賈 毅，鄭 芳，黃 浩，尹世博，郎衛(wèi)東

（中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074）

低速風(fēng)洞推力矢量試驗技術(shù)研究

賈 毅，鄭 芳，黃 浩，尹世博，郎衛(wèi)東

（中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074）

介紹了中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-09低速風(fēng)洞利用YF-16標(biāo)模作為研究對象開發(fā)的一種推力矢量試驗系統(tǒng)，系統(tǒng)利用中壓氣源提供的最大2.0MPa壓縮空氣，通過通氣管路和推力矢量管道由模型尾噴管排出，用于模擬飛機噴流對全機氣動特性的影響。推力矢量試驗系統(tǒng)充分利用現(xiàn)有的大迎角機構(gòu)預(yù)彎支桿作為模型支撐裝置和引氣管路，使同一次車次的試驗迎角范圍能夠達到-6°～90°，同時極大降低管路壓力損失，使得噴口最大落壓比NPR超過5，并且能夠?qū)崿F(xiàn)模型腹部支撐和背部支撐兩種形式的相互轉(zhuǎn)換。試驗采用六分量常規(guī)測力天平和推力矢量傳感器以及總壓傳感器等，測量得到了推力矢量噴流對全機氣動性能的影響以及噴管的氣動性能。主要介紹整個系統(tǒng)布局、推力矢量管路的優(yōu)化設(shè)計、測試設(shè)備以及兩套噴管的典型試驗結(jié)果。推力矢量試驗系統(tǒng)在經(jīng)過支撐干擾修正、噴流狀態(tài)下傳感器校準、壓力管路化等方面做進一步的深入研究之后，將形成試驗?zāi)芰Α?/p>

推力矢量；落壓比；噴流影響；噴管特性

0 引 言

第四代戰(zhàn)斗機的特點集中體現(xiàn)在幾個方面：高機動性和敏捷性；發(fā)動機不開加力長時間超音速巡航；低可探測性；先進航電武器系統(tǒng)；短距／垂直起降。即所謂的“5S”（Super Maneuverability，Supersonic Cruise，Stealth，Super Avionics for Battle Awareness and Effectiveness，STOL／VTOL）標(biāo)準，其中高機動性和機敏性對近距格斗的戰(zhàn)斗機具有重要意義，尤其在具有過失速機動能力的基礎(chǔ)上，同時兼顧超視距作戰(zhàn)能力［1-3］。推力矢量技術(shù)是目前提高現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的機動性、敏捷性，改善飛機飛行性能的氣動-動力裝置一體化技術(shù)，也是第四代戰(zhàn)斗機廣泛采用的先進技術(shù)之一。實踐表明，它在戰(zhàn)斗機突破失速障礙、實現(xiàn)大迎角過失速機動、增強敏捷性和機動性，提高作戰(zhàn)能力，減小起飛著陸距離，改善飛機起落特性以及改善飛機隱身特性等方面具有十分重要的作用［4-5］。

飛機利用矢量推力時，一方面提供了直接的推力方向的改變，另一方面噴流方向的變換，也使繞飛機氣流的流動發(fā)生了變化，因此對飛機的氣動力產(chǎn)生重要影響。研究推力矢量技術(shù)不可回避的問題是研究它對飛機氣動特性的影響，這種影響在飛機設(shè)計過程中確定其氣動布局時必須予以考慮［6-7］，就國內(nèi)外目前的情況來看，獲取較為準確可靠的數(shù)據(jù)還應(yīng)以風(fēng)洞試驗為主，大力發(fā)展推力矢量風(fēng)洞試驗技術(shù)和試驗裝備是非常必要的。

國外航空發(fā)達國家在推力轉(zhuǎn)向技術(shù)研究過程中，對風(fēng)洞試驗技術(shù)給予了高度的重視。以NASA蘭利研究中心為例，在上世紀70，80年代，發(fā)展了完善的全機和飛機后體測力、測壓試驗設(shè)備及推力轉(zhuǎn)向噴管地面試驗臺，進行了大量的研究試驗，在推力轉(zhuǎn)向技術(shù)的發(fā)展過程中起到了重要作用；俄羅斯在多座低速風(fēng)洞均具有推力矢量試驗技術(shù)，模擬落壓比NPR最大可達10。

我國自“七五”期間開始陸續(xù)開展該技術(shù)領(lǐng)域的預(yù)研工作，特別是“九五”以來，加快了獨立研制推力轉(zhuǎn)向技術(shù)的步伐，已取得了一定的成果。氣動中心Φ3.2m低速風(fēng)洞推力矢量試驗采用張線支撐，迎角范圍大，試驗中采用多天平連續(xù)掃描測試技術(shù)；航空氣動院FL-8低速風(fēng)洞利用獨立氣瓶可提供3MPa壓力空氣，腹部、背部支撐方式組合進行試驗，發(fā)展了真實試驗狀態(tài)下的天平校準技術(shù)。中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-09低速風(fēng)洞推力矢量試驗技術(shù)充分利用風(fēng)洞大迎角支撐系統(tǒng)，在通氣管路優(yōu)化設(shè)計、推力矢量測試天平應(yīng)用以及尾噴管壓力測量方面提出了新的思路，初步建立了一套適合于在該風(fēng)洞中運行的推力矢量試驗系統(tǒng)。

1 試驗系統(tǒng)

低速風(fēng)洞推力矢量試驗系統(tǒng)包括：FD-09低速風(fēng)洞、中壓氣源管路系統(tǒng)、壓力測量與控制系統(tǒng)、YF-16推力矢量標(biāo)模、模型內(nèi)部管路及測量設(shè)備。

1.1 風(fēng)洞

FD-09風(fēng)洞是一座單回流閉口低速風(fēng)洞，試驗段長14m，橫截面為3m×3m四角圓化正方形，圓角半徑為0.5m，試驗段有效橫截面積為8.7854m2。風(fēng)洞試驗風(fēng)速為10～100m／s無級調(diào)速，氣流的湍流度為0.1%～0.13%，動壓偏差小于0.3%，風(fēng)洞流場品質(zhì)良好。

風(fēng)洞配置大迎角尾支撐機構(gòu)，支撐模型的通氣支桿連接在大迎角機構(gòu)上，可以完成迎角變化范圍-6°～90°的試驗（圖1）。

圖1 風(fēng)洞大迎角機構(gòu)和通氣支桿Fig.1 High angle of attack equipment and hollow sting

1.2 推力矢量模型

模型采用YF-16的1∶10全金屬模型，翼展0.88339m，平均氣動弦長0.33334m，機身長度1.4553m，機身當(dāng)量直徑0.1593m。推力矢量模型需要滿足腹部支撐和背部支撐兩種試驗狀態(tài)，并且拆裝方便，模型機身被設(shè)計成3段（圖2）。同時，模型內(nèi)部空腔盡量做大，為模型內(nèi)部推力矢量管路設(shè)計留出余量，避免在試驗過程中模型與內(nèi)部管路相互接觸。

圖2 推力矢量模型示意圖Fig.2 Sketch of thrust vectoring model

1.3 壓力管路系統(tǒng)

壓力管路系統(tǒng)大致可以分為兩部分：風(fēng)洞外管路由中壓氣源提供壓力來源，經(jīng)過截止閥、氣動閘閥、電動調(diào)壓閥、壓力傳感器和控制裝置，最后連接到風(fēng)洞下地板；另一部分是風(fēng)洞內(nèi)橡膠軟管、通氣支桿、模型內(nèi)部管路、噴管以及測量傳感器構(gòu)成的風(fēng)洞內(nèi)部管路系統(tǒng)（圖3）。

中壓氣源能夠提供2MPa壓力，管路系統(tǒng)設(shè)計承壓2.5MPa，能夠提供最大流量為5kg／s的壓縮空氣，風(fēng)洞內(nèi)部可以同時兩路供氣，滿足雙發(fā)模型推力矢量試驗的要求。

圖3 通氣管路示意圖Fig.3 Sketch of pipeline

模型內(nèi)部管路系統(tǒng)設(shè)計是推力矢量試驗關(guān)鍵技術(shù)之一，首先要減小管路壓力損失，同時要滿足推力矢量噴管的測力要求和噴口總壓測量要求。由于模型內(nèi)部空間有限，管路系統(tǒng)各部件必須合理安排，設(shè)計過程采用CFD方法進行了多輪優(yōu)化。

（1）噴管設(shè)計

推力矢量試驗的主要目的是應(yīng)用推力矢量噴管性能測試裝置，研究矢量噴流參數(shù)（如噴管形狀、噴流速度、噴流位置和方向、多噴干擾等）對推力矢量噴管性能參數(shù)（如流量系數(shù)、推力損失系數(shù)、矢量噴流偏轉(zhuǎn)效率等）的影響規(guī)律［8］。噴管設(shè)計參考了F-16飛機F100發(fā)動機尾噴管結(jié)構(gòu)圖（圖4）。

噴管共設(shè)計2只（圖5），對應(yīng)的出口落壓比分別為2和5，按照最佳面積比與出口壓力比的關(guān)系設(shè)計（見公式（1）～（3））。設(shè)計時噴管出口面積固定，通過理論計算得到最佳喉道面積，在面積比一定的情況下固定喉道位置，通過改變擴張段的擴張角來完成噴管設(shè)計，2只噴管偏轉(zhuǎn)角度為0°。

圖4 F100-PW-220加力渦扇發(fā)動機結(jié)構(gòu)Fig.4 Sketch of F100-PW-220 turbofan engine

圖5 對應(yīng)落壓比2、5的尾噴管Fig.5 Sketch of thrust vectoring nozzles

（2）模型內(nèi)部管路

模型內(nèi)部管路的功能是將通氣支桿引入的高壓氣體引導(dǎo)至噴管，它可以分為固定部分和浮動部分（圖6），中心通氣支桿為內(nèi)管路的固定部分，在其后段兩個截面各徑向等間隔布置8個噴嘴。浮動部分包括環(huán)形通氣管路、噴管前室、整流蜂窩器和尾噴管等部分。浮動部分與固定部分之間連接推力矢量天平，用于測量噴管氣動力，它們之間氣流通道由噴嘴聯(lián)通，但互不相碰，為防止壓縮空氣從環(huán)室與噴嘴之間的間隙泄出，采用波紋管空氣橋形式進行密封。

環(huán)形通氣管路這一浮動部件以及噴管與模型內(nèi)壁之間留有一定間隙，防止試驗過程中兩者接觸導(dǎo)致測量誤差，特別是噴管有偏轉(zhuǎn)角時浮動管路變形量也會增大。

圖6 模型內(nèi)部管路示意圖Fig.6 Sketch of inner pipeline

1.4 測量設(shè)備

推力矢量試驗主要考察噴流對全機氣動力的影響以及噴管氣動性能，相應(yīng)的測量系統(tǒng)由主測力天平和推力矢量天平／傳感器組成。主天平采用常規(guī)布局桿式天平，連接模型與中心通氣支桿（圖7）。推力矢量測力天平／傳感器（圖8）安裝在內(nèi)管路浮動部分的環(huán)室內(nèi)部（圖6），連接中心通氣支桿與浮動部分密封波紋管。在風(fēng)洞試驗中，主測力天平感受到的力為模型本身的氣動力以及噴流對模型的干擾氣動力，推力矢量天平獲得噴管內(nèi)噴流轉(zhuǎn)向后的反作用力。

圖7 測量天平安裝示意圖Fig.7 Sketch of force measurement balances

圖8 矢量推力測量傳感器Fig.8 Thrust vectoring force measurement sensor

推力矢量傳感器也可以測量噴管所受力和力矩，其主要優(yōu)點是：外形尺寸較小，便于在狹小的管道內(nèi)部安裝；各分量之間的輸出信號解耦，分量之間相互干擾小，校準不確定度小。傳感器設(shè)計參數(shù)見表1。

表1 推力矢量測力天平設(shè)計校準結(jié)果Table 1 Design and calibration result of thrust vectoring balance

除此之外，還需要合適的壓力傳感器（圖6）測量噴管前室總壓，獲得推力矢量試驗狀態(tài)的一個重要相似參數(shù)——落壓比。壓力傳感器安裝在浮動部件整流錐內(nèi)部，總壓探頭位于整流蜂窩器之后，通過金屬管路與測壓傳感器相連。

推力矢量測力天平以及總壓傳感器信號線通過通氣支桿內(nèi)設(shè)置的導(dǎo)線導(dǎo)管引到模型外，這種引線方式避免了信號線與模型觸碰而對測試產(chǎn)生影響。

2 試驗結(jié)果

推力矢量試驗系統(tǒng)建立以后，以YF-16標(biāo)模作為研究對象進行了一系列試驗，內(nèi)容包括重復(fù)性精度檢驗、噴流對全機氣動力影響研究、推力矢量噴管性能試驗。試驗過程中模型迎角范圍為-5°～90°，為了降低支撐干擾，采用腹部支撐和背部支撐相結(jié)合的方式完成，在迎角-5°～40°的范圍采用腹部支撐的方式完成，在迎角40°～90°的范圍采用背部支撐的方式完成（圖9）。

圖9 推力矢量風(fēng)洞試驗Fig.9 Photos of force measurement test

2.1 重復(fù)性試驗結(jié)果

風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)重復(fù)性精度指標(biāo)是考察數(shù)據(jù)可靠性的一項重要依據(jù)，因此進行了多次重復(fù)性驗證試驗，試驗項目包括腹支撐和背支撐時不同落壓比狀態(tài)下各類重復(fù)性驗證試驗（圖10）。

圖10 重復(fù)性試驗結(jié)果（NPR=2）Fig.10 Repetition test results（NPR=2）

噴流狀態(tài)下的重復(fù)性試驗，相比常規(guī)測力增加了噴流對全機的動態(tài)影響，加上腹支撐支桿的影響比較大，導(dǎo)致阻力系數(shù)精度略低于國軍標(biāo)要求。

2.2 噴流影響結(jié)果

低速風(fēng)洞試驗時，發(fā)動機噴流對飛機氣動特性的影響主要表現(xiàn)在以下3個方面：噴流的直接作用，包括噴流的反作用推力、推力線不通過重心時的附加力矩及噴流直接打到飛機某部件上的作用力；噴流的引射效應(yīng)，高速噴流由于氣流的粘性作用，抽吸（引射）外流，使外流流線向噴流軸線方向彎曲，流速增加，靜壓降低；噴流的體積效應(yīng)，體積效應(yīng)又稱自由邊界效應(yīng)、位移效應(yīng)，噴氣羽流（Jet plume boundary）類似一個實體邊界，對氣流產(chǎn)生阻塞作用，迫使外流流線向外彎曲，靜壓增高［9］。

圖11 噴流影響試驗結(jié)果Fig.11 Results of thrust vectoring influence

在噴流影響綜合作用下，飛機全機氣動力相對于無噴流狀態(tài)會有一定的變化（圖11）。當(dāng)NPR=6時，小迎角下升力系數(shù)減小，相當(dāng)于平移0.64°迎角，迎角0°阻力系數(shù)（軸向力系數(shù)）增加0.0194，相對于NPR=1時增加幅度達到64.8%。

2.3 噴管特性研究

噴管采用天平／傳感器測力時，整個供氣系統(tǒng)與飛機模型無接觸，測力元件不受噴流推力和供氣干擾的影響，可以方便地直接測出噴管氣動性能。為了確保試驗結(jié)果的準確性，在試驗前應(yīng)當(dāng)對推力矢量噴管的落壓比和實際流動狀態(tài)進行精確的檢測。

風(fēng)洞中測量噴管的推力特性就是測出噴管的推力大小，在偏轉(zhuǎn)噴管時還要測出推力的偏轉(zhuǎn)角度。在此主要考察噴管推力系數(shù)Fj／Fi，即噴管測量推力與理論推力之比，理論推力計算方法見式（4）。

由于試驗中噴管只設(shè)計了2只直噴管，沒有設(shè)計帶偏轉(zhuǎn)角度的噴管，因此噴流在噴管上產(chǎn)生的作用力主要是推力。在不同的出口總壓下噴管上氣流作用產(chǎn)生的推力大致呈線性變化，兩只噴管均進行了多次推力測量以便驗證試驗重復(fù)性精度（圖12）。噴管推力系數(shù)結(jié)果見圖13。

圖12 噴流推力重復(fù)性測量Fig.12 Thrust vectoring force measurement

圖13 噴流推力系數(shù)Fig.13 Thrust vectoring coefficient

收擴噴管推力系數(shù)Fj／Fi受落壓比的影響較大，在達到噴管的設(shè)計落壓比之前，推力系數(shù)隨著落壓比的增加而迅速增加，在達到設(shè)計落壓比之后，推力系數(shù)曲線緩慢下降。這是由于噴管在非設(shè)計落壓比工作狀態(tài)時，氣流在噴管出口處欠膨脹或過膨脹造成壓力損失。從圖上可以看到看兩只噴管在落壓比接近設(shè)計值時壓力損失最小，噴管推力系數(shù)最大［10］。

噴管推力隨著模型迎角的變化趨勢見圖14，不同落壓比下噴管推力隨著迎角變化不大，中小迎角采用腹部支撐時大致隨迎角略有增大，中大迎角時采用背部支撐，推力的變化規(guī)律大致與腹部支撐時一致。

圖14 1＃噴管噴流推力Fig.14 Thrust vectoring force（1＃nozzle）

3 結(jié) 論

利用YF-16標(biāo)模作為研究對象，建立了低速風(fēng)洞推力矢量試驗系統(tǒng)，獲得了噴流對全機氣動力的影響以及噴管氣動特性數(shù)據(jù)，該系統(tǒng)在以下幾方面有所創(chuàng)新：

（1）采用CFD方法進行管道流動數(shù)值模擬優(yōu)化設(shè)計，有效降低管道內(nèi)部流動壓力損失，保證在氣源壓力較低的情況下也能滿足型號試驗要求；

（2）利用FD-09低速風(fēng)洞大迎角機構(gòu)，將模型支桿同時用于通氣管路，使得試驗過程中模型與支桿之間位置相對固定，同時腹部支撐和背部支撐方式的轉(zhuǎn)換方便快捷；

（3）采用管道內(nèi)部總壓測量方式優(yōu)化設(shè)計，減小測壓管路長度，使得壓力測量反應(yīng)迅速，同時減小對模型氣動力的干擾；

（4）同時直接測量噴管推力與全機氣動力的風(fēng)洞試驗方法使得噴流干擾對全機的影響以及噴管氣動力同時獲得；

（5）采用小型六分量測力天平測量噴管氣動力，有效降低推力矢量管路內(nèi)部空間占用，減小管路的設(shè)計難度和管道壓力損失。

同時，該推力矢量試驗系統(tǒng)在支撐干擾修正、噴流狀態(tài)下傳感器校準、波紋管壓力與溫度影響等方面需要做進一步的深入研究［11-12］，完善試驗?zāi)芰Α?/p>

［1］Thomas M Berens.Thrust vector behavior of highly integrated asymmetric nozzles for advanced fighter aircraft［R］.AIAA 98-0948.

［2］金鐳，張曙光，孫金標(biāo).現(xiàn)代戰(zhàn)斗機空戰(zhàn)能力評估及敏感性分析［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2009，35（1）：82-86.Jin L，Zhang S G，Sun J B.Air-combat ability and sensitivity analysis of modern fighter aircraft［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2009，35（1）：82-86.

［3］傅攀峰，羅鵬程，周經(jīng)綸，等.空戰(zhàn)武器體系超視距空戰(zhàn)能力指標(biāo)研究［J］.系統(tǒng)工程與電子技術(shù)，2004，26（8）：1072-1075.Fu P F，Luo P C，Zhou J L，et al.Research on the BVR air combat capability index of air-to-air weapon systems［J］.Systems Engineering and Electronics，2004，26（8）：1072-1075.

［4］沈禮敏，黃勇，等.單發(fā)單立尾鴨式布局飛機張線式支撐推力矢量轉(zhuǎn)向風(fēng)洞試驗研究［C］／／第13屆全國風(fēng)洞實驗會議論文集，1999.

［5］Wang Yankui，Deng Xueying.Effects of vectoring jet on aerodynamic characteristics of aircraft［J］.Chinese Journal of Aeronautics，1998，11（2）.

［6］Francis J Capone.The effects on propulsion-induced aerodynamic forces of vectoring a partial-span rectangular jet at Mach numbers from 0.4 to 1.2［R］.NASA-TN D-8039.

［7］Scott C Asbury，F(xiàn)rancis J Capone.Thrust vectoring characteristics of the F-18 high alpha research vehicle at angles of attack from 0°to 70°［R］.AIAA 92-3095.

［8］Maces J，Smereczniak P，Boweas D.Advanced thrust vectoring nozzles for supersonic fighter aircraft［R］.AIAA 89-2816.

［9］王勛年，孫正榮，劉伯均，等.低速風(fēng)洞試驗［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2002：183-195.

［10］徐鐵軍，李聰，曲芳亮.矢量噴管靜推力特性風(fēng)洞實驗研究［J］.流體力學(xué)實驗與測量，2003，17（2）：49-53.Xu T J，Li C，Qu F L.Wind tunnel research on statics thrust characteristics of vectoring nozzle［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2003，17（2）：49-53.

［11］沈禮敏，黃勇，等.先進殲擊機模型推力矢量轉(zhuǎn)向干擾流場測量試驗研究［C］／／第13屆全國風(fēng)洞實驗會議論文集，1999.

［12］高靜，李聰，楊勇，等.低速風(fēng)洞推力矢量試驗背撐干擾特性試驗研究［J］.實驗流體力學(xué)，2005，19（3）：10-14.Gao J，Li C，Yang Y，et al.Research of dorsal support interference in low speed wind tunnel thrust vector test［J］.Journal of Experinments in Fluid Mechanics，2005，19（3）：10-14.

Research on vectoring thrust test technology in low-speed wind tunnel

Jia Yi，Zheng Fang，Huang Hao，Yin Shibo，Lang Weidong
（China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China）

A vectoring thrust test system for YF-16 standard model has been developed by FD-09 low-speed wind tunnel laboratory of China Academy of Aerospace Aerodynamics（CAAA）.The maximum 2.0MPa compressed air flow through vectoring thrust pipe and jetted from nozzle can be generated to simulate the influence of the vectoring thrust jet on the aerodynamic characteristics of the whole plane.The system takes the full advantage of the existing high angle of attack device to achieve convenient conversion between the ventral and the dorsal air-supply.The range of angle of attack can be adjusted from-6 degree to 90 degree，and the maximum Nozzle Pressure Ratio（NPR）is more than 5.In tests an ordinary balance，a vectoring thrust force measurement sensor and other instruments are applied to obtain the influence of the jet flow on the aerodynamic characteristics of the whole plane and the nozzle aerodynamic performance.This paper describes the vectoring thrust test system design，the instruments and devices employed，and the typical results obtained.The system can be used for project tests after making further improvements in sting interference correcting；sensor calibration in jetting status and pipe optimization design.

vectoring thrust test system；nozzle pressure ratio；jet flow influence；nozzle performance

V211.74

：A

1672-9897（2014）06-0092-06doi：10.11729／syltlx20130116

（編輯：張巧蕓）

2013-12-16；

：2014-06-19

JiaY，ZhengF，HuangH，etal.Researchonvectoringthrusttesttechnologyinlow-speedwindtunnel.JournalofExperimentsinFluid Mechanics，2014，28（6）：92-97.賈 毅，鄭 芳，黃 浩，等.低速風(fēng)洞推力矢量試驗技術(shù)研究.實驗流體力學(xué)，2014，28（6）：92-97.

賈 毅（1975-），男，高級工程師。研究方向：低速風(fēng)洞試驗技術(shù)。通訊地址：北京市7201信箱17分箱（100074）。E-mail：caaa_jy＠139.com