巫朝君，孔 鵬，王勛年，盧翔宇，陳輔政

（中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

0 引 言

飛機(jī)進(jìn)氣道性能的好壞直接影響到發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的推力大小以及發(fā)動(dòng)機(jī)能否正常工作，進(jìn)而制約著飛機(jī)的綜合作戰(zhàn)性能和安全性，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性則是其中的關(guān)鍵因素之一。對于確定的發(fā)動(dòng)機(jī)來說，要準(zhǔn)確弄清進(jìn)氣道與之的相容性，就必須弄清在所有主要影響因素條件下進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)流量匹配情況，進(jìn)氣道內(nèi)部流場的穩(wěn)態(tài)、動(dòng)態(tài)畸變等問題。

氣動(dòng)中心低速所的常規(guī)進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)采用腹部支撐方式；大迎角試驗(yàn)時(shí)，是把模型滾轉(zhuǎn)90°安裝，加上60°預(yù)彎支桿，通過側(cè)滑角機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)的，較難保證進(jìn)氣口處于風(fēng)洞流場中心；進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎貌慷文Ｐ?，模擬了喉道以前的進(jìn)氣道內(nèi)管道和外形，以及前機(jī)身的大部分，沒有模擬鴨翼等位于進(jìn)氣道入口附近的部件對進(jìn)氣道進(jìn)口流場的影響。同時(shí)，低速所的進(jìn)氣道試驗(yàn)還存在幾點(diǎn)亟待優(yōu)化的問題：（1）引射裝置處于試驗(yàn)段內(nèi)，模型和引射裝置的總阻塞度較大，試驗(yàn)最大馬赫數(shù)滿足不了型號(hào)研制對馬赫數(shù)與高速風(fēng)洞銜接的需求；（2）實(shí)現(xiàn)大迎角進(jìn)氣道試驗(yàn)的技術(shù)手段相對落后，影響試驗(yàn)效率；（3）4m×3m風(fēng)洞試驗(yàn)任務(wù)一直異常繁忙，宜逐漸把一些特種試驗(yàn)移到其它風(fēng)洞進(jìn)行，合理利用資源。

1 試驗(yàn)裝置研制

1.1 引射器

本項(xiàng)技術(shù)研究的難點(diǎn)在于研制體積小、滿足技術(shù)要求的引射器，用于模擬飛機(jī)模型進(jìn)氣道流量，這是本項(xiàng)技術(shù)研究的核心裝置。

根據(jù)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的工作狀態(tài)，為滿足進(jìn)氣道試驗(yàn)進(jìn)氣流量的模擬及開展大迎角進(jìn)氣道性能試驗(yàn)研究的要求，提出了引射器／張線尾撐一體化設(shè)計(jì)的方案。為優(yōu)化引射器性能，引射器采用圓柱形、雙環(huán)縫式結(jié)構(gòu)形式，由外套、中心體和尾段構(gòu)成；其前端與通氣支桿相連接，左右兩端通過兩路進(jìn)氣管道與張線尾撐裝置相連。引射器外套前端開槽以減輕整體重量，增加加強(qiáng)筋以改善強(qiáng)度。該方案采用兩級(jí)環(huán)縫實(shí)現(xiàn)超聲速流動(dòng)形成負(fù)壓區(qū)，引射進(jìn)氣道的氣體流動(dòng)；引射氣流和從進(jìn)氣道進(jìn)入的被引射氣流混合后從噴管排出，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣流量模擬；通過引射器／張線尾撐的一體化設(shè)計(jì)，利用張線尾撐裝置實(shí)現(xiàn)大迎角試驗(yàn)?zāi)芰?。引射器結(jié)構(gòu)示意圖見圖1。

圖1 引射器結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure of the ejector

為了引射器的成功設(shè)計(jì)，以及對引射器的性能及體積進(jìn)行多方面的優(yōu)化，還對設(shè)計(jì)的引射器進(jìn)行了CFD數(shù)值模擬。計(jì)算時(shí)給定引射器的工作狀態(tài)，改變高壓引射氣源的總壓（工作壓力），求解引射器的引射氣流和被引射氣流參數(shù)（靜壓、總壓和溫度等），利用測量到的溫度和壓力計(jì)算引射器的進(jìn)氣流量等參數(shù)，進(jìn)行相互檢驗(yàn)。

1.2 流量測量裝置

為提高流量測量精準(zhǔn)度和總壓測量精準(zhǔn)度，減小測量耙自身對進(jìn)氣道內(nèi)流場的干擾，要求測量耙阻塞度要小于10%。進(jìn)行測量耙設(shè)計(jì)時(shí)，采用直徑1mm的空心金屬導(dǎo)管作為測壓探頭，共有6個(gè)耙臂，每個(gè)耙臂上布置5個(gè)測量探頭，按照等環(huán)面積分布方式布置；周向均布6個(gè)動(dòng)態(tài)傳感器探頭；測量段管壁上與測量探頭前端截面對應(yīng)處布置6個(gè)靜壓孔。測量裝置在測量端面的測量點(diǎn)分布示意圖見圖2。

圖2 測量點(diǎn)分布示意圖Fig.2 Sketch map of measuring points

1.3 氣源控制系統(tǒng)

引射器由高壓氣源驅(qū)動(dòng)，其主要流程為：高壓氣源經(jīng)高壓球閥、過濾器、減壓閥等輸出，通過高壓金屬軟管連接到兩路數(shù)字閥，數(shù)字閥串接空氣換熱器、流量測量單元、后置過濾器，再接入引射器。

為提高供氣壓力控制精度，研制了基于13bit數(shù)字閥的控制系統(tǒng)，采用以下流量／壓力控制方法：主管路流量調(diào)節(jié)控制運(yùn)算為非線性PID運(yùn)算，其控制量通過數(shù)字閥完成對主管路流量的控制；根據(jù)主管路流量的給定值與反饋值的差值、以及數(shù)字閥入口總壓和總溫，計(jì)算出數(shù)字閥的閥位偏差，以此偏差作為數(shù)字閥的閥位補(bǔ)償值重新調(diào)整喉道的流通面積，從而調(diào)整主管路流量。這種方法使流量控制精度達(dá)到了0.1%。

2 試驗(yàn)技術(shù)方案

采用張線尾撐與引射器裝置相結(jié)合的方法，把引射器置于張線尾撐裝置上，通過通氣支桿、流量測量段與模型連接，引射器的驅(qū)動(dòng)氣體由高壓氣源經(jīng)兩路進(jìn)氣管道提供，由引射器的引射作用實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道的進(jìn)氣流量模擬，方案示意圖見圖3。通過張線裝置和下轉(zhuǎn)盤實(shí)現(xiàn)迎角－10°～90°，側(cè)滑角－15°～15°的要求；根據(jù)需求，側(cè)滑角可進(jìn)一步拓展到－30°～30°；試驗(yàn)馬赫數(shù)可以到0.3。

為檢驗(yàn)該試驗(yàn)裝置的性能，進(jìn)行了引射器裝置的性能研究，采用張線尾撐和常規(guī)腹撐方式進(jìn)行某戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道性能的對比試驗(yàn)研究及鴨翼對進(jìn)氣道性能影響的研究。

（2）就目前藥學(xué)教學(xué)團(tuán)隊(duì)骨干教師組成來看，“雙師素質(zhì)”骨干教師人數(shù)相對較少，今后需培養(yǎng)或聘請高水平的“雙師素質(zhì)”骨干教師，通過與企業(yè)合作、進(jìn)修和培訓(xùn)，不斷提高藥學(xué)骨干教師的實(shí)踐技能和創(chuàng)新能力。在條件合適時(shí)，安排藥學(xué)骨干教師出國進(jìn)修，開闊眼界。

圖3 試驗(yàn)方案示意圖Fig.3 Sketch map of test

對引射器性能研究采用2個(gè)木制的鐘形罩調(diào)試模型，進(jìn)氣口為圓唇口，后端模擬進(jìn)氣道出口，2個(gè)模型的喉道截面積分別為0.006361m2和0.003848m2。通過氣源控制系統(tǒng)，分單路和雙路兩種供氣流量／壓力控制方式，由低到高逐漸增加驅(qū)動(dòng)氣源壓力（測出對應(yīng)的供氣流量、供氣壓力），依次測量出引射器在各供氣壓力／流量點(diǎn)對應(yīng)的引射流量，確定引射器在工作壓力范圍內(nèi)的最大流量，研究引射器性能與供氣流量的對應(yīng)關(guān)系。

開展鴨翼對進(jìn)氣道性能的影響研究，采用某戰(zhàn)斗機(jī)金屬模型，模擬了機(jī)頭、前機(jī)身、鴨翼、進(jìn)氣道唇口、進(jìn)氣道內(nèi)通道及進(jìn)氣道出口截面。分幾種情況研究鴨翼對進(jìn)氣道性能的影響：（1）狀態(tài)一：部段鴨翼，面積約為全鴨翼面積的60%，4°安裝角；（2）狀態(tài)二：部段鴨翼，面積約為全鴨翼面積的60%，7°安裝角；（3）狀態(tài)三：左側(cè)為全鴨翼，右側(cè)為部段鴨翼，4°安裝角；（4）無鴨翼狀態(tài)。

3 引射器性能校準(zhǔn)

為摸清引射器的性能，在φ3.2m低速風(fēng)洞進(jìn)行了引射器的性能研究試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明：引射器的引射流量隨供氣壓力／流量的增大而增大，采用雙路供氣時(shí)引射流量隨供氣壓力增大的速率較單路供氣時(shí)快；雙路供氣時(shí)，0.9MPa的壓力就可使引射流量基本達(dá)到最大值，使用單路供氣時(shí)，需1.6MPa的壓力才能達(dá)到同樣效果。圖4為部分結(jié)果曲線。

引射器的引射流量一定時(shí)，采用單路供氣與雙路供氣所需的供氣流量相同。

引射器的引射流量隨模型喉道面積不同而不同，采用調(diào)試模型（喉道截面積為0.006361m2）時(shí)，引射流量達(dá)1.34kg／s。

圖4 引射器工作性能Fig.4 Capability of the ejector

4 進(jìn)氣道性能試驗(yàn)研究

4.1 支撐方式對進(jìn)氣道性能的影響

采用引射器／張線尾撐方案與常規(guī)腹撐方案的對比試驗(yàn)結(jié)果表明：兩種試驗(yàn)方案的結(jié)果規(guī)律一致；在進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)流量匹配點(diǎn)附近，采用引射器／張線尾撐方案得到的總壓恢復(fù)系數(shù)高于后者約0.2%，而綜合畸變指數(shù)低于后者約0.3%。這主要是采用引射器／張線尾撐一體化方案時(shí)，支撐裝置體積相對較小，總體阻塞度小于腹撐裝置的阻塞度，且模型一直處于中心流場，進(jìn)氣口局部流場受支撐裝置等的影響較小的原因，這對開展大迎角進(jìn)氣道試驗(yàn)是有利的。圖5為基本狀態(tài)下的典型結(jié)果。

4.2 鴨翼對進(jìn)氣道性能的影響

利用引射器／張線尾撐方案，開展了包括無鴨翼狀態(tài)和不同鴨翼模擬程度對進(jìn)氣道性能的影響研究。

表1～3給出了在典型試驗(yàn)條件下，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配特性數(shù)據(jù)（風(fēng)速70m／s）。試驗(yàn)結(jié)果表明，迎角α和側(cè)滑角β都為0°時(shí)，不同的鴨翼狀態(tài)對進(jìn)氣道性能影響僅表現(xiàn)在穩(wěn)態(tài)畸變和綜合畸變指數(shù)改變上，最大分別約為0.6%和3.6%。

表1 匹配點(diǎn)數(shù)據(jù)（α＝β＝0°）Table1 Matching point data of inlet and engine

圖5 進(jìn)氣道性能曲線Fig.5 Characteristic curve of inlet

表2 匹配點(diǎn)數(shù)據(jù)（α＝45°、β＝0°）Table2 Matching point data of inlet and engine

表3 匹配點(diǎn)數(shù)據(jù)（α＝0°、β＝－15°）Table3 Matching point data of inlet and engine

側(cè)滑角0°時(shí)，在小迎角范圍內(nèi)3種鴨翼狀態(tài)對進(jìn)氣道性能幾乎無影響，迎角45°時(shí)，與無鴨翼狀態(tài)相比，總壓恢復(fù)系數(shù)最大降低約0.3%，穩(wěn)態(tài)畸變增加約12%，綜合畸變指數(shù)增加了7%，但變化的絕對量值較小，畸變本身的最大值均在發(fā)動(dòng)機(jī)的可容許范圍內(nèi)；3種鴨翼狀態(tài)之間變化較小。

迎角0°時(shí)，在小側(cè)滑角范圍內(nèi)3種鴨翼狀態(tài)對進(jìn)氣道性能基本無影響，側(cè)滑角－15°時(shí)，同無鴨翼狀態(tài)相比，總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)約降低0.2%，穩(wěn)態(tài)畸變降低2.6%，綜合畸變指數(shù)W增加了2%，但變化的絕對量值較小，畸變的量值在發(fā)動(dòng)機(jī)的可容許范圍內(nèi)變化；3種不同的鴨翼狀態(tài)之間變化較小。

在迎角和側(cè)滑角都改變情況下，側(cè)滑角－15°、迎角45°以上時(shí)，鴨翼狀態(tài)三與無鴨翼狀態(tài)相比對進(jìn)氣道性能的影響才略明顯，總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)約降低了0.7%，穩(wěn)態(tài)畸變增加約0.6%，綜合畸變指數(shù)增加了7%，但畸變本身的最大值均在發(fā)動(dòng)機(jī)的可容許范圍內(nèi)。

從進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性角度講，有或沒有模擬鴨翼基本不對進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性產(chǎn)生影響。

5 結(jié)束語

該研究在φ3.2m風(fēng)洞發(fā)展了一種基于引射器／張線尾撐一體化的戰(zhàn)斗機(jī)大迎角進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。（1）研制了張線尾撐／引射器一體化的進(jìn)氣道裝置，引射器引射流量達(dá)1.34kg／s，可完全滿足中國已有戰(zhàn)斗機(jī)在3m量級(jí)的風(fēng)洞開展進(jìn)氣道試驗(yàn)時(shí)的流量模擬及開展大迎角試驗(yàn)研究的需求；由于φ3.2m風(fēng)洞最大風(fēng)速可達(dá)115m／s，還可實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)馬赫數(shù)與高速風(fēng)洞銜接的試驗(yàn)數(shù)據(jù)需求。（2）開展了鴨翼對戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道性能影響研究，獲得了包括無鴨翼、部段鴨翼和全鴨翼在不同姿態(tài)角狀況下對進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律，為進(jìn)氣道試驗(yàn)中模型外形模擬程度提供了依據(jù)。

［1］ 巫朝君，王勛年，孔鵬，等.飛機(jī)全模進(jìn)氣道低速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究實(shí)施方案［R］.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，2008.

［2］ 姜正行，徐華舫，胡同，等.飛機(jī)內(nèi)流空氣動(dòng)力學(xué)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，1989.

［3］ 惲起麟，吳望一，童秉綱，等.風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2000.

［4］ 張津，洪杰，陳光，等.現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)與發(fā)展［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2006.

［5］ 李周復(fù)，李潛，曲芳亮，等.風(fēng)洞特種試驗(yàn)技術(shù)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2010.