一種進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)地面匹配試驗(yàn)方法

馮文梁，姚皆可，周 偉

（成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，成都 610092）

符號(hào)表

We實(shí)際流量（聲速噴嘴測(cè)量得到）

Wa計(jì)算流量

Ma/MaX進(jìn)氣道出口平均馬赫數(shù)

σ/σX進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)

Tu/TuX紊流度

Δσ/ΔσX周向畸變指數(shù)

W/WX綜合畸變指數(shù)

p02/p02X進(jìn)氣道出口平均總壓

pij穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)測(cè)量值

pm靜壓測(cè)點(diǎn)測(cè)量值

p0k脈動(dòng)總壓測(cè)點(diǎn)測(cè)量值

下標(biāo)X經(jīng)過流量修正后的修正值

下標(biāo)i=1,…,5 穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)沿周向

下標(biāo)j=1,…,8 穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)沿徑向編號(hào)

下標(biāo)m=1,…,8 靜壓測(cè)點(diǎn)編號(hào)

下標(biāo)k=1,…,8 脈動(dòng)總壓測(cè)點(diǎn)編號(hào)

p0來流總壓

Tuk測(cè)點(diǎn)紊流度

p0k測(cè)點(diǎn)動(dòng)態(tài)壓力值

p0k測(cè)點(diǎn)動(dòng)態(tài)壓力的時(shí)間平均值

T試驗(yàn)段溫度

A進(jìn)氣道出口面積

q（λ） 氣體函數(shù)

λ速度系數(shù)

γ比熱比，對(duì)于空氣取γ=1.4

0 引言

由于新一代軍用飛機(jī)更為復(fù)雜的作戰(zhàn)和隱身要求，使得進(jìn)氣道形狀越來越復(fù)雜，造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口的流場(chǎng)畸變?cè)龃?，?dǎo)致進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)匹配問題更加突出，嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)乃至整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的穩(wěn)定性和綜合性能。因此，為了保證整個(gè)飛行包線內(nèi)飛機(jī)的飛行安全，盧燕等[1-3]通過試驗(yàn)與數(shù)值仿真、趙鶴書等[4-5]通過理論研究對(duì)進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作問題進(jìn)行研究，這些方法具有非常重要的借鑒和參考意義。

國外航空事業(yè)起步較早，對(duì)進(jìn)/發(fā)匹配問題的研究較為深入，美國動(dòng)力工程學(xué)會(huì)的相關(guān)報(bào)道[6-8]提出進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配工作與流量特性的匹配有關(guān)，流量匹配特性不佳導(dǎo)致小流量下進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配困難；David等[9-11]指出了進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配與流場(chǎng)特性的匹配有關(guān)，流場(chǎng)特性匹配不好，會(huì)造成進(jìn)氣道出口產(chǎn)生較大的進(jìn)氣壓力畸變，嚴(yán)重時(shí)可能造成進(jìn)氣道失穩(wěn)，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)不能正常工作。針對(duì)以上問題，楊國才等[12-13]提出了進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配的力學(xué)模型方法、縮比模型與全尺寸模型的試驗(yàn)方法等，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展具有重大的推動(dòng)作用。中國航空事業(yè)起步較晚，在進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配研究方面公開的資料和文獻(xiàn)較少。施磊等[14]通過改進(jìn)斜板調(diào)節(jié)規(guī)律解決了發(fā)動(dòng)機(jī)在跨聲速小流量下出現(xiàn)的失速和喘振問題；任智博等[15]通過對(duì)進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)開展優(yōu)化降低了進(jìn)氣道壓力畸變及發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)穩(wěn)定裕度的需求；劉永泉等[16-17]對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性設(shè)計(jì)及應(yīng)用進(jìn)行了研究。然而，目前國內(nèi)外還沒有飛機(jī)采用背負(fù)式近距并列雙發(fā)雙S彎進(jìn)氣道的先例；同時(shí)根據(jù)以往設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，地面開車0風(fēng)速是整個(gè)飛行包線內(nèi)進(jìn)氣道性能較為惡劣的狀態(tài)點(diǎn)，此時(shí)進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作點(diǎn)總壓恢復(fù)系數(shù)較低，綜合畸變指數(shù)較大，嚴(yán)重時(shí)可能超出發(fā)動(dòng)機(jī)要求。因此，必須對(duì)地面狀態(tài)的進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)匹配問題進(jìn)行研究，以確保飛機(jī)地面滑行和飛行安全。

本文以背負(fù)式并列雙發(fā)雙S彎進(jìn)氣道為研究對(duì)象，提出了一種驗(yàn)證地面狀態(tài)進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)匹配安全性的試驗(yàn)方法。

1 試驗(yàn)說明

為了考察全尺寸進(jìn)氣道與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的地面匹配安全性，主要的試驗(yàn)件有進(jìn)氣道及唇口，同時(shí)，增加進(jìn)氣口前機(jī)身蒙皮及進(jìn)氣道上部前蒙皮，以便更加真實(shí)地模擬進(jìn)氣口周圍的氣流流動(dòng)情況。由于地面試驗(yàn)臺(tái)架上只能安裝1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)和一側(cè)進(jìn)氣道，因此，為了考察雙發(fā)工作情況，在進(jìn)氣道進(jìn)口前飛機(jī)對(duì)稱面位置設(shè)置隔板，阻止另一側(cè)氣流卷入工作側(cè)進(jìn)氣道，考慮隔板附面層影響，根據(jù)地面狀態(tài)時(shí)進(jìn)氣道入口處氣流速度及隔板長(zhǎng)度，按照平板附面層理論計(jì)算得到附面層厚度約為2.2 mm，因此隔板向沒有發(fā)動(dòng)機(jī)一側(cè)偏移2.2 mm；當(dāng)模擬單發(fā)工作時(shí)則去掉隔板。所以，本次試驗(yàn)的試驗(yàn)件包括左側(cè)進(jìn)氣道、唇口、進(jìn)氣口前機(jī)身蒙皮、進(jìn)氣道上部前蒙皮、隔板，各試驗(yàn)件的連接如圖1所示。

圖1 各試驗(yàn)件連接

試驗(yàn)狀態(tài)定義如下：

狀態(tài)1：加裝隔板模擬雙發(fā)正常工作；

狀態(tài)2：取消隔板模擬單發(fā)停車。

2 試驗(yàn)原理

2.1 進(jìn)氣道出口參數(shù)計(jì)算

進(jìn)氣道出口參數(shù)測(cè)量通過在進(jìn)氣道出口測(cè)量段安裝測(cè)壓耙，耙上布置總壓、靜壓、脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)，測(cè)點(diǎn)分布形式為：沿周向布置8個(gè)測(cè)壓臂，每個(gè)測(cè)壓臂上按等環(huán)面積布置5個(gè)穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)，共40個(gè)點(diǎn)；在最外等環(huán)面沿周向布置8個(gè)脈動(dòng)總壓測(cè)點(diǎn)；在管壁上沿周向布置8個(gè)穩(wěn)態(tài)靜壓測(cè)點(diǎn)。進(jìn)氣道出口截面壓力測(cè)點(diǎn)分布如圖2所示。

圖2 進(jìn)氣道出口截面壓力測(cè)點(diǎn)分布

根據(jù)總壓傳感器測(cè)量結(jié)果，計(jì)算進(jìn)氣道出口參數(shù)按照各測(cè)壓臂φ，將相鄰的σj用直線連接，得到隨φ變化的連續(xù)函數(shù)σ(φ)，找出低壓區(qū)（σj＜σ）的個(gè)數(shù)，對(duì)每個(gè)低壓區(qū)用線性插值求出區(qū)域邊界φ1和φ2，計(jì)算出低壓區(qū)的σdj

式（1）~（7）為穩(wěn)態(tài)參數(shù)計(jì)算。Tu根據(jù)動(dòng)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)值計(jì)算得到

W為Δσ0與Tu之和

根據(jù)一元等熵流動(dòng)關(guān)系式

得到

其中

根據(jù)進(jìn)氣道出口參數(shù)計(jì)算得到

根據(jù)一元等熵流動(dòng)關(guān)系式及氣體函數(shù)與速度系數(shù)的關(guān)系，推導(dǎo)得出[18]

2.2 進(jìn)氣道流量標(biāo)定試驗(yàn)

在式（17）中，進(jìn)氣道出口流量根據(jù)進(jìn)氣道出口參數(shù)計(jì)算得到，與真實(shí)流量有一定偏差。因此，為了獲得更加準(zhǔn)確的進(jìn)氣道出口參數(shù)，將地面吹風(fēng)試驗(yàn)艙關(guān)艙，采用上游供氣、下游抽氣的方法，通過進(jìn)氣道出口測(cè)壓耙測(cè)量進(jìn)氣道出口總壓、靜壓及脈動(dòng)總壓，同時(shí)，在試驗(yàn)過程中保證試驗(yàn)密閉艙內(nèi)環(huán)境與當(dāng)?shù)卮髿猸h(huán)境相同。試驗(yàn)采用聲速噴嘴進(jìn)行流量校準(zhǔn)，可校準(zhǔn)的范圍為4.0~8.5 kg/s。流量標(biāo)定試驗(yàn)原理如圖3所示。進(jìn)氣道實(shí)際流量We通過聲速噴嘴控制得到，計(jì)算流量通過式（17）計(jì)算得到，通過流量標(biāo)定建立計(jì)算流量與實(shí)際流量的關(guān)系

圖3 流量標(biāo)定試驗(yàn)原理

按照流量標(biāo)定試驗(yàn)結(jié)果對(duì)進(jìn)氣道出口參數(shù)進(jìn)行修正，修正方法為：

根據(jù)式（17）、（18）得到

根據(jù)式（19）、（20）得到

根據(jù)式（21）對(duì)p02進(jìn)行修正得到p02X，其中，對(duì)σX和σX不進(jìn)行修正。修正后的σX通過式（1）計(jì)算得到，根據(jù)式（15）對(duì)進(jìn)行修正得到MαX。通過修正前Mα與MX的關(guān)系擬合插值得修正后MαX下的Δσ0X，Tu反映壓力脈動(dòng)強(qiáng)度，不進(jìn)行修正。

2.3 進(jìn)氣道地面抽吸試驗(yàn)

為了獲取全尺寸進(jìn)氣道出口參數(shù)，在地面吹風(fēng)試驗(yàn)艙內(nèi)，采用試驗(yàn)艙門敞開、下游抽吸的方法，通過進(jìn)氣道出口截面壓力測(cè)點(diǎn)測(cè)量值，根據(jù)式（1）~（18）計(jì)算得到進(jìn)氣道總壓恢復(fù)特性、畸變特性和出口平均馬赫數(shù)。地面抽吸試驗(yàn)原理如圖4所示。

圖4 地面抽吸試驗(yàn)原理

2.4 進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)地面匹配試驗(yàn)

將真實(shí)進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)接，固定在地面試車臺(tái)上，起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，考察發(fā)動(dòng)機(jī)在慢車、80%、90%、95%、100%轉(zhuǎn)速下以及加減速過程中，單發(fā)停車和雙發(fā)工作時(shí)進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配安全性。

3 結(jié)果及分析

3.1 流量標(biāo)定試驗(yàn)

在流量標(biāo)定試驗(yàn)中，實(shí)際流量We通過聲速噴嘴控制得到，計(jì)算流量根據(jù)進(jìn)氣道出口測(cè)壓耙測(cè)量值并通過式（17）計(jì)算得到。對(duì)于試驗(yàn)狀態(tài)1、2，通過最小二乘法擬合，得出流量校準(zhǔn)曲線如圖5所示。從圖中可見，試驗(yàn)狀態(tài)1、2流量修正系數(shù)分別為C1=0.958、C2=0.957，二者數(shù)值相當(dāng)，可以認(rèn)為不同試驗(yàn)狀態(tài)對(duì)流量標(biāo)定結(jié)果無影響，因此，取流量修正系數(shù)為0.957。

圖5 不同試驗(yàn)狀態(tài)流量校準(zhǔn)曲線

3.2 地面抽吸試驗(yàn)

3.2.1 試驗(yàn)結(jié)果分析

目前進(jìn)氣道性能的獲取主要以縮比模型進(jìn)氣道測(cè)壓風(fēng)洞試驗(yàn)為主，該方法是國內(nèi)外公認(rèn)的進(jìn)氣道性能獲取的主要手段之一[19]。在首次飛行之前，為了確保進(jìn)/發(fā)匹配安全，進(jìn)氣道性能研究的主要手段是風(fēng)洞試驗(yàn)，其數(shù)據(jù)準(zhǔn)確度可滿足工程使用要求。為了對(duì)比全尺寸進(jìn)氣道性能，選取的對(duì)比數(shù)據(jù)為該進(jìn)氣道縮比模型在南京航空航天大學(xué)NH-2低速風(fēng)洞的吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果。

不同試驗(yàn)狀態(tài)地面抽吸試驗(yàn)與縮比模型進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)氣道出口性能的對(duì)比如圖6所示。

圖6 進(jìn)氣道性能對(duì)比

從圖中可見：

（1）與狀態(tài)2相比，狀態(tài)1的總壓恢復(fù)系數(shù)較低、畸變指數(shù)較大，表明單發(fā)停車狀態(tài)進(jìn)氣道性能優(yōu)于雙發(fā)正常工作狀態(tài)的，這主要是由于地面狀態(tài)為進(jìn)氣道抽吸狀態(tài)，單發(fā)停車時(shí)進(jìn)氣道從四周抽吸進(jìn)氣，而雙發(fā)工作時(shí)無法從另一側(cè)進(jìn)氣道抽吸進(jìn)氣，因此單發(fā)停車進(jìn)氣道進(jìn)氣較雙發(fā)工作進(jìn)氣道進(jìn)氣均勻，從而導(dǎo)致單發(fā)停車時(shí)進(jìn)氣道性能優(yōu)于雙發(fā)工作時(shí)的，這與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果一致，證明了在進(jìn)氣道入口前飛機(jī)對(duì)稱面位置加裝隔板起到一定的模擬雙發(fā)正常工作的作用；

（2）與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相比，采用同樣形式和測(cè)壓點(diǎn)分布的測(cè)量段，狀態(tài)1、2的總壓恢復(fù)和畸變均優(yōu)于縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，這是由于縮比模型尺寸較小，總壓測(cè)量耙對(duì)流場(chǎng)的阻滯干擾較全尺寸的大；

（3）對(duì)于進(jìn)氣道穩(wěn)態(tài)畸變的獲取可以通過試驗(yàn)或CFD仿真得到，而紊流度的獲取只能在試驗(yàn)中通過脈動(dòng)壓力傳感器測(cè)量得到。因此，進(jìn)氣道的綜合畸變指數(shù)只能通過試驗(yàn)測(cè)量得到，對(duì)于進(jìn)氣道性能的獲取CFD仿真無法替代試驗(yàn)。

3.2.2 圖譜分析

由于全尺寸進(jìn)氣道地面抽吸試驗(yàn)與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)的流量點(diǎn)不同，所以僅選取了進(jìn)/發(fā)共同工作點(diǎn)附近（Ma≈0.5）的流場(chǎng)特性進(jìn)行了對(duì)比。

（1）狀態(tài)1：加裝隔板模擬雙發(fā)正常工作。在發(fā)動(dòng)機(jī)工作點(diǎn)附近，全尺寸抽吸試驗(yàn)（狀態(tài)1）與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)（雙發(fā)正常工作）時(shí)進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)對(duì)比如圖7所示。從圖中可見，真實(shí)進(jìn)氣道與風(fēng)洞試驗(yàn)的圖譜分布規(guī)律一致、梯度略有差別，且縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)特性較差，這主要是由于縮比模型進(jìn)氣道測(cè)壓耙對(duì)氣流的阻滯作用較大造成的。同時(shí)，結(jié)合圖6試驗(yàn)結(jié)果可知，全尺寸進(jìn)氣道性能優(yōu)于縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，進(jìn)一步證明加裝隔板模擬雙發(fā)工作狀態(tài)是合理的。

圖7 全尺寸抽吸試驗(yàn)（狀態(tài)1）與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)（雙發(fā)正常工作）時(shí)進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)對(duì)比

（2）狀態(tài)2：取消隔板模擬單發(fā)停車。在發(fā)動(dòng)機(jī)工作點(diǎn)附近，全尺寸抽吸試驗(yàn)（狀態(tài)2）與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)（單發(fā)停車后正常工作側(cè)）進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)對(duì)比如圖8所示。從圖中可見，二者壓力梯度分布規(guī)律一致。證明取消隔板具有一定模擬單發(fā)停車的效果，狀態(tài)2高壓區(qū)位置相比風(fēng)洞試驗(yàn)向順時(shí)針方向略有移動(dòng)（圖2中也可見），這主要是由于狀態(tài)2右側(cè)沒有安裝真實(shí)進(jìn)氣道，同時(shí)進(jìn)氣口前只有機(jī)身上蒙皮，導(dǎo)致進(jìn)氣環(huán)境不真實(shí)而造成的。

圖8 全尺寸抽吸試驗(yàn)（狀態(tài)2）與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)（單發(fā)停車后正常工作側(cè)）進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)對(duì)比

3.3 地面抽吸試驗(yàn)結(jié)果修正

根據(jù)流量標(biāo)定試驗(yàn)所得到的流量修正系數(shù)，對(duì)地面抽吸試驗(yàn)狀態(tài)1、2進(jìn)氣道出口參數(shù)進(jìn)行修正，修正前后進(jìn)氣道性能與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖9所示。

圖9 修正前后進(jìn)氣道性能與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比

從圖中可見，使用聲速噴嘴控制的實(shí)際流量比計(jì)算流量偏小，所以修正后進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)減小，綜合畸變指數(shù)增大，但與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)值相比，總壓恢復(fù)系數(shù)仍然較大，綜合畸變指數(shù)仍然較小。因此，全尺寸進(jìn)氣道性能優(yōu)于風(fēng)洞試驗(yàn)縮比模型的。結(jié)果表明：當(dāng)縮比模型進(jìn)氣道性能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)需求時(shí)，真實(shí)飛機(jī)的進(jìn)/發(fā)匹配安全性是可以保證的。

3.4 進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)地面匹配試驗(yàn)驗(yàn)證

將發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道對(duì)接固定在地面試車臺(tái)上，通過加裝隔板模擬雙發(fā)工作，去掉隔板模擬單發(fā)停車，起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，在慢車、80%、90%、95%、100%轉(zhuǎn)速下以及加減速過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)工作正常，未出現(xiàn)停車和喘振，說明對(duì)于單發(fā)停車或雙發(fā)正常工作狀態(tài)，進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)在地面狀態(tài)的匹配是安全的。地面試驗(yàn)臺(tái)架如圖10所示。

圖10 地面試驗(yàn)臺(tái)架

4 結(jié)論

（1）由于地面試車臺(tái)上只能安裝1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)和一側(cè)進(jìn)氣道，本文通過在進(jìn)氣道入口前飛機(jī)對(duì)稱面位置巧妙設(shè)計(jì)隔板，通過地面抽吸試驗(yàn)進(jìn)氣道出口的性能及總壓恢復(fù)系數(shù)對(duì)比表明，加裝隔板模擬雙發(fā)工作及取消隔板模擬單發(fā)停車是合理的；

（2）根據(jù)全尺寸進(jìn)氣道流量標(biāo)定試驗(yàn)獲得計(jì)算流量Wa和實(shí)際流量We的關(guān)系，并擬合得到流量修正系數(shù)，對(duì)地面抽吸試驗(yàn)進(jìn)氣道出口參數(shù)進(jìn)行修正，結(jié)果顯示：由于實(shí)際流量We較計(jì)算流量Wa偏小，所以修正后與修正前相比，總壓恢復(fù)系數(shù)W降低、綜合畸變指數(shù)W增大，與風(fēng)洞試驗(yàn)值相比，W高于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，W低于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，這是由于全尺寸模型總壓測(cè)量耙對(duì)氣流的阻滯作用較縮比模型的小所致；

（3）全尺寸進(jìn)氣道性能優(yōu)于縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)的，當(dāng)縮比模型進(jìn)氣道性能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)需求時(shí)，真實(shí)飛機(jī)的進(jìn)/發(fā)匹配安全性可以保證；

（4）在地面試車臺(tái)上，將發(fā)動(dòng)機(jī)與真實(shí)進(jìn)氣道對(duì)接，考察發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)與進(jìn)氣道的匹配情況，結(jié)果表明：發(fā)動(dòng)機(jī)在雙發(fā)工作或單發(fā)停車狀態(tài)下，在不同轉(zhuǎn)速及加減速過程中工作正常，進(jìn)一步驗(yàn)證了進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)在地面狀態(tài)匹配良好；

（5）本文采用加裝隔板在單發(fā)試驗(yàn)臺(tái)架雙模擬雙發(fā)工作的方法適用于背負(fù)式近距并排進(jìn)氣道，但其流量標(biāo)定方法可以應(yīng)用到任何類型的全尺寸/縮比模型進(jìn)氣道性能測(cè)量及結(jié)果修正。