王勛年,巫朝君,陳 洪,李真旭

(1.西北工業(yè)大學航空學院,西安 710072;2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心,四川綿陽 622662)

0 引 言

隨著航空技術(shù)的發(fā)展,飛機的外部繞流和推進系統(tǒng)的流動之間的相互影響變得更為復(fù)雜,對飛機的性能有更重要的影響。先進戰(zhàn)斗機的設(shè)計中采用了飛機推進系統(tǒng)一體化設(shè)計的概念,即在飛機設(shè)計的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求與約束條件下,尋找最優(yōu)的發(fā)動機/機體布局,以便在整個飛行包線內(nèi)得到最佳的外流特性和高質(zhì)量的內(nèi)流特性?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機的空戰(zhàn)能力很大程度上取決于飛機的高機動性和敏捷性,而機動飛行往往在低速或亞聲速、大迎角范圍內(nèi)進行,同時有些飛機采用推力轉(zhuǎn)向技術(shù),使得進氣/噴流對飛機的外流和內(nèi)流影響都很嚴重。

飛機進氣道的進氣流和尾噴管的噴流對飛行器外流的影響,通常稱為“推進系統(tǒng)進排氣影響”。這種復(fù)雜的干擾流場,目前尚難以用計算方法給出精確的結(jié)果,主要通過風洞試驗來測定。為了獲得推進系統(tǒng)進排氣影響,目前需要采用多個模型進行多期風洞試驗。在目前常規(guī)的模型風洞試驗中,一般在進氣道前加裝整流錐來近似模擬發(fā)動機進氣口附近的繞流,不模擬噴流;再在常規(guī)模型試驗的基礎(chǔ)上,開展通氣模型試驗和噴流試驗,獲得通氣影響和噴流影響結(jié)果;最后對常規(guī)模型的風洞試驗結(jié)果進行通氣影響和噴流影響修正。但是這種試驗方法有很多問題,一是低速風洞試驗時通氣模型的進氣量較小,因此飛機進氣口附近的流場和實際情況差異很大,影響試驗結(jié)果的準確度;二是飛機在大迎角狀態(tài)流動是高度非線性的,進氣和噴流對飛機流場的干擾并不是兩者的線性疊加,此外進氣和噴流之間也有相互干擾;三是采用多個模型進行試驗,通過修正獲得的通氣和噴流影響誤差較大,而且增加了試驗成本和周期。

該研究的目的是發(fā)展一種新的風洞試驗技術(shù),通過在試驗?zāi)Ｐ偷臋C身內(nèi)部安裝發(fā)動機模擬器,實現(xiàn)其進氣和噴流的同時模擬,以便測定進氣/噴流對飛行器的氣動影響量。

在該項研究中,采用簡化的先進戰(zhàn)斗機模型,其進氣和噴流的技術(shù)指標具有代表性和先進性。研究的內(nèi)容包括研制引射式發(fā)動機模擬器及其校準裝置、全機試驗?zāi)Ｐ汀y力天平及模型支撐裝置,通過風洞試驗測量進氣/噴流對飛行器的氣動影響量。

1 引射式模擬器

研究的難點在于研制滿足技術(shù)要求的引射式發(fā)動機模擬器,用于模擬飛機模型進氣和噴流,這是本項研究的核心裝置。

根據(jù)先進戰(zhàn)斗機的工作狀態(tài),提出了全機模型試驗進氣流量和噴流落壓比的模擬要求：一是噴流落壓比大于2。二是進氣流量大于 70%,即試驗風速70m/s,進氣流量大于0.4kg/s;試驗風速0m/s,進氣流量大于0.37kg/s。

為了滿足進氣流量、落壓比的試驗要求,提出了模擬器采用兩級引射和抽氣相結(jié)合的方案,見圖1。該方案采用兩級環(huán)縫實現(xiàn)超聲速流動形成負壓區(qū),引射進氣道的流動;為了提高進氣流量,又在第二級引射縫前設(shè)置了抽氣縫,通過風洞外的抽氣裝置抽吸進氣道的氣流;引射氣流和從進氣道進入的被引射氣流混合后從噴管排出。在研究過程中,為進一步提高進氣流量,在環(huán)縫引射的基礎(chǔ)上增加了中心引射噴嘴;二級環(huán)縫增加了混合槽,以加強引射氣流和被引射氣流的混合,進一步提高被引射氣流流量。

圖1 引射模擬器方案示意圖Fig.1 Sketch of ejector simulator

為了保證模擬器的設(shè)計成功,以及對模擬器的性能進行多方面的考核,還對設(shè)計的模擬器進行了CFD數(shù)值模擬計算。計算時給定模擬器的尾噴管狀態(tài),改變高壓引射氣源的總壓(工作壓力),求解模擬器的引射氣流和被引射氣流參數(shù)(靜壓、總壓、溫度等),利用測量到的溫度和壓力計算模擬器的進氣流量和落壓比等參數(shù)。研究了引射器內(nèi)流場,對不接抽氣管路的情況進行了計算,并與試驗結(jié)果進行了比較,吻合較好,說明本項數(shù)值模擬的方法是可行的,同時也驗證了模擬器設(shè)計的可靠性。

模擬器的結(jié)構(gòu)如圖2。

在中國革命艱難而光輝的漫長進程中，淮海戰(zhàn)役留下了濃墨重彩、光輝絢爛的一筆。時至今日，五四精神、紅船精神、井岡山精神、蘇區(qū)精神、長征精神、延安精神、西柏坡精神等構(gòu)成的富有時代內(nèi)涵和特色的文化精神，已經(jīng)成為近年來革命文化勃興的精神動力和價值追求。在重大紀念時間節(jié)點，仔細回望過往、爬梳脈絡(luò)，凝練出歷久彌新、永垂不朽的淮海戰(zhàn)役精神，不僅僅是對那段可歌可泣的戰(zhàn)爭史的尊重和回應(yīng)，更是從宏觀審視到微觀探究去豐富和發(fā)展革命文化精神的應(yīng)有之作。

圖2 模擬器結(jié)構(gòu)Fig.2 Structure of the ejector simulator

2 試驗方案

研制試驗?zāi)Ｐ蜁r進行了飛機模型、天平、引射模擬器、支撐系統(tǒng)的一體化設(shè)計,見圖3。

圖3 試驗?zāi)Ｐ虵ig.3 Test model

試驗?zāi)Ｐ偷闹饕獛缀螀?shù)如下：

機翼參考面積 S=0.24m2

機身長度 LE=1.2m

機翼展長 Ls=0.73m

模型內(nèi)安裝了通氣的環(huán)式六分量測力天平。模型機身和天平的浮動端相連,天平的固定端安裝在模擬器的前段上。模型的進氣道通過軟連接與模擬器前段的進氣管連通,實現(xiàn)導氣又不傳力的要求。模擬器后段的排氣管路與模型機身有間隙。模擬器中段由通氣支桿支撐,針對模擬器工作時的供氣和抽氣要求,通氣支桿內(nèi)部布置了高壓供氣管路和抽氣管路。因此,天平測量的氣動載荷包括模型的氣動力和進氣道的內(nèi)阻,沒有包括模擬器、噴管和模型支撐的作用力。

試驗?zāi)Ｐ蜑槎喙δ茉囼災(zāi)Ｐ?可以滿足常規(guī)測力試驗、通氣模型試驗、噴流試驗、進氣/噴流試驗的要求。在常規(guī)測力試驗狀態(tài),模型的進氣道和噴口封閉,進氣口采用堵錐封閉。通氣試驗時,拆除進氣口堵錐,封閉模擬器的引射環(huán)縫和抽氣縫。進氣/噴流試驗時,通過模擬器的抽吸,使得進氣道入口流量增大以滿足試驗?zāi)M要求,進氣流與模擬器的引射氣流混合后通過模型的尾噴口噴出。噴流試驗時,進氣口采用堵錐模擬,封閉模擬器的抽氣縫,通過引射環(huán)縫注入高壓氣流形成模型的噴流。

3 引射式模擬器的校準

校準內(nèi)容包括：模擬器在單級引射、單級引射+抽氣、雙級引射、雙級引射+抽氣等4種工作狀態(tài)下的工作性能,結(jié)果表明可以滿足較大范圍的進氣/噴流參數(shù)的模擬。主要結(jié)果如表1所示。

表1 模擬器工作性能Table 1 Capability of simulator

雙級引射+抽氣狀態(tài),風速0m/s,最大進氣流量達68.6%,此時噴流落壓比1.53。當風速70m/s,最大進氣流量達72%,此時落壓比1.76,進氣流量滿足設(shè)計要求。雙級引射不抽氣狀態(tài)與雙級引射+抽氣狀態(tài)相比,最大流量下降25%,相應(yīng)的落壓比基本不變。

第二級引射+抽氣狀態(tài),風速0m/s,最大進氣流量達99.6%,此時噴流落壓比1.7。當風速70m/s,最大進氣流量達94%,此時落壓比2.14,進氣流量、落壓比都滿足設(shè)計要求。第二級引射不抽氣狀態(tài)與第二級引射+抽氣狀態(tài)相比,最大流量下降40%,但是相應(yīng)的落壓比上升0.17。

當噴流的落壓比提高時,進氣流量逐漸下降,落壓比超過2.5以后,進氣流量只能達到較小的值。如雙級引射+抽氣狀態(tài),落壓比2.86,進氣流量只有26%。

校準試驗結(jié)果還表明,在相同的供氣壓力下,模型的迎角和側(cè)滑角對進氣流量和噴流落壓比的影響在1%以內(nèi),因此可以忽略迎角和側(cè)滑角對模擬器工作特性的影響。圖4為校準的部分結(jié)果曲線。

圖4 模擬器校準曲線Fig.4 Calibration curve of the simulator

4 全機推進系統(tǒng)模擬試驗

利用研制的模型進行了驗證性試驗研究,在Φ 3.2m風洞進行了常規(guī)的全機模型試驗(進氣口用堵錐,簡稱堵錐模型)、通氣模型試驗、噴流模型試驗及進氣/噴流模型試驗。其中噴流模型試驗的落壓比2.1,進氣/噴流模型試驗的落壓比2.14,進氣流量94%。試驗迎角范圍-5°～48°,側(cè)滑角范圍0°～15°,試驗風速為70m/s。試驗獲得了進氣/噴流對全機氣動特性的影響。試驗的主要結(jié)果見表2～4,試驗精度滿足國軍標合格要求。

圖5 縱向氣動特性曲線Fig.5 Longitudianl aerodynamic characteristics

試驗結(jié)果表明,通氣對最大升力系數(shù)影響很小,使升力線斜率略增加,航向穩(wěn)定度下降了10%左右,對橫向特性和側(cè)力特性影響很小;噴流使得最大升力系數(shù)略有增加,對橫側(cè)向的影響較小;進氣/噴流試驗對全機氣動特性的影響主要表現(xiàn)在最大升力系數(shù)下降,使縱向穩(wěn)定性有所下降,零升俯仰力矩減小,對側(cè)力和滾轉(zhuǎn)力矩影響較小,使航向穩(wěn)定性下降24%。

表2 試驗重復(fù)性精度Table 2 Precision of test

表3 縱向氣動特性Table 3 Longitudianl aerodynamic characteristics

表4 橫側(cè)向氣動特征參數(shù)(α=5°)Table 4 Lateral aerodynamic characteristics

表5給出了目前常用的通氣和噴流修正結(jié)果與進氣/噴流試驗結(jié)果的對比。兩者相比,通氣和噴流修正結(jié)果獲得的全機氣動特性使最大升力系數(shù)偏大0.09,縱向穩(wěn)定性、航向穩(wěn)定性偏大10%左右。主要原因是通氣試驗的進氣流量小(約20%),而進氣/噴流試驗進氣流量大(94%),改變了進氣口前機頭的流動,使得機頭下表面和側(cè)面的負壓增加,而且還模擬了進氣和噴流的耦合效應(yīng)。

表5 含進氣和噴流效應(yīng)的氣動特性Table 5 Aerodynamic characteristics with intake and jet effects

天平測量的氣動力中包含了進氣道內(nèi)阻,由于內(nèi)流測量點較少,采用動量法修正內(nèi)阻的誤差較大,因此沒有給出阻力的試驗結(jié)果。目前正在開展進氣道內(nèi)阻的修正方法研究。

5 結(jié)束語

該項研究發(fā)展了一種新的戰(zhàn)斗機推進系統(tǒng)模擬風洞試驗技術(shù)。一是研制了引射式模擬器,能夠?qū)崿F(xiàn)同時模擬戰(zhàn)斗機進氣和噴流的試驗要求,具有進氣流量大、噴流落壓比高的特性。二是研制了內(nèi)置模擬器的試驗?zāi)Ｐ?、測力天平和通氣支撐等設(shè)備,可以方便地實現(xiàn)常規(guī)試驗、通氣試驗、噴流試驗、進氣/噴流試驗。經(jīng)過風洞試驗驗證,該項試驗技術(shù)能夠同時模擬戰(zhàn)斗機的進氣和噴流效應(yīng),試驗獲得了包含進氣和噴流影響的全機氣動特性,試驗結(jié)果合理可信。與目前常用的進氣、噴流修正方法相比,該項技術(shù)能更準確地模擬戰(zhàn)斗機進氣/噴流效應(yīng)。

[1] 王勛年,楊萬富,巫朝君,等.戰(zhàn)斗機推進系統(tǒng)模擬試驗技術(shù)研究論證[R].中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所,2001.

[2] 王勛年,楊萬富,張 鈞,等.發(fā)動機模擬器設(shè)計[R].中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所,2002.

[3] 楊萬富,王勛年,李真旭,等.發(fā)動機模擬器校準試驗[R].中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所,2004.

[4] 張 鈞,楊萬富,王勛年,等.SFM 1：13模型及推進系統(tǒng)裝置設(shè)計圖[R].中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所,2004.

[5] 巫朝君,王勛年,楊萬富,等.戰(zhàn)斗機推進系統(tǒng)模擬試驗報告[R].中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所, 2005.

[6] 王勛年,巫朝君,唐建平,等.戰(zhàn)斗機推進系統(tǒng)模擬試驗技術(shù)研究總結(jié)[R].中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所,2005.