巫朝君, 聶博文, 孔 鵬, 盧翔宇(中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道非定常性能試驗(yàn)技術(shù)

巫朝君*, 聶博文, 孔 鵬, 盧翔宇
(中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

在Φ3.2m風(fēng)洞研制了基于雙力矩電機(jī)同步驅(qū)動的機(jī)動進(jìn)氣道試驗(yàn)裝置，模擬戰(zhàn)斗機(jī)快速俯仰等機(jī)動過程和進(jìn)氣道不同工作條件，建立了戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道非定常性能試驗(yàn)方法。通過驗(yàn)證試驗(yàn)研究了戰(zhàn)斗機(jī)模型快速俯仰機(jī)動過程中進(jìn)氣道性能變化的基本規(guī)律，獲得了進(jìn)氣道動態(tài)周向畸變、紊流度等部分流場畸變參數(shù)的變化特性，驗(yàn)證了戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道低速風(fēng)洞非定常性能試驗(yàn)技術(shù)的可行性。

戰(zhàn)斗機(jī)；進(jìn)氣道；非定常；試驗(yàn)技術(shù)；畸變

0 引 言

戰(zhàn)斗機(jī)在高機(jī)動過程中，迎角變化速率通常達(dá)到20～60°/s以上，進(jìn)氣裝置的內(nèi)、外流場特性與飛機(jī)保持姿態(tài)角穩(wěn)定時相比差異較大，進(jìn)氣道入口局部流場呈現(xiàn)出明顯的非定常性，對進(jìn)氣道的畸變特性有較大影響，這是評估進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性需要研究的重要內(nèi)容。

在進(jìn)氣道畸變特性的研究方法和技術(shù)手段上，歐、美等航空發(fā)達(dá)國家做得比較全面，從一個型號的預(yù)研開始直到樣機(jī)試飛階段，通過數(shù)值計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)和試飛試驗(yàn)相結(jié)合的手段對進(jìn)氣道的穩(wěn)態(tài)特性[1]、高機(jī)動下的動態(tài)畸變特性進(jìn)行了詳細(xì)的基礎(chǔ)研究和試驗(yàn)研究[2]。如美國NASA于20世紀(jì)90年代，對F/A-18戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動過程中進(jìn)氣道的畸變特性分別進(jìn)行了風(fēng)洞模擬試驗(yàn)及飛行試驗(yàn)研究[3-5]，獲取了進(jìn)氣道在入口流場非定常條件下的畸變特性[6]，研究了飛機(jī)在穩(wěn)態(tài)情況與機(jī)動過程情況下進(jìn)氣道畸變特性存在的差異，以此得到進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的相容性包線。一直以來，國內(nèi)研究進(jìn)氣道畸變特性及其與發(fā)動機(jī)的相容性，主要依靠風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算來研究飛機(jī)在穩(wěn)態(tài)條件下的進(jìn)氣道畸變特性[7-9]；由于受技術(shù)手段、風(fēng)險(xiǎn)和研究成本等因素的限制，對飛機(jī)機(jī)動過程中進(jìn)氣道在入口流場非定常情況下的畸變特性研究得較少。近幾年，一些飛機(jī)設(shè)計(jì)研究機(jī)構(gòu)和高校的研究人員圍繞飛機(jī)機(jī)動過程中進(jìn)氣道的畸變特性做了一些數(shù)值計(jì)算[10]和少量的風(fēng)洞模擬試驗(yàn)工作，如成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所楊應(yīng)凱等人在南京航空航天大學(xué)的風(fēng)洞內(nèi)對某型進(jìn)氣道在快速俯仰機(jī)動條件下進(jìn)行了動態(tài)特性試驗(yàn)研究，獲得了60°迎角范圍內(nèi)的畸變特性規(guī)律[11]；中國飛行試驗(yàn)研究院趙海剛等人還通過某型飛機(jī)高機(jī)動下進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性飛行試驗(yàn)，研究了該機(jī)在20°迎角范圍內(nèi)進(jìn)氣道的動態(tài)畸變特性及進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)的相容性[12]，獲得了初步研究成果。

從技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)、研究周期和研制成本上講，風(fēng)洞模擬試驗(yàn)技術(shù)仍然是開展飛機(jī)機(jī)動過程中進(jìn)氣道非定常特性研究的主要技術(shù)手段。目前這方面的風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備和技術(shù)手段還處于探索階段，距離成熟的風(fēng)洞模擬試驗(yàn)和工程應(yīng)用還有較大差距；尤其是對飛機(jī)模型迎角范圍、運(yùn)動速率、裝置載荷能力和測量精準(zhǔn)度等的模擬能力與需求還有較大差距。實(shí)現(xiàn)大迎角運(yùn)動范圍、較高的運(yùn)動速率模擬、迎角變化的動態(tài)精確測量是風(fēng)洞模擬試驗(yàn)技術(shù)需要解決的關(guān)鍵問題，這也是本文研究的主要內(nèi)容。

本文介紹了在Φ3.2m風(fēng)洞發(fā)展的一種基于雙力矩電機(jī)同步驅(qū)動的運(yùn)動模擬技術(shù)，以及相應(yīng)的試驗(yàn)技術(shù)，并開展了戰(zhàn)斗機(jī)快速俯仰機(jī)動進(jìn)氣道試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 技術(shù)指標(biāo)

風(fēng)洞中模擬戰(zhàn)斗機(jī)大迎角快速俯仰機(jī)動等非定常試驗(yàn)時，除幾何模擬、運(yùn)動幅度相似模擬外，最重要的相似模擬參數(shù)是斯特勞哈爾數(shù)[13]，本項(xiàng)研究中即是滿足飛機(jī)與模型之間縮減頻率相等，定義為：

K=2πfl/v

式中：f為運(yùn)動頻率；l為模型比例；v為來流速度。

根據(jù)縮減頻率相似和其它實(shí)戰(zhàn)需求，確定運(yùn)動模擬裝置的技術(shù)指標(biāo)為：迎角范圍-30°～120°；最大角速度240°/s；迎角動態(tài)角測量精度0.5°。

2 技術(shù)方案

2.1 總體技術(shù)方案設(shè)計(jì)

根據(jù)技術(shù)指標(biāo)和開展進(jìn)氣道非定?；兲匦栽囼?yàn)的目的，確定總的技術(shù)方案如圖1所示：由運(yùn)動模擬裝置實(shí)現(xiàn)模型運(yùn)動方式模擬，外置引射器引射作用實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道進(jìn)氣流量模擬，風(fēng)洞氣流模擬外流，動態(tài)測量系統(tǒng)獲取進(jìn)氣道出口截面的瞬態(tài)壓力，后期計(jì)算得到進(jìn)氣道性能參數(shù)，以此研究進(jìn)氣道性能。

2.2 運(yùn)動模擬及控制技術(shù)方案設(shè)計(jì)

運(yùn)動模擬及控制技術(shù)是該項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)的一項(xiàng)核心內(nèi)容。模擬非定常進(jìn)氣道試驗(yàn)時，模型要在風(fēng)洞中心做俯仰振蕩、快速拉升和俯沖等方式的運(yùn)動，對運(yùn)動模擬裝置的剛度、強(qiáng)度和響應(yīng)速度要求很高。為實(shí)現(xiàn)技術(shù)指標(biāo)，試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)為圖2所示的結(jié)構(gòu)方式：主體為雙力矩電機(jī)驅(qū)動的U型機(jī)構(gòu)，模型通過通氣支桿由空心雙轉(zhuǎn)軸U型機(jī)構(gòu)支撐于風(fēng)洞中心，2臺空心力矩電機(jī)同步驅(qū)動U型機(jī)構(gòu)運(yùn)動，由力矩電機(jī)的運(yùn)動控制系統(tǒng)按照規(guī)定的運(yùn)動方式規(guī)劃運(yùn)動軌跡。其中，引射器的引射氣流經(jīng)由空心力矩電機(jī)、U型機(jī)構(gòu)和通氣支桿對單發(fā)飛機(jī)的進(jìn)氣道或雙發(fā)飛機(jī)的單側(cè)進(jìn)氣道進(jìn)行流量引射模擬。

對運(yùn)動模擬裝置系統(tǒng)的剛度、強(qiáng)度和動態(tài)響應(yīng)特性、2臺力矩電機(jī)的同步控制和裝置的穩(wěn)定性等關(guān)鍵問題采取以下措施進(jìn)行優(yōu)化：

(1) 優(yōu)化運(yùn)動系統(tǒng)的減速環(huán)節(jié)，以力矩電機(jī)直接驅(qū)動U型機(jī)構(gòu)，提高整個裝置的剛性和快速響應(yīng)特性；由于U型機(jī)構(gòu)為兩端雙軸支撐，旋轉(zhuǎn)方向的約束可調(diào)，運(yùn)動范圍超過-30°～120°。應(yīng)用有限元方法和剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)分析方法對U型機(jī)構(gòu)運(yùn)動情況進(jìn)行了全面仿真模擬及優(yōu)化，設(shè)計(jì)橫截面漸變的空心U型支臂，確保機(jī)構(gòu)在滿足強(qiáng)度、剛度要求和通氣要求的同時，實(shí)現(xiàn)了轉(zhuǎn)動慣量的最優(yōu)化，運(yùn)動部件的轉(zhuǎn)動慣量控制在力矩電機(jī)能力范圍內(nèi)，保證了最大角速度達(dá)到240°/s以上，達(dá)到動態(tài)響應(yīng)速度要求。

(2) 對整套裝置進(jìn)行模態(tài)分析，優(yōu)化底座、支柱和配重等結(jié)構(gòu)，避開運(yùn)動部件振動頻率與裝置固有頻率、風(fēng)洞氣流脈動頻率的耦合情況，實(shí)現(xiàn)了運(yùn)動運(yùn)動裝置的穩(wěn)定性。

(3) 在控制方面，開發(fā)運(yùn)動控制器的電子齒輪同步控制功能，實(shí)現(xiàn)2臺力矩電機(jī)的高度同步控制，同步精度為0.01°。

(4) 通過對運(yùn)動控制系統(tǒng)功能規(guī)劃設(shè)計(jì)，優(yōu)化運(yùn)動軌跡規(guī)劃控制方式，實(shí)現(xiàn)模型按照勻速、變速方式快速上仰運(yùn)動，或按照正弦波俯仰振蕩、以及其它擬定的運(yùn)動方式周期性地上仰和下俯運(yùn)動。

2.3 迎角同步測量方案設(shè)計(jì)

模型迎角的同步測量和精度是保證快速機(jī)動過程中進(jìn)氣道試驗(yàn)數(shù)據(jù)與模型實(shí)時迎角對應(yīng)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。對這一關(guān)鍵環(huán)節(jié)由以下方案解決：在運(yùn)動裝置上的力矩電機(jī)旋轉(zhuǎn)軸一端安裝高精度角位移電位計(jì)，由力矩電機(jī)的編碼器和角位移電位計(jì)同時測量運(yùn)動機(jī)構(gòu)的實(shí)時角位移；同時，在運(yùn)動裝置側(cè)方地面上獨(dú)立安裝Optotrak系統(tǒng)進(jìn)行同步測量模型角位移，用這3種方式相互檢測和驗(yàn)證測量角度的同步性和精度。測量方案如圖3所示。

在幾種給定運(yùn)動速率下對該方案的驗(yàn)證結(jié)果如表1所示，3種測量手段測得的模型迎角偏差在0.4°以內(nèi)，滿足動態(tài)測量精度0.5°要求。

表1 迎角精度Table 1 Measurement precision of AOA

2.4 動態(tài)壓力測量方案設(shè)計(jì)

為測量模型俯仰機(jī)動過程中進(jìn)氣道出口截面瞬態(tài)壓力值，設(shè)計(jì)以下測量方案：

在進(jìn)氣道出口截面處安裝1個測量耙，壓力測量點(diǎn)分布如圖4所示。沿周向均布6個總壓測量耙臂，每個耙臂上按等環(huán)面積布置4個測量點(diǎn)，共24個總壓測量點(diǎn)；管壁上周向均布6個靜壓測量點(diǎn)，2個溫度測量點(diǎn)。

進(jìn)氣道出口截面24個總壓瞬態(tài)壓力和6個靜壓瞬態(tài)壓力由30個高頻響應(yīng)的動態(tài)壓力傳感器測得，數(shù)據(jù)采集由具有32路獨(dú)立通道的PXI動態(tài)采集系統(tǒng)對30個動態(tài)傳感器的信號實(shí)時獨(dú)立采集，每秒采集3125個數(shù)據(jù)樣本。后期根據(jù)測得的瞬態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行進(jìn)氣道性能參數(shù)計(jì)算處理，得到性能參數(shù)隨時間歷程的變化關(guān)系，以及性能參數(shù)隨迎角變化的關(guān)系。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 驗(yàn)證方法

驗(yàn)證模型為某型雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道縮比模型，本文只對單側(cè)進(jìn)氣道進(jìn)行了驗(yàn)證試驗(yàn)(見圖5)。試驗(yàn)在Φ3.2m風(fēng)洞中按照以下方法進(jìn)行：

(1) 穩(wěn)態(tài)進(jìn)氣道試驗(yàn)。通過流量控制系統(tǒng)，調(diào)節(jié)引射器引射流量到模擬發(fā)動機(jī)最大工作狀態(tài)時的對應(yīng)流量Gm，固定來流馬赫數(shù)，在迎角為0°～90°范圍內(nèi)給出10個角度點(diǎn)，按照穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)方法[7]，測量10個離散角度點(diǎn)下進(jìn)氣道出口截面的壓力，然后計(jì)算出各迎角對應(yīng)的進(jìn)氣道性能參數(shù)，得到性能參數(shù)隨迎角的變化關(guān)系。

(2) 快速俯仰機(jī)動進(jìn)氣道試驗(yàn)。通過流量控制系統(tǒng)，調(diào)節(jié)引射器引射流量到模擬發(fā)動機(jī)最大工作狀態(tài)時的對應(yīng)流量Gm，固定來流馬赫數(shù)，模型以不同角速率(見表2)做快速俯仰運(yùn)動。快速俯仰運(yùn)動時，模型先保持在0°迎角位置穩(wěn)定約3s，然后按照迎角為α(t)=sin(ωt)方式運(yùn)動(ω為迎角的角速率)；在這個過程中由30個動態(tài)傳感器實(shí)時測量進(jìn)氣道出口截面壓力瞬態(tài)值，以角位移電位計(jì)測量模型的實(shí)時迎角；用PXI動態(tài)系統(tǒng)分別實(shí)時采集各動態(tài)傳感器信號和電位計(jì)信號；后期進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，計(jì)算出進(jìn)氣道瞬態(tài)性能參數(shù)，得到其隨時間的變化關(guān)系。

(3) 根據(jù)迎角隨時間變化關(guān)系、進(jìn)氣道瞬態(tài)性能參數(shù)隨時間變化關(guān)系，得到瞬態(tài)性能參數(shù)隨迎角變化關(guān)系。

表2 俯仰運(yùn)動角速率Table 2 Pitching velocity

3.2 數(shù)據(jù)處理方法

由于我國戰(zhàn)斗機(jī)大多采用俄制發(fā)動機(jī)，進(jìn)氣道穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)的評價(jià)參數(shù)也一直用俄制體系，為方便研究穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)與動態(tài)試驗(yàn)之間性能參數(shù)的差別，在進(jìn)行快速俯仰機(jī)動試驗(yàn)時，仍用俄制體系的穩(wěn)態(tài)參數(shù)定義方式定義動態(tài)性能參數(shù)，只是其中的數(shù)據(jù)均為瞬態(tài)參數(shù)[9]。

本文僅用以下幾個參數(shù)為例來介紹該項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)的驗(yàn)證結(jié)果：

總壓恢復(fù)系數(shù)σ：動態(tài)試驗(yàn)中是一個隨時間變化的瞬態(tài)參數(shù)，對于每一時刻點(diǎn)的σ，定義為進(jìn)氣道出口截面上的總壓與入口前自由流總壓之比。

動態(tài)周向畸變Δσθ：定義方法與穩(wěn)態(tài)周向畸變定義[7]一致，只是其中的參數(shù)為隨時間變化的瞬態(tài)值。

紊流度Tu：進(jìn)氣道出口截面總壓脈動的均方根值。

3.3 典型結(jié)果與討論

試驗(yàn)結(jié)果是在模型以平均角速率60°/s快速俯仰運(yùn)動過程中得到的，迎角隨時間變化的關(guān)系如圖6所示。本文只討論模型在穩(wěn)定階段和上仰階段的性能變化。

(1) 進(jìn)氣道性能隨時間變化關(guān)系

如圖7～9所示，在模型處于穩(wěn)定位置時間歷程階段，總壓恢復(fù)系數(shù)σ瞬態(tài)值、周向畸變Δσθ瞬態(tài)值和紊流度Tu都保持相對的穩(wěn)定。其中，σ瞬態(tài)值約有0.4%的脈動帶寬，Δσθ瞬態(tài)值約有1%的脈動帶寬，紊流度Tu的脈動帶寬約0.5%。在模型快速上仰時間歷程內(nèi)，迎角隨時間歷程快速變化，進(jìn)氣道唇口前的附面層不能被有效控制，部分低能氣流進(jìn)入進(jìn)氣道，進(jìn)氣道出口截面的總壓損失呈增加趨勢，引起σ減小。由于進(jìn)氣道位于前機(jī)身側(cè)下方，唇口的局部氣流角因前機(jī)身的上洗而增大，在快速上仰時，上洗角不斷變化，洗流產(chǎn)生的擾動被吸入進(jìn)氣道內(nèi)；同時，由于進(jìn)氣道內(nèi)的流動是減速的，管道中的附面層受到逆壓梯度的影響，產(chǎn)生局部氣流分離和紊流的混合，幾個因素的多重影響，使得Δσθ和Tu都隨時間呈增加趨勢。

(2) 俯仰機(jī)動狀態(tài)與穩(wěn)態(tài)結(jié)果對比

在俯仰機(jī)動試驗(yàn)數(shù)據(jù)的后期處理時，根據(jù)迎角及進(jìn)氣道性能參數(shù)分別隨時間歷程的關(guān)系，給出了對應(yīng)瞬態(tài)時間點(diǎn)的進(jìn)氣道性能參數(shù)與迎角對應(yīng)關(guān)系，并與穩(wěn)態(tài)結(jié)果進(jìn)行了比較。

如圖10～12所示，在模型快速上仰階段，σ瞬態(tài)值與穩(wěn)態(tài)值在迎角小于50°范圍內(nèi)有較好的一致性趨勢，但0°附近的σ瞬態(tài)峰值比穩(wěn)態(tài)值約大0.5%；σ瞬態(tài)值在迎角60°附近有明顯的突變，原因可能是由于流動分離引起；迎角在60°～90°范圍內(nèi)，快速上仰的σ瞬態(tài)值明顯大于穩(wěn)態(tài)值，瞬態(tài)值與穩(wěn)態(tài)值最大相差約1%；其原因可能是由于氣流的滯后效應(yīng)，快速俯仰時進(jìn)氣道出口的總壓減小滯后于穩(wěn)態(tài)的壓力值。

迎角小于10°時，周向畸變Δσθ瞬態(tài)值大于穩(wěn)態(tài)值；而迎角在60°～90°時，Δσθ瞬態(tài)值明顯小于穩(wěn)態(tài)時的值，兩者最大相差約0.5%。這是由于模型從穩(wěn)定狀態(tài)到快速俯仰，因迎角快速變化產(chǎn)生的氣流擾動到達(dá)進(jìn)氣道出口的時刻，滯后于模型達(dá)到該迎角位置的時間，Δσθ瞬態(tài)值的增大滯后于穩(wěn)態(tài)值。在整個快速上仰范圍中，機(jī)動過程的紊流度值都小于穩(wěn)態(tài)過程的值，兩者在迎角0°附近的差值較小，隨迎角增大，差值也增大，兩者最大相差約2%。

以上結(jié)果表明離散的穩(wěn)態(tài)條件不能充分描述機(jī)動過程中的進(jìn)氣道特性。

4 結(jié) 論

通過以上研究和驗(yàn)證試驗(yàn)，可以得到以下結(jié)論：

(1) 本文研究的戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道非定常試驗(yàn)技術(shù)能夠滿足大迎角范圍、快速俯仰機(jī)動過程中進(jìn)氣道動態(tài)性能試驗(yàn)要求。

(2) 應(yīng)用該項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)，可以研究戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動過程與穩(wěn)態(tài)條件下的進(jìn)氣道性能的差別；初步研究表明：離散的穩(wěn)態(tài)條件不能充分描述機(jī)動過程中的進(jìn)氣道特性。

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(編輯：李金勇)

Test technology on unsteady characteristics of inlet flow during fighter plane maneuvers

Wu Chaojun*, Nie Bowen, Kong Peng, Lu Xiangyu
(China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

A test facility was developed in theΦ3.2m wind tunnel, which is driven by two moment electromotors and used to simulate inlet working conditions of the fighter during high maneuvers. The unsteady test method for research on the inlet flow characteristics was established. Based on results of the validating test, the inlet flow characteristics during maneuvers with rapidly changing angle of attack were studied. Some unsteady features, such as the circumferential distortion and turbulence, were obtained from the tests. All these results prove the feasibility of the test technology on studying the unsteady characteristics of the fighter plane inlet flow during maneuvers in the low speed wind tunnel.

fighter plane;inlet;unsteady;test technology;distortion

2016-02-02;

2016-10-09

WuCJ,NieBW,KongP,etal.Testtechnologyonunsteadycharacteristicsofinletflowduringfighterplanemaneuvers.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(2): 98-103. 巫朝君, 聶博文, 孔 鵬, 等. 戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道非定常性能試驗(yàn)技術(shù). 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(2): 98-103.

1672-9897(2017)02-0098-07

10.11729/syltlx20160027

V211.7

A

巫朝君(1972-)，男，四川簡陽人，高級工程師。研究方向：實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)。通信地址：四川綿陽北川羌族自治縣129信箱(622662)。E-mail: wcj_lcr@hotmail.com

*通信作者 E-mail: wcj_lcr@hotmail.com