季 軍, 宋孝宇, 鄧祥東, 郭大鵬, 李 鵬

(1. 中國航空工業(yè)空氣動力研究院, 沈陽 110034; 2. 高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室, 沈陽 110034)

高速風洞一體形式的噴流影響試驗技術研究

季 軍1,2,*, 宋孝宇1,2, 鄧祥東1,2, 郭大鵬1,2, 李 鵬1,2

(1. 中國航空工業(yè)空氣動力研究院, 沈陽 110034; 2. 高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室, 沈陽 110034)

詳細介紹了FL-3風洞一體形式的噴流影響風洞試驗技術，該技術區(qū)別于分離形式的噴流影響試驗技術，利用波紋管實現了飛行器模型與噴管的一體化設計。天平同時測量模型外部氣動力和噴管推力，避免了分離形式噴流影響試驗技術存在的噴管幾何不完全相似、模型與噴管易碰觸、腔壓難以準確修正等問題。對一體形式噴流影響試驗技術的相似參數、試驗原理、波紋管技術等進行了系統(tǒng)介紹，地面調試及風洞試驗表明：一體形式的噴流影響試驗技術可以獲得不同落壓比和不同矢量噴流對飛行器的噴流影響量，在經過進一步細節(jié)優(yōu)化后，將形成成熟的試驗能力，并依據該技術可以發(fā)展噴管性能風洞試驗技術、一體形式的推力矢量風洞試驗技術等。

噴流影響；一體形式；分離形式；波紋管系統(tǒng)；推力矢量

0 引 言

美國國家航空航天局(NASA)和美國空軍阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)從20世紀60～90年代，針對飛行器噴流影響試驗開展了系統(tǒng)研究，發(fā)展了多種評估噴流影響的試驗技術[1-2]，目前,AEDC主要有3種[3]成熟的噴流影響試驗技術，即分離形式、應用波紋管的一體形式和后體壓力積分形式的試驗技術，如表1所示，其噴流試驗阻力系數精度可達0.0005，值得一提的是，其發(fā)展的后體壓力積分技術，阻力精度可達0.0001。

表1 AEDC 3種典型噴流試驗技術Table 1 Typical jet-effects testing methodology at AEDC

分離形式的噴流試驗技術的主要特點是尾噴管與模型存在間隙，天平不測量噴管產生的推力，僅測量模型產生的氣動力，通過測量噴流與不噴流天平差量的方法得到噴流影響量。該技術具有試驗原理簡單、所需專用設備相對較少、重復性精度高等優(yōu)點，因此分離形式在國外較為成熟，成功地應用于不同型號[4-7]，2008～2015年，AEDC應用分離形式對F-35飛機進行不同期的噴流試驗[8-9](見圖1)。同樣分離形式在國內風洞也已得到了廣泛應用[10-11]，試驗具有一定的成熟度，但受限于國內高速風洞尺寸小等因素，多年的實踐表明分離形式的高速噴流試驗存在一定的技術瓶頸：

(1) 由于分離形式尾噴管與模型存在間隙(見圖2)，1.5m量級高速風洞間隙量值約3～5mm，導致噴流模型設計時需要縮小尾噴管的比例。例如，實際單噴飛機尾噴管縮比后的噴管出口直徑約50mm，雙噴飛機約35mm，如果取間隙3mm進行噴管的縮放，則使單噴飛機噴流相似參數Aj/A∞(Aj為噴管出口面積，A∞為飛機特征面積)的模擬量一般小于85%，雙噴飛機一般小于70%，該值的不完全模擬影響噴流實際作用效果。

(2) 分離形式另一個極大的難點是存在模型與噴管碰觸的問題。由于高速風洞尺寸小、模型載荷大、天平引起的模型變形大，模型后體與噴管碰觸的問題一直難以很好地解決，遇到大迎角、帶矢量噴管的推力矢量試驗碰觸的風險更大，該問題一直制約著分離形式在高速風洞的成熟應用。

(3) 分離形式還存在腔壓難以準確修正的問題。由于分離形式模型內部為一個大腔體，例如圖1中F-35模型腔體，該腔內壓力由于噴管噴流或外流引射而高于或低于環(huán)境壓力，一旦腔壓存在波動則腔壓對天平的附加力難以準確修正，影響試驗精準度。

而一體形式作為分離形式噴流影響試驗技術的補充[9]，可以有效地避免以上問題，但國內對該技術研究較少。為此，本文嘗試進行一體形式噴流影響試驗技術的研究。

1 試驗相似參數及原理

1.1 相似參數的模擬

噴流影響試驗有5個相似參數：

模型與飛行器噴流落壓比相等：

模型與飛行器噴管出口馬赫數相等：

模型與飛行器噴管出口面積比相等：

噴流介質比熱比相等：

噴流氣體常數與溫度乘積相等：

噴流試驗中，如果以上5個參數與飛機相同，同時模型幾何外形與外流場(馬赫數Ma、雷諾數Re)又分別與飛機相似或相同，則噴流試驗完全模擬了飛機噴流流場。

但實踐表明，同時模擬5個參數十分困難，只能依據所研究問題的性質，選擇主要參數保持相似。本文一體形式噴流試驗技術可以完全模擬公式(1)、(2)和(3)，由于此次噴流氣體采用冷空氣進行試驗，忽略了氣體組分(4)和溫度(5)的影響。

1.2 試驗原理

一體形式的噴流影響試驗中模型與尾噴管一體化設計，即尾噴管與模型為一個整體，吹風過程中天平即能測量到模型外部氣動力，也能測量噴管受力，通氣支撐與前端天平連接，同時通氣支撐與噴流管路之間使用波紋管相連接，如圖3所示。

一體形式噴管試驗技術也需要進行有無噴流時的吹風試驗，通過2次結果的差量得到內外流相互干擾量。但噴流試驗時天平除了能夠測量到模型產生的氣動力，還能測量到噴管的推力、波紋管對天平的附加力，需要專門的設備扣除噴管的受力、波紋管對天平的附加力，整個試驗原理如圖4所示。

由于模型與尾噴管一體化設計，不存在分離形式的間隙問題，因此，一體形式的噴流相似參數Aj/A∞可以完全模擬，且不存在碰觸的風險，具有明顯優(yōu)勢，但一體形式也存在試驗技術復雜、成本較高等缺陷，需要相應的噴流專用設備。

2 一體形式噴流試驗專用設備

2.1 波紋管系統(tǒng)及波紋管校準平臺

一體形式噴流模型內部必須引入高壓氣體進行噴流落壓比的模擬，為了引氣，需要在天平與通氣管路間安裝波紋管系統(tǒng)。

該波紋管系統(tǒng)的存在，會影響到天平對模型氣動力的準確測量，且該影響量隨波紋管承受的壓力和流量而變化，因此如何準確扣除波紋管對天平測量結果的干擾，是一體形式噴流試驗技術的關鍵技術問題之一，該問題也是所有動力模擬試驗，包括渦輪動力模擬(TPS)、滑流等試驗的關鍵技術問題。

為此，研制了某軍機標模波紋管系統(tǒng)。該波紋管系統(tǒng)的固定端與通氣支臂連接，測量端與測力模型連接，波紋管則采用對溫度不敏感的非金屬隔膜，為了抵消進入測量端動量的影響，波紋管設計了6個周向嚴格對稱的音速噴嘴，并具有壓力平衡氣孔平衡波紋管內外壓差，同時該波紋管系統(tǒng)具有以下設計參數：(1) 設計承壓能力2.5MPa；(2) 最大流通能力2.0kg/s；(3) 設計溫度-30℃～50℃；(4) 剛度小于天平剛度的0.3%；(5) 氣流溫降不引起剛度變化。具體示意圖如圖5所示。同時建造了能夠對波紋管校準的波紋管校準平臺，如圖6所示。

2.2 噴管靜推力測量平臺

噴管靜推力測量平臺主要目的是能夠模擬一體形式噴流風洞試驗中噴管的噴流總壓、總溫及風洞環(huán)境壓力，同時精確地測量噴管的受力，為一體形式的噴流試驗提供噴管受力修正數據，如圖7所示。

3 地面校準結果

3.1 波紋管天平的校準

對標模天平及波紋管系統(tǒng)的校準分5步進行 ：(1)帶模型的光天平靜態(tài)校準；(2)帶模型帶波紋管天平靜態(tài)校準；(3)對比兩者天平主系數差異；(4)波紋管的壓力校準；(5)波紋管系統(tǒng)的通氣聯(lián)調。

表2為天平校準結果，可以看出光天平及帶波紋管天平的縱向三元精準度均滿足國軍標合格指標。

表2 光天平及帶波紋管天平精準度Table 2 Balance calibration results

資料表明[12-13]：光天平和帶波紋管天平公式主系數的差異是評價波紋管性能優(yōu)劣的重要指標。兩者差異越小，波紋管對天平的靜態(tài)影響越小，性能優(yōu)異的波紋管天平主系數相對差異約0.1%～0.5%，本文兩者縱向主系數相對差異為0.1%～1.4%，如表3所示。

表3 光天平與及帶波紋管天平主系數差異對比Table 3 Main coefficient difference between two balances

由于波紋管周向噴嘴軸線的安裝誤差，波紋管內部氣壓會對天平產生一個隨壓力變化的附加載荷，該載荷可以通過氣體無流動狀態(tài)的充壓試驗，找出零點隨壓力的變化規(guī)律，消除附加載荷的影響。本次研究在不同時間進行了3次充壓試驗，得到了天平縱向三元的壓力修正曲線及重復性精度，見圖8。

可以看出3次重復性較好，并具有一定的線性規(guī)律，采用三次函數F=f(P)擬合后的天平縱向數據均方根誤差：Y為0.43N，Mz為0.14N·m，X為0.15 N。 為檢驗壓力修正的合理性，對不同壓力下的測力系統(tǒng)施加若干組不同載荷，以壓力修正后的測力系統(tǒng)計算值與加載砝碼真實載荷相比較，其準度結果均在0.5%以內。

最后進行了不同落壓比條件下的通氣聯(lián)調試驗，動態(tài)檢驗天平測力數據的重復性及天平回零情況。具體方法為：控制程序判定噴流總壓穩(wěn)定后采集天平輸出，重復7次試驗，計算天平測力的重復性，并觀察天平讀數的回零。表4給出了噴流總壓為p0=325.4kPa、pct=99.2kPa情況下測力系統(tǒng)的重復性，可以看出天平測力系統(tǒng)重復性較好，且天平讀數在吹風結束后立刻回零。

表4 測力系統(tǒng)的重復性精度Table 4 Uncertainty of the balance system

總之，通過以上校準數據可以看出，標模波紋管具有對天平靜態(tài)影響小、無溫度效應、壓力修正線性、重復性好和壽命長等優(yōu)點，是一個性能優(yōu)異的波紋管。

3.2 噴管靜推力的測量

一體形式的噴流試驗技術需要在地面推力測量平臺進行噴管靜推力的測量，將整個模型及通氣支撐安裝于噴管靜推力測量平臺，在精確地模擬噴流總壓p0和風洞環(huán)境壓力pct后，采集噴管縱向三元的受力情況，如圖2所示。

設計并測量了矢量角度分別為0°、10°和20°(矢量角下偏為正)3種噴管的受力情況，表5給出了3種噴管推力隨落壓比變化的測量結果，可以看出0°噴管推力基本隨落壓比線性增大，而10°和20°矢量噴管在推力方向存在推力損失。

表5 不同落壓比下噴管推力(阻力方向為正)Table 5 Nozzle thrust at difference NPRs

4 風洞試驗結果

風洞試驗模型采用1∶15的全金屬標模模型，翼展0.5889m，機身長度為0.927m，平均氣動弦長0.22224m，模型參考面積為0.11556m2，采用腹撐轉尾撐的支撐形式，腹撐后掠角為45°，內部通高壓氣體。

風洞試驗馬赫數為0.6，迎角范圍為-2°～8°，無側滑角，如圖9所示。內容包括無噴和有噴條件下的重復性試驗、不同落壓比噴流對全機氣動力影響研究、同一落壓比下不同矢量噴管對全機氣動力影響研究。

4.1 重復性試驗結果

風洞試驗數據重復性精度是考察數據可靠性的重要依據，因此對無噴條件下(NPR=1)進行了2次重復性驗證試驗，對噴流條件下(NPR=2.57)進行了3次重復性驗證試驗，試驗結果如圖10所示。

無噴條件下(NPR=1.0)，升力系數最大相差0.0014，俯仰力矩系數最大相差0.0007，阻力系數最大相差0.0003，即無噴條件下飛機縱向數據均優(yōu)于國軍標的合格指標。

但噴流條件下，由于試驗中需要通過扣除波紋管的壓力影響、噴管受力，尤其阻力是一個大量減大量所得到的參數，因此噴流重復性精度均有不同程度的降低，在NPR=2.57噴流條件下，升力系數最大相差0.0016，但俯仰力矩系數和阻力系數均比國軍標的合格指標稍差。

4.2 不同落壓比下噴流對全機的影響

進行了不同落壓比下的風洞試驗，落壓比包括NPR=1.0、1.57、2.57、3.57和3.72，整個試驗結果如圖11所示。

可以看出，相對于無噴狀態(tài)，0°～8°迎角范圍內噴流使得飛機升力系數減小，且噴流落壓比越大，升力系數越小，最大約比無噴情況下(NPR=1)減小了4.5%，同時噴流使得俯仰力矩系數增大，壓心前移，對于阻力，總的來說噴流使得阻力減小。

4.3 不同矢量噴管噴流對全機的影響

為了研究不同矢量噴管對全機氣動特性的影響，設計了0°、10°和20°這3種矢量噴管，3種噴管入口直徑均為50mm，喉道直徑均為30mm，出口直徑均為34mm，面積比為1.2844，具體尺寸如圖12所示。

對以上0°度噴管進行了2次、10°和20°噴管各1次同一落壓比(NPR=2.57)的噴流試驗，試驗結果如圖13所示。

可以看出隨著矢量角的增大，升力在不斷增加，但增加趨緩，例如10°情況下的升力比0°增加了3.2%，但20°只比10°增加了1.1%。另外正矢量角越大使得俯仰力矩系數減小，壓心后移，同時，正矢量角噴管使得阻力有所減少。

5 結 論

本文基于高速風洞及配套的噴流專用設備，發(fā)展了一種噴管與模型一體設計的噴流影響試驗技術，獲得了不同噴流條件對飛機的噴流影響，該技術具有以下特點：

(1) 一體形式噴流試驗技術能實現噴流相似參數Aj/A∞的完全模擬，且可避免高速噴流試驗易碰觸的問題；

(2) 波紋管系統(tǒng)及其修正技術是一體形式噴流試驗技術的關鍵技術之一，本文的波紋管系統(tǒng)性能優(yōu)異；

(3) 推力測量平臺可以實現噴管噴流總壓和風洞環(huán)境壓力的精確模擬，為一體形式噴管受力的準確測量提供設備條件；

(4) 風洞試驗表明，一體形式的噴流試驗技術可以獲得不同噴流條件下的噴流影響量。

但由于整個試驗技術的復雜性，使得目前一體形式的噴流試驗重復性稍差，相信在進一步完善整個系統(tǒng)細節(jié)、改善重復性精度后，可形成成熟的噴流影響試驗技術，并基于該技術可以發(fā)展噴管性能風洞試驗、推力矢量風洞試驗等。

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Researchonmetricthrustjet-effectstestingmethodologyinhigh-speedwindtunnel

Ji Jun1,2,*, Song Xiaoyu1,2, Deng Xiangdong1,2, Guo Dapeng1,2, Li Peng1,2

(1. China Aerodynamics Research Institute of Aeronautics, Shenyang 110034, China; 2. Aeronautic Science and Technology Key Lab for High Speed and High Reynolds Number Aerodynamic Research, Shenyang 110034, China)

The metric thrust jet-effects testing methodology is introduced in FL-3 wind tunnel. Different from the sleeve type jet-effects testing methodology, the airframe is integrated with the nozzle by using the bellows system, and the balance can measure simultaneously the aerodynamic characteristics and the nozzle thrust. The problems such as nozzle geometric incomplete similarity, touching possibility between the model and the nozzle, imprecise modification of the pressure in the model cavity, etc, which exist in the sleeve type jet-effects testing methodology can be avoided by using the metric thrust methodology. The similarity theory, testing methodology and bellows technology of the metric thrust jet-effects testing are discussed in detail in this paper. The experimental results show that jet-effects under different test conditions including different nozzle pressure ratios and vectoring jets can be gained by the metric thrust jet-effects testing methodology. After further improvements of some details, the test capability can be enhanced, and the nozzle performance wind tunnel testing methodology and the thrust vector wind tunnel testing methodology can also be developed based on this methodology.

jet-effects;metric thrust;sleeve type;bellows system;thrust vectoring

2016-11-21;

2017-08-02

*通信作者 E-mail: yuanfangjijun@163.com

JiJ,SongXY,DengXD,etal.Researchonmetricthrustjet-effectstestingmethodologyinhigh-speedwindtunnelJournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 71-77. 季 軍, 宋孝宇, 鄧祥東, 等. 高速風洞一體形式的噴流影響試驗技術研究. 實驗流體力學, 2017, 31(6): 71-77.

1672-9897(2017)06-0071-07

10.11729/syltlx20160176

V211.73

A

季軍(1985-)，男，廣西桂林人，高級工程師。研究方向：高速風洞動力模擬，噴流試驗研究。通信地址：遼寧省沈陽市皇姑區(qū)陽山路1號(100034)。E-mail: yuanfangjijun@163.com

(編輯：張巧蕓)