)在修正推進(jìn)系統(tǒng)推力影響前后的典型結(jié)果。其中，“進(jìn)排氣，未修正”曲線為帶進(jìn)排氣試驗(yàn)的原始數(shù)據(jù)曲線；“進(jìn)排氣，修正后”曲線為扣除推進(jìn)系統(tǒng)推力后的結(jié)果曲線。計算結(jié)果是在相同的模型上，給定與進(jìn)/排氣風(fēng)洞試驗(yàn)相同的進(jìn)氣參數(shù)、排氣參數(shù)和外流等條件下計算得到的。

圖11 進(jìn)/排氣效應(yīng)對阻力的影響典型結(jié)果

未進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)作用力扣除修正時，試驗(yàn)所得的阻力是一項(xiàng)較大的負(fù)值，是由于按照整體式進(jìn)/排氣引射模擬試驗(yàn)方法，推進(jìn)系統(tǒng)的推力和模型的氣動載荷一起由天平測得，推力方向與模型氣動阻力方向相反，其絕對值遠(yuǎn)大于阻力，故表現(xiàn)為較大的負(fù)阻力。按本文的方法，用推/阻校準(zhǔn)結(jié)果對進(jìn)/排氣試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行推進(jìn)系統(tǒng)作用力修正后，得到的結(jié)果在規(guī)律性和量值上同計算結(jié)果在失速前吻合較好，進(jìn)/排氣效應(yīng)對全機(jī)氣動特性的影響規(guī)律與設(shè)計預(yù)期目標(biāo)一致，證明了整體式進(jìn)/排氣引射模擬試驗(yàn)方法及推/阻校準(zhǔn)方法的合理性。

4 結(jié) 論

(1) 扁平融合布局飛機(jī)整體式進(jìn)/排氣模擬試驗(yàn)方法及推/阻校準(zhǔn)方法可較準(zhǔn)確地校準(zhǔn)進(jìn)氣流量、排氣流量和排氣速度，實(shí)現(xiàn)整體式進(jìn)/排氣風(fēng)洞試驗(yàn)測量載荷數(shù)據(jù)中模型氣動載荷與推進(jìn)系統(tǒng)作用力之間的有效剝離，數(shù)據(jù)修正方法合理。

(2) 利用傳統(tǒng)方法，通過測量離散點(diǎn)流動參數(shù)得到飛機(jī)的進(jìn)氣流量、排氣流量和排氣速度與實(shí)際值存在誤差，影響進(jìn)/排氣效應(yīng)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)度，需要對測量結(jié)果進(jìn)行校準(zhǔn)修正。