王 彤,白玉平,宋文成 ,李 玲 ,王麗萍

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院,沈陽(yáng) 110034)

0 引 言

推力轉(zhuǎn)向技術(shù)是目前提高現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)性、敏捷性,改善飛機(jī)飛行性能的氣動(dòng)-動(dòng)力裝置一體化技術(shù),也是下一代戰(zhàn)斗機(jī)廣泛采用的先進(jìn)技術(shù)之一。實(shí)踐表明,它在現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)突破失速障、實(shí)現(xiàn)大迎角過(guò)失速機(jī)動(dòng)、增強(qiáng)敏感性和機(jī)動(dòng)性,提高作戰(zhàn)能力,減小起飛著陸距離,改善飛機(jī)起落特性以及改善飛機(jī)隱身特性等方面具有十分重要的作用。

飛機(jī)推力轉(zhuǎn)向時(shí),一方面提供了直接的推力方向改變,另一方面,噴流方向的變換,也使繞飛機(jī)氣流的流動(dòng)發(fā)生了變化,因此也對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)力產(chǎn)生重要影響。

該試驗(yàn)研究采用激波誘導(dǎo)法,即通過(guò)引入二次射流產(chǎn)生激波,由于激波誘導(dǎo)作用使噴流偏轉(zhuǎn),研究噴流轉(zhuǎn)向?qū)鈩?dòng)特性的影響。通過(guò)控制噴流落壓比,研究推力轉(zhuǎn)向噴流對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響,即在滿足尾噴管噴口處噴流落壓比的條件下,研究矢量噴流和飛機(jī)外部繞流之間的干擾對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響以及二次引射氣流對(duì)噴流偏轉(zhuǎn)的影響。

1 試驗(yàn)設(shè)備和模型

1.1 試驗(yàn)設(shè)備

1.1.1 風(fēng) 洞

FL-2風(fēng)洞是一座直流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞,試驗(yàn)段截面尺寸為1.2m×1.2m,風(fēng)洞全長(zhǎng)74m。FL-2風(fēng)洞模型迎角變化由四連桿機(jī)構(gòu)完成,側(cè)滑角變化由與模型中部支架配合的多個(gè)橫向接頭完成,模型姿態(tài)角的變化范圍和精度為：

α=-15°～ 25°,精度 ：Δα=±3′;

β=-15°～ 15°,精度：Δβ=±3′;

γ=0°,誤差 Δγ=±6′。

FL-2風(fēng)洞流場(chǎng)校測(cè)和標(biāo)模試驗(yàn)的各項(xiàng)性能指標(biāo)均滿足GJB1179-91的規(guī)定和要求[1-2]。

1.1.2 噴流氣源及壓力控制系統(tǒng)

噴流氣源利用止回閥與閘閥的配合使用,用一個(gè)容積為100m3、設(shè)計(jì)壓力為2×106Pa的臥罐作為氣源。氣流通過(guò)減壓閥,調(diào)壓閥調(diào)節(jié)噴流入口的壓力,給出不同的落壓比。

該試驗(yàn)要控制兩路供氣壓力,由電動(dòng)調(diào)壓閥調(diào)節(jié)管路供氣壓力來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)主噴流壓力的控制,通過(guò)手動(dòng)調(diào)壓閥控制二次引射氣流壓力,壓力變化范圍均為0～1.2MPa。

1.1.3 試驗(yàn)天平

試驗(yàn)采用兩臺(tái)六分量天平進(jìn)行測(cè)力,其中環(huán)式天平測(cè)量噴流氣動(dòng)力,該天平固定端與供氣支架相連,測(cè)量端與噴流系統(tǒng)相連接,并且噴流系統(tǒng)與模型外殼不相碰,保證了該天平只測(cè)量噴流氣動(dòng)力;桿式主天平測(cè)量模型氣動(dòng)力,其固定端與供氣支架相連,測(cè)量端與模型相連,兩臺(tái)天平的連接方式均采用錐連接的方式,靜校誤差見(jiàn)表1和2。

表2 環(huán)式噴流天平靜校誤差Table 2 The calibration error of annular balance

1.2 模型及供氣支撐系統(tǒng)

模型全長(zhǎng)1000mm,剖面為長(zhǎng)徑 110mm、短徑85mm的橢圓,模型及支架最大阻塞度為2.3%。模型的前、后體采用了分離式結(jié)構(gòu),前后兩個(gè)天平分別與供氣支架相固連,同時(shí)噴流系統(tǒng)與模型外殼不相碰,支架與模型外殼不相碰,這種結(jié)構(gòu)保證了桿式主天平測(cè)量值中只包括模型外殼的氣動(dòng)力,而不包括噴流的氣動(dòng)力,因此試驗(yàn)中可以測(cè)量出噴流對(duì)模型的影響量。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷闹畏绞讲捎酶共恐?供氣管路分兩路,一路作為主噴流供氣管路,另一路作為二次引射供氣管路,兩路供氣氣流壓力可以分別進(jìn)行控制,以實(shí)現(xiàn)不同壓力比的噴流偏轉(zhuǎn)。供氣支架與FL-2風(fēng)洞迎角機(jī)構(gòu)連接,試驗(yàn)中通過(guò)控制四連桿機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)模型迎角變化。試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c腹部支撐如圖1所示。

2 試驗(yàn)方法和項(xiàng)目

2.1 試驗(yàn)方法

試驗(yàn)采用腹部支撐方式,Ma數(shù)用常規(guī)控制方式,α的變化則由風(fēng)洞的迎角機(jī)構(gòu)完成。進(jìn)行噴流影響試驗(yàn)時(shí),固定M數(shù)和主噴流壓力,變?chǔ)?按設(shè)定的階梯改變?chǔ)?以實(shí)現(xiàn)所需的α;進(jìn)行二次引射實(shí)現(xiàn)噴流偏轉(zhuǎn)試驗(yàn)時(shí),試驗(yàn)迎角為0°,固定M數(shù)和主噴流壓力,改變二次引射噴流壓力,實(shí)現(xiàn)不同引射壓力下噴流偏轉(zhuǎn)。

試驗(yàn)采用兩臺(tái)天平進(jìn)行測(cè)力,桿式主天平用于測(cè)量模型氣動(dòng)力,通過(guò)通氣試驗(yàn)數(shù)據(jù)和不通氣試驗(yàn)數(shù)據(jù)的差值測(cè)量噴流影響;環(huán)式噴流天平測(cè)量噴流氣動(dòng)力,由噴流氣動(dòng)力估算噴流偏轉(zhuǎn)角。

2.2 試驗(yàn)項(xiàng)目

試驗(yàn)主要進(jìn)行了Ma數(shù)為0.6、0.8時(shí)的噴流干擾試驗(yàn)以及Ma數(shù)為0、0.6、0.8時(shí)的二次引射實(shí)現(xiàn)噴流偏轉(zhuǎn)試驗(yàn),其中噴流干擾試驗(yàn)的模型迎角為0°～12°,二次引射試驗(yàn)中固定模型迎角0°。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图疤炱竭B接方式Fig.1 The model and the balance connection mode

3 數(shù)據(jù)處理

3.1 噴流影響數(shù)據(jù)處理

由于整個(gè)噴流系統(tǒng)不與模型相連接,桿式主天平只能感受到模型氣動(dòng)力,在數(shù)據(jù)處理時(shí)無(wú)需扣除靜推力,因此噴流影響試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法與常規(guī)測(cè)力相同,噴流影響由有噴流和無(wú)噴流試驗(yàn)結(jié)果差值獲得。試驗(yàn)曲線圖中的力和力矩系數(shù)均以風(fēng)軸系給出,試驗(yàn)結(jié)果未進(jìn)行腹撐影響修正。

3.2 二次引射數(shù)據(jù)處理

由于環(huán)式噴流天平只測(cè)量噴流氣動(dòng)力,并且在試驗(yàn)過(guò)程中迎角不變,為0°,在引入二次射流后使噴流偏轉(zhuǎn),從而產(chǎn)生法向力,因此噴流偏角可以通過(guò)環(huán)式天平測(cè)得的法向力和軸向力的比值求反正切得出,噴流推力直接由天平測(cè)得。

4 試驗(yàn)結(jié)果和討論

試驗(yàn)進(jìn)行了噴流影響和二次引射實(shí)現(xiàn)推力轉(zhuǎn)向兩部分研究。由于氣源壓力的限制,噴流落壓比最大只能達(dá)到3.68(Ma數(shù)為0.8時(shí)),因此只進(jìn)行了小落壓比的試驗(yàn)研究。

4.1 噴流干擾試驗(yàn)

試驗(yàn)進(jìn)行了Ma數(shù)為0.6和0.8時(shí)的噴流影響研究,通過(guò)控制噴流供氣壓力實(shí)現(xiàn)對(duì)落壓比的控制,噴流落壓比范圍為0～3.68,試驗(yàn)結(jié)果如圖2和3所示。

圖2給出了Ma數(shù)為0.6時(shí)噴流的影響,由圖可以看出隨著噴流落壓比的增加,同一迎角下升力系數(shù)增大,阻力系數(shù)減小,俯仰力矩系數(shù)減小,說(shuō)明噴流對(duì)模型的氣動(dòng)特性起到增升、減阻的作用。

圖3給出了Ma數(shù)為0.8時(shí)噴流的影響,由圖可以看出噴流對(duì)模型氣動(dòng)特性起到增升、減阻的作用。

圖3 Ma=0.8時(shí)噴流干擾Fig.3 Jet interference characteristics at Ma=0.8

4.2 二次引射實(shí)現(xiàn)推力轉(zhuǎn)向試驗(yàn)研究

該試驗(yàn)對(duì)激波誘導(dǎo)法即二次引射實(shí)現(xiàn)推力轉(zhuǎn)向進(jìn)行了初步研究,試驗(yàn)馬赫數(shù)為0、0.6和0.8。試驗(yàn)中采用手動(dòng)調(diào)壓閥進(jìn)行二次流供氣壓力的控制,在供氣壓力較小時(shí),壓力控制不穩(wěn),因此在主噴流閥門全開(kāi)(即主噴流落壓比最大)的條件下只進(jìn)行了0、0.4和0.6MPa 3個(gè)狀態(tài)的二次流影響試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明：采用激波誘導(dǎo)法可以實(shí)現(xiàn)推力轉(zhuǎn)向。

圖4 Ma=0.6時(shí)推力系數(shù)圖Fig.4 Thrust coefficient at Ma=0.6

圖5 Ma=0.8時(shí)推力系數(shù)圖Fig.5 Thrust coefficient at Ma=0.8

圖4和5分別給出了Ma數(shù)為0.6和0.8時(shí)的推力圖,二次引射試驗(yàn)中采取同一狀態(tài)下連續(xù)采集數(shù)據(jù)的方式進(jìn)行,圖中(2)表示有二次流。由圖可知：在不加入二次引射時(shí),噴流推力隨落壓比的增加而增大;引入二次流以后,二次流對(duì)主噴流有阻礙作用,產(chǎn)生一定的推力損失。

圖6給出了噴流偏角隨Ma數(shù)和引射壓力的變化曲線,Ma數(shù)不同時(shí),噴流總壓和二次引射壓力相同,由圖可知,在相同的條件下,通過(guò)提高引射壓力,可以增大噴流偏轉(zhuǎn)角。

圖6 噴流偏角隨Ma數(shù)和引射壓力變化曲線Fig.6 The declination characteristics with Mach number and exit pressure ration

5 結(jié) 論

該試驗(yàn)對(duì)噴流影響和二次引射實(shí)現(xiàn)推力轉(zhuǎn)向進(jìn)行了研究,得出如下結(jié)論：

(1)亞、跨聲速時(shí),隨著噴流落壓比的增加,同一迎角下升力系數(shù)增大,阻力系數(shù)減小,俯仰力矩系數(shù)減小,說(shuō)明噴流對(duì)模型的氣動(dòng)特性起到積極的作用;

(2)不加入二次引射時(shí),噴流推力隨落壓比的增加而增大;引入二次流以后,二次流對(duì)主噴流有阻礙作用,產(chǎn)生一定的推力損失;

(3)在相同的條件下,通過(guò)提高引射壓力可以增大噴流偏轉(zhuǎn)角;

(4)外流場(chǎng)對(duì)噴流的引射對(duì)噴流偏轉(zhuǎn)起到矯正作用,相同條件下,隨Ma數(shù)的增加,噴流偏轉(zhuǎn)角減小。

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