黃勇，胡卜元，張衛(wèi)國，王勛年，章榮平

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所，四川綿陽621000)

8米×6米風洞TPS反推力試驗技術(shù)

黃勇*，胡卜元，張衛(wèi)國，王勛年，章榮平

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所，四川綿陽621000)

TPS(渦扇動力模擬器)試驗技術(shù)是風洞中模擬發(fā)動機反推力狀態(tài)最有效的手段。開展反推力試驗的目的是獲得反推力發(fā)動機對飛機氣動特性的影響，確定反推力發(fā)動機的再吸入速度邊界。為滿足我國大飛機研制的試驗技術(shù)需求，中國空氣動力研究與發(fā)展中心在8米×6米風洞發(fā)展了全模TPS反推力試驗技術(shù)。自主研制了TPS反推力試驗專用的高精度六分量桿式應變天平、大流量空氣橋和流量控制單元、TPS監(jiān)視報警系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、綜合顯示系統(tǒng)等TPS反推力試驗系統(tǒng)，制定了試驗模擬準則、試驗流程和試驗方法，建立了完善的全模TPS反推力試驗技術(shù)。利用TPS反推力試驗技術(shù)，開展了國內(nèi)首期全模TPS反推力風洞試驗，研究了某型飛機反推力發(fā)動機的再吸入特性，獲得了反推力發(fā)動機的再吸入速度邊界。

大飛機;反推力;渦扇動力模擬器;試驗技術(shù);低速風洞

0 引言

大型飛機的發(fā)動機短艙通常采用近機翼布局型式。由于發(fā)動機的進氣效應和排氣效應，機翼、掛架、發(fā)動機短艙之間存在非常復雜的干擾流場。發(fā)動機的噴流對機翼增升裝置也有嚴重影響，甚至影響平尾的氣動效率和升降舵效率［1］。在20世紀60年代到70年代的運輸機(如C-5A、DC-10、A300等)研制中，于對上述復雜的干擾流場缺乏深入了解，使得采用近機翼安裝的發(fā)動機短艙的布局形式?jīng)]有成功，不得不采用遠離機翼的安裝方式。

反推力裝置是大涵道比渦扇發(fā)動機排氣系統(tǒng)的重要部件，可以顯著縮短大型飛機的著陸滑跑距離，在潮濕和結(jié)冰跑道上的作用尤為突出，見圖1［2］。此外，反推力裝置也可以用于緊急停止滑跑起飛，保證飛機的安全。典型反推力裝置見圖2。

圖1 反推力裝置對飛機滑跑距離影響Fig.1 Effect of the thrust reverser dep loyment on the required runway length

圖2 典型反推力裝置Fig.2 Typical thrust reversers

在反推力狀態(tài)下，發(fā)動機風扇和渦輪涵道的流場和畸變特性復雜，影響發(fā)動機的工作特性，尤其是風扇涵道反向射流會前傳至發(fā)動機唇口，發(fā)生再吸入現(xiàn)象，嚴重影響發(fā)動機工作的安全性。此外發(fā)動機排氣方向發(fā)生變化，會對飛機各部件的氣動特性產(chǎn)生影響，因此反推力技術(shù)會對飛機性能及安全產(chǎn)生重要的影響。為了準確評估這些影響，需要進行機體/推進/反推一體化設(shè)計，風洞試驗是進行機體/推進/反推一體化設(shè)計的主要手段。研究經(jīng)驗表明，TPS技術(shù)是風洞中模擬反推力短艙最有效的手段。

利用TPS反推力風洞試驗，可以通過噴流模擬、測量反推力器的效率，以及評估失效和排氣再吸入的影響，達到如下目的:

1)獲得反推力發(fā)動機對飛機氣動特性的影響;

2)確定反推力發(fā)動機的再吸入速度邊界。

國外，從20世紀70年代起，相繼開展了TPS正、反推力試驗技術(shù)研究，建立了完善的TPS正、反推力試驗技術(shù)，利用該技術(shù)開展了A320等飛機的正、反推力狀態(tài)試驗研究［3-6］。

國內(nèi)，中國空氣動力研究與發(fā)展中心和中國航空工業(yè)空氣動力研究院均開展了TPS正推力試驗技術(shù)研究［7-11］。其中，中國空氣動力研究與發(fā)展中心在2006年建立了完善的全模TPS正推力模擬試驗技術(shù)，并在8米×6米風洞完成了某型飛機全模TPS正推力試驗。

為滿足我國大飛機研制的試驗技術(shù)需求，中國空氣動力研究與發(fā)展中心在8米×6米風洞發(fā)展了低速全模TPS反推力試驗技術(shù)。本文將對8米×6米風洞TPS反推力試驗技術(shù)進行介紹。

1 模擬參數(shù)

在風洞中進行渦扇發(fā)動機反推力試驗，需模擬的相似參數(shù)有:

式中，Lfs為全機特征長度，Lm為模型特征長度，VI為短艙進氣速度，Vj為短艙排氣速度，LI為短艙進氣口特征長度，ν為運動粘度，F(xiàn)為短艙推力，q為來流速壓，S為飛機參考面積，mI為短艙進氣流量，mj為短艙排氣流量，ρ"為來流密度，V"為來流速度，A為短艙進氣捕獲面積，Ptf為風扇出口總壓，H為來流總壓，P"為來流靜壓。

在試驗中完全模擬每個參數(shù)是不可能的，折衷的方法是根據(jù)試驗目的來決定目標模擬參數(shù)。反推力試驗主要模擬的相似參數(shù)為推力系數(shù)cF、動量系數(shù)cμ、進氣流量系數(shù)cφ、風扇增壓比FPR、風扇涵道排氣壓比FNPR等。其中基本模擬參數(shù)為推力系數(shù)cF，其他模擬參數(shù)在完全模擬推力系數(shù)cF的基礎(chǔ)上給出模擬程度。

2 試驗系統(tǒng)

2.1 試驗系統(tǒng)組成

與常規(guī)測力試驗相比，TPS試驗由于增加了TPS單元模擬器，相應地增加了高壓供氣、與天平耦合的空氣橋、流量控制及管路系統(tǒng)，同時增加了短艙壓力和溫度測量儀器設(shè)備。8米×6米風洞TPS反推力試驗系統(tǒng)主要包括以下子系統(tǒng):地面調(diào)試、供氣控制、試驗模型、監(jiān)視報警、數(shù)據(jù)采集、數(shù)據(jù)處理、綜合顯示、姿態(tài)控制、速壓控制、試驗管理。試驗系統(tǒng)組成見圖3。

2.2 主要試驗設(shè)備

2.2.1 供氣控制系統(tǒng)

供氣控制系統(tǒng)前端連接高壓氣源，后端為進入模型前的進氣端。其功能是將符合壓力、溫度、流量要求的清潔、干燥高壓氣體引入試驗模型系統(tǒng)，經(jīng)過空氣橋、流量控制單元、內(nèi)管路，最終由TPS反推力短艙排出。

圖3 試驗系統(tǒng)組成圖Fig.3 Testing system com position

供氣控制子系統(tǒng)具備手動及自動兩種控制方式，主要由高壓氣源、高壓截止閥、減壓閥、過濾器、數(shù)字閥、空氣加熱裝置、排氣管路及閥門等部件構(gòu)成。對氣體進行加熱、減壓、流量控制、過濾等處理后，提供TPS單元運轉(zhuǎn)所需要的高壓氣體。

2.2.2 飛機模型

飛機模型縮比滿足風洞和TPS單元尺寸要求，要求機身內(nèi)部空間盡量大，以安裝眾多的測試、控制設(shè)備，主要包括支桿接頭、天平和空氣橋、流量控制單元、內(nèi)管路、測力和測壓設(shè)備等，同時還需要考慮線纜布置和預留安裝標準噴管的接口。為做好以上工作，預先進行機身內(nèi)設(shè)備安裝仿真設(shè)計是十分必要的。

為測試反推力對機身或舵面的影響，機身內(nèi)側(cè)通常布置靜態(tài)壓力測點，平尾等關(guān)鍵部件處布置動態(tài)壓力測點。

2.2.3 TPS單元及短艙

8米×6米風洞現(xiàn)有3臺風扇直徑為5 inch和4臺7 inch的TPS單元，正在自行研制9 inch TPS單元。TPS單元通常采用單級渦輪驅(qū)動單級風扇，軸承依賴置于風洞外的潤滑系統(tǒng)供油潤滑冷卻，單元內(nèi)部安裝有相應的安全監(jiān)視儀器，包括轉(zhuǎn)速測量計、加速度計、前后軸承溫度傳感器等。圖4為8米×6米風洞的7 inch TPS單元。

圖4 TPS單元Fig.4 TPS unit

TPS反推力短艙結(jié)構(gòu)部件主要包括掛架、唇口、唇口測溫段、TPS單元安裝段、風扇涵道、渦輪涵道、風扇涵道測壓/測溫段、渦輪涵道測壓/測溫段、反推力裝置等。反推力短艙的風扇、渦輪涵道測壓/測溫段安裝有總壓耙與溫度探頭，是進行數(shù)據(jù)處理的重要參數(shù)，用于壓比計算，以及結(jié)合文氏流量計及校準系數(shù)計算短艙推力。唇口安裝測溫耙，用于確定再吸入速度邊界。圖5為TPS反推力短艙示意圖。

圖5 TPS反推力短艙示意圖Fig.5 Reverse thrust nacelle

2.2.4 天平及空氣橋

天平通常為桿式應變天平，兩端法蘭連接，應變片進行溫度和電壓補償。8米×6米風洞常用天平為TG1701A，除8通道應變電壓信號外，天平上布置8個溫度傳感器。

空氣橋主要用來消除供氣管路對天平測力的影響，因此要求空氣橋既能輸送高壓空氣，又能使得整個供氣管路對天平測力的影響很小?？諝鈽蚩偣矁陕?，皆安裝在天平上，一端安裝在天平固定端，一端安裝在天平浮動端，如圖6。每路空氣橋均由3個柔性節(jié)和2個連接管路組成。在連接管路上布置有2個壓力測點和2個溫度測點，用于測量空氣橋的壓力和溫度，以便在進行天平修正時，扣除空氣橋的壓力和溫度影響。

圖6 空氣橋Fig.6 Air bridge

2.2.5 流量控制單元

流量控制單元用于多臺TPS流量分配和轉(zhuǎn)速控制，主要由針閥、臨界文丘里流量計、連接管道和作動筒等組成。

圖7 流量控制單元Fig.7 M ass flow controlling unit

2.2.6 監(jiān)視報警系統(tǒng)

監(jiān)視報警系統(tǒng)主要由監(jiān)控管理主機、監(jiān)視傳感器及報警控制柜組成。主要功能是監(jiān)視TPS單元及潤滑系統(tǒng)的運行參數(shù)，設(shè)定安全界限，對出現(xiàn)的不同緊急情況進行響應，確保TPS單元安全運行。

監(jiān)視報警系統(tǒng)監(jiān)視參數(shù)主要包括:TPS單元前后軸承溫度、振動量級、轉(zhuǎn)速、潤滑油裝置信號等。

根據(jù)參數(shù)超出界限造成后果的嚴重性，給出警戒級別及相應的保護動作，其中級別分為1級、2級。1級時緊急中斷各系統(tǒng)，2級時正常中斷各系統(tǒng)。

3 試驗流程

反推力試驗流程如下:

1)反推力短艙校準。反推力短艙校準試驗目的是得到計算流量和推力所需要的流量系數(shù)Cd與速度系數(shù)Cv。

2)天平和空氣橋組合校準。指在校準臺架上對安裝空氣橋的天平進行校準，獲得帶空氣橋的天平公式。

3)TPS反推力短艙運行調(diào)試。目的是檢測短艙的壓力和溫度信號，并與校準試驗結(jié)果進行比較，同時檢測潤滑油系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、監(jiān)視報警系統(tǒng)的工作情況。

4)模型組裝與檢測。組裝模型，并完成各系統(tǒng)檢測。

5)空氣橋影響修正試驗。目的是修正空氣橋溫度、壓力、流動對天平的影響，獲得相應的修正公式。

6)風洞試驗。完成風洞試驗內(nèi)容，獲得反推力影響。

4 試驗方法

4.1 反推力短艙校準試驗

反推力短艙校準試驗在4米×3米風洞進行。短艙由安裝在天平上的通氣支桿支撐，壓縮驅(qū)動空氣經(jīng)由與天平耦合在一起的空氣橋進入支桿，而后驅(qū)動TPS單元運轉(zhuǎn)。短艙內(nèi)部的溫度和壓力由傳感器測量，短艙推力由天平測量。圖8為典型反推力短艙校準試驗照片。

校準試驗內(nèi)容主要包括以下三種狀態(tài):

1)正推力無風狀態(tài)考核。主要是考核TPS單元和各測試點信號。

2)反推力無風狀態(tài)校準。變轉(zhuǎn)速試驗，獲得反推力校準系數(shù)。

3)反推力不同風速下考核。主要用來考核反推校準數(shù)據(jù)的正確性，同時為風洞試驗提供參考。

無風校準試驗過程中，使用喇叭嘴替代短艙唇口。反推力無風狀態(tài)校準時，為防止短艙進氣口吸入反向射流，在喇叭嘴后加裝隔板。隔板上安裝一個內(nèi)嵌鐘形罩，鐘形罩與短艙之間采用迷宮式密封，二者不接觸，以避免接觸力影響天平測試。試驗時，TPS單元由高壓空氣驅(qū)動。為降低由于反推射流引起的風洞誘導氣流速度，應打開蜂窩器前側(cè)門和試驗段側(cè)門，拆除試驗段后部的玻璃觀察窗。

圖8 典型反推力短艙校準試驗Fig.8 Typical calibration test of reverse thrust nacelle

有風校準試驗中，拆除喇叭嘴，安裝唇口。同時拆除試驗段中部的隔板，關(guān)閉蜂窩器前側(cè)門及風洞側(cè)門，安裝好玻璃觀察窗，按照先運行風洞、再運行TPS單元的試驗順序進行試驗。

4.2 TPS反推力短艙運行調(diào)試試驗

試驗可在地面調(diào)試間單獨進行，也可在完成模型組裝后進行。試驗時，反推力裝置處于關(guān)閉狀態(tài)，以免反向射流損壞TPS單元。使用喇叭嘴替代短艙唇口，通過高壓空氣驅(qū)動TPS單元運轉(zhuǎn)，最高可達到額定轉(zhuǎn)速，同時進行監(jiān)視、測量及數(shù)據(jù)處理工作。在此過程中，同時檢測潤滑油系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、監(jiān)視報警系統(tǒng)的工作情況。通過與校準試驗結(jié)果進行對比，判斷TPS單元是否工作正常。圖9給出了反推力短艙地面調(diào)試圖片。

4.3 空氣橋影響修正試驗

圖9 TPS反推力短艙地面調(diào)試Fig.9 Ground test of reverse thrust nacelle

空氣橋影響主要包括空氣橋剛度影響、壓力影響、溫度影響和流動影響?？諝鈽虻膲毫τ绊懯强諝鈽驂毫Φ暮瘮?shù)，空氣橋的溫度影響是空氣橋溫度梯度的函數(shù)，空氣橋的流動影響是空氣橋的流量的函數(shù)。這些影響都需要通過試驗逐項進行修正。

4.3.1 空氣橋剛度影響修正

空氣橋剛度影響通過空氣橋與天平組合校準來扣除，該步在天平校準架上進行。通過天平/空氣橋組合校準獲得了組合體的校準公式。在試驗中，使用該公式進行天平測量就扣除了空氣橋的剛度影響。

4.3.2 空氣橋壓力影響修正

空氣橋壓力影響主要表現(xiàn)為內(nèi)部壓力對空氣橋剛度影響以及內(nèi)部壓力引起的空氣橋?qū)μ炱降淖饔昧?。該影響也是在校準裝置上通過空氣橋與天平組合加載來扣除。試驗時，通過給空氣橋加壓，記錄空氣橋系統(tǒng)加壓時的天平輸出，建立天平輸出與空氣橋內(nèi)部壓力的關(guān)系，進而進行修正。

4.3.3 空氣橋溫度影響修正

在每路空氣橋布置2個溫度傳感器對空氣橋溫度影響進行修正。溫度傳感器布置于空氣橋管路上。對空氣橋進行加熱后，記錄空氣橋溫度變化時的天平輸出，建立天平輸出與空氣橋溫度的關(guān)系，并進行修正。

4.3.4 空氣橋內(nèi)部流動影響修正

空氣橋的流動影響通過標準噴管試驗獲得。在有氣流流動的情況下測量載荷兩次得到修正量:一次是噴管順流向，另一次是噴管反向180°。此步可在地面或風洞內(nèi)完成。安裝噴管有兩種方式:第一種是在安裝短艙、掛架之前進行，利用機翼的掛架連接處連接標準噴管;第二種是設(shè)計加工專門的安裝標準噴管輔助管道。無論采用哪種方式，標準噴管應盡量平行模型軸線。

4.4 風洞試驗

反推力風洞試驗項目一般包括再吸入試驗、反推力器正常工作試驗和反推力器飛行中意外打開試驗等。典型試驗照片見圖10。

圖10 反推力風洞試驗Fig.10 Reverse thrust w ind tunnel test

4.4.1 再吸入試驗

反推力狀態(tài)下，風扇涵道反向射流會前傳至發(fā)動機唇口，發(fā)生再吸入現(xiàn)象。反向射流比環(huán)境溫度高(高30℃到60℃)，試驗方法就是利用這點在TPS短艙唇口安裝溫度耙獲取進氣口的溫度，根據(jù)溫度變化判斷是否發(fā)生再吸入現(xiàn)象。再吸入試驗條件包括最大起飛、最大反推力和慢車三種TPS工作狀態(tài)，風洞速度通常從40～50m/s逐漸減少至再吸入邊界。一旦發(fā)現(xiàn)出現(xiàn)嚴重的再吸入現(xiàn)象，即刻不再繼續(xù)試驗。

再吸入現(xiàn)象可以用以下的再吸入判定參數(shù)定量描述:

式中，Tmax、Taver分別對應短艙唇口溫度耙測得的進氣口氣流最高溫度和平均溫度，T0是風洞總溫，Ttf為風扇涵道出口總溫。

其中，TAU1用于判定再吸入最先發(fā)生點。TAU2用于判定再吸入速度邊界，一般以TAU2～V"曲線出現(xiàn)突變作為發(fā)生再吸入現(xiàn)象的判斷依據(jù)。

4.4.2 反推力器正常工作試驗

反推力器正常工作性能試驗的基本目的是確定反推力對飛機氣動特性的影響，結(jié)合發(fā)動機性能數(shù)據(jù)，計算著陸階段作用在飛機上的總剎車力，預測著陸滑跑距離。試驗包括著陸、起飛和巡航三種構(gòu)型，三種TPS功率(最大起飛、最大反推力和慢車)和不同馬赫數(shù)(如0.10～0.2)。

反推力影響用公式定量表示:

式中，CDinter是反推力對阻力的影響量，CDrev是反推力工況下正、反推力對阻力總的影響，CDfwd是反推力工況下正推力對阻力的影響。

4.4.3 反推力器飛行中意外打開試驗

在飛行中意外打開反推力裝置試驗的目的是詳細探索在飛行失效狀態(tài)中復雜的物理現(xiàn)象和大量的參數(shù)，以便做出相應的改進。試驗方法與反推力器正常工作試驗方法相同。反推力失效影響同樣可用式(12)定量表示。

5 數(shù)據(jù)處理

反推力試驗的數(shù)據(jù)處理基本上與常規(guī)測力試驗的情況相同，其不同之處在于，反推力試驗數(shù)據(jù)處理增加了推力扣除和再吸入?yún)?shù)計算步驟?；静襟E如下:

1)采用天平公式計算模型氣動載荷并完成角度修正、天平溫度修正和空氣橋影響修正;

2)采用校準獲得的校準系數(shù)和試驗中測量的風扇、渦輪壓力、溫度數(shù)據(jù)計算推力，并從天平載荷中扣除推力;

3)計算反推力短艙的再吸入?yún)?shù);

4)將天平載荷轉(zhuǎn)換為氣動力系數(shù);

5)進行支架干擾修正和洞壁干擾修正;

6)進行數(shù)據(jù)坐標軸系轉(zhuǎn)換并存儲數(shù)據(jù)。

6 典型試驗結(jié)果

圖11給出了在8米×6米風洞進行的某型飛機反推再吸入試驗結(jié)果曲線。從圖11中可知，當V"＞48m/s，再吸入?yún)?shù)TAU2變化很小，量值也較小。當V"＜48m/s時，隨V"減小，TAU2迅速減小。根據(jù)再吸入的判定準則，判定該型飛機的再吸入速度約為48m/s。

圖11 典型試驗結(jié)果Fig.11 Typical test results

7 關(guān)鍵技術(shù)

通過建立8米×6米風洞TPS反推力試驗技術(shù)，攻克了多項技術(shù)難題，發(fā)展了一批自主創(chuàng)新的關(guān)鍵技術(shù)。

7.1 高精度流量/轉(zhuǎn)速控制技術(shù)

TPS單元的轉(zhuǎn)速控制精度主要由高壓供氣流量的控制精度決定。為提高流量/轉(zhuǎn)速控制精度，發(fā)展了高精度流量/轉(zhuǎn)速控制技術(shù)。

TPS單元轉(zhuǎn)速控制方式為雙環(huán)串級控制，流量控制作為轉(zhuǎn)速控制的內(nèi)環(huán)，外環(huán)為轉(zhuǎn)速控制環(huán)。

首先根據(jù)試驗馬赫數(shù)將試驗轉(zhuǎn)速給定進行修正，再按照轉(zhuǎn)速與流量的對應關(guān)系計算數(shù)字閥預期流量給定，進行流量控制，如此可以得到比較滿意的轉(zhuǎn)速開環(huán)控制特性。

試驗過程中，風洞動壓、TPS短艙入口壓力、模型姿態(tài)角等變化，都會對轉(zhuǎn)速造成靜態(tài)偏差(風洞試驗狀態(tài)與校準狀態(tài)不完全一致)。通過轉(zhuǎn)速補償調(diào)節(jié)克服這種靜態(tài)偏差。過程如下:

1)計算轉(zhuǎn)速給定與反饋之差ΔN;

2)按照轉(zhuǎn)速與流量的對應關(guān)系，計算工作點斜率;

3)根據(jù)工作點斜率和ΔN，計算流量給定補償增量，并實施流量給定補償后的流量控制。

TPS轉(zhuǎn)速控制過程分為開環(huán)/閉環(huán)兩個控制過程，一是啟動過程的開環(huán)控制，二是穩(wěn)定過程的閉環(huán)補償控制。采取這樣的控制策略，可以很好地兼顧系統(tǒng)的動/靜態(tài)兩方面的品質(zhì)要求。開環(huán)控制過程主要控制TPS轉(zhuǎn)速的超調(diào)、調(diào)節(jié)時間等動態(tài)指標。轉(zhuǎn)速閉環(huán)補償控制主要控制轉(zhuǎn)速精度，兩者互不干擾。

7.2 空氣橋/天平一體化設(shè)計技術(shù)

空氣橋是全模TPS反推力試驗技術(shù)中的關(guān)鍵設(shè)備，主要用于減小高壓供氣隊天平測量的影響［12-13］。

空氣橋設(shè)計首先要確定柔性單元的結(jié)構(gòu)形式，然后把各種柔性單元連接起來，既能滿足空間要求，又能使空氣橋的剛度最小。為了使得空氣橋的對天平測力的影響最小，需要對空氣橋進行自由度分析，讓空氣橋的自由端能夠在所需要的方向上剛度較小，近似認為其可以自由移動。對于全模TPS反推力試驗，因為要測量6個分量的力、力矩，空氣橋就要有6個自由度。

8m×6m風洞全模TPS反推試驗空氣橋采用的是內(nèi)壓式柔性節(jié)［14-15］，如圖12所示，它主要由金屬波紋管和浮動環(huán)等組成。柔性節(jié)具有兩個角度自由度，可以繞y、z軸作小角度旋轉(zhuǎn)。該空氣橋布局采用的是矩形布局，如圖13所示，使用3個柔性節(jié)，其中2個橫置，1個豎置。它具有6個自由度，對天平的影響小，并且自身具有較強的克服壓力影響、溫度影響的能力。

在上述設(shè)計的基礎(chǔ)上，采用有限元方法對空氣橋關(guān)鍵受力梁進行了優(yōu)化設(shè)計。對空氣橋和天平進行一體化設(shè)計，如圖14所示，評估空氣橋?qū)μ炱綔y力的影響，優(yōu)化空氣橋和天平的位置關(guān)系，并使得空氣橋和天平剛度更加匹配。最后，綜合考慮模型內(nèi)部空間、內(nèi)部設(shè)備及空氣橋的技術(shù)要求，完成空氣橋的設(shè)計。

圖12 柔性節(jié)示意圖Fig.12 Cardan link

圖13 矩形空氣橋布局示意圖Fig.13 Rectangular air bridge layout

圖14 空氣橋/天平組合體計算Fig.14 Air bridge-balance assembly calculation

7.3 高精度流量控制單元設(shè)計技術(shù)

流量控制單元主要用于多臺TPS單元壓縮空氣流量的精確分配和測量。

流量控制單元采用內(nèi)式流量控制方案，安裝在模型機頭內(nèi)部，負責3臺TPS單元的流量分配與測量。采用這種形式的設(shè)計方案有如下優(yōu)點:

1)相對于外式流量控制裝置，流量控制單元至TPS單元之間的距離短，測量和控制的時間滯后小很多，測量和控制響應快;

2)相對于外式流量控制裝置，流量控制單元更靠近TPS，氣流壓力和流量將更加穩(wěn)定。

流量控制單元主要由針閥、文丘里流量計、電作動筒等組成。其中，針閥為流量控制系統(tǒng)，文丘里流量計為流量測量系統(tǒng)，電作動筒為運動控制系統(tǒng)。

該型流量控制單元具有以下優(yōu)點:

1)采用高精度針閥、臨界文丘利流量計一體化設(shè)計方法，集成了高精度流量控制、測量的功能;

2)實現(xiàn)了流量控制單元的小型化;

3)滿足多臺TPS單元流量的精確分配和測量，滿足了多臺發(fā)動機不同工況模擬試驗的需要。

8 結(jié)論

TPS反推力試驗技術(shù)是風洞中模擬飛機發(fā)動機反推力狀態(tài)的最有效手段之一。本文對8米×6米風洞TPS反推力試驗技術(shù)進行了系統(tǒng)歸納，主要結(jié)論如下:

1)本項研究建立了TPS反推力短艙校準和TPS反推力試驗流程、試驗方法和數(shù)據(jù)處理方法，發(fā)展了8米×6米風洞TPS反推力試驗技術(shù)。

2)自主發(fā)展了高精度流量/轉(zhuǎn)速控制技術(shù)、空氣橋/天平一體化設(shè)計技術(shù)、高精度流量控制單元設(shè)計技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù);

3)風洞試驗表明，8米×6米風洞TPS反推力試驗技術(shù)可以有效評估反推力發(fā)動機的再吸入特性。

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Reverse thrust testing technique in the 8m×6m Low Speed W ind Tunnel of CARDC

Huang Yong*，Hu Buyuan，Zhang Weiguo，Wang Xunnian，Zhang Rongping
(Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China)

The turbine powered simulator(TPS)testing technique is the prime choice for simulation of reverse thrust of engines in wind tunnel.The purposes of the reverse thrust test are to obtain the impact of reverse thrust on the aircraft aerodynamics property and determine the re-ingestion velocity.To meet the needs of testing technique of large aircraft，CARDC built up a testing technique to simulate the reverse thrust of engines with turbine powered simulators(TPS)，the beam balance，air bridge，mass flow controlling units，surveillance and alarm system，data processing system and integrated display system were developed，and the similarity criterion，testing procedure and methods were formulated as well.The first domestic low speed reverse thrust test with whole model was carried out in the 8 m×6 m Wind Tunnel.The test investigates the reverse property of an aircraft and gain re-ingestion velocity，and test results indicated that re-ingestion velocity of the aircraft is around 48m/s.

large aircraft;reverse thrust;turbine powered simulator(TPS);testing technique;low speed wind tunnel

V211.753

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0132

0258-1825(2016)03-0346-08

2015-07-14;

2015-10-21

黃勇*(1973-)，男，四川人，副研究員，研究方向:飛行器動力模擬試驗研究.E-mail:dragonhyong@163.com

黃勇，胡卜元，張衛(wèi)國，等.8米×6米風洞TPS反推力試驗技術(shù)［J］.空氣動力學學報，2016，34(3):346-353.

10.7638/kqdlxxb-2015.0132 Huang Y，Hu B Y，Zhang W G，et al.Reverse thrust testing technique in the 8 m×6 m Low Speed Wind Tunnel of CARDC［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):346-353.