鄧祥東, 宋孝宇, 季 軍, 郭大鵬, 李 鵬

(1. 中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 沈陽(yáng) 110034; 2. 高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 沈陽(yáng) 110034)

0 引 言

推力矢量技術(shù)是指推進(jìn)系統(tǒng)除為飛機(jī)提供前進(jìn)推進(jìn)外，尚能同時(shí)或單獨(dú)地在飛機(jī)俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)、反推力和前進(jìn)推力軸線(xiàn)上提供發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部推進(jìn)力，用以取代常規(guī)飛機(jī)舵面或其他裝置產(chǎn)生的外部氣動(dòng)力來(lái)進(jìn)行飛機(jī)控制[1]。采用推力矢量技術(shù)的飛機(jī)，能夠通過(guò)噴管偏轉(zhuǎn)，利用發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力，獲得多余的控制力矩，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的姿態(tài)控制。其突出特點(diǎn)是控制力矩與發(fā)動(dòng)機(jī)緊密相關(guān)，而不受飛機(jī)本身姿態(tài)的影響。因此，飛機(jī)在作低速、大迎角機(jī)動(dòng)飛行而操縱舵面幾乎失效時(shí)，可以利用矢量推力提供的額外操縱力矩來(lái)控制飛機(jī)機(jī)動(dòng)[2]。

推力矢量技術(shù)的運(yùn)用提高了飛機(jī)的控制效率，使飛機(jī)的氣動(dòng)控制面，例如垂尾和平尾可以大大縮小，從而飛機(jī)的重量可以減輕。另外，垂尾和平尾形成的反射面也因此縮小，飛機(jī)的隱身性能也得到了改善[3]。

矢量噴管對(duì)于推力矢量技術(shù)的實(shí)現(xiàn)至關(guān)重要。美國(guó)的F22和F35采用了機(jī)械偏轉(zhuǎn)式的矢量噴管，但由于需要作動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)，因此質(zhì)量和復(fù)雜性大大提高。從20世紀(jì)90年代開(kāi)始，推力矢量噴管的研究重心從機(jī)械式矢量噴管向射流控制矢量噴管轉(zhuǎn)移[4]。美國(guó)的IHPTET計(jì)劃、FLINT計(jì)劃以及美國(guó)空軍的IFC計(jì)劃均大量開(kāi)展了射流控制矢量噴管技術(shù)的研究。幾何形狀固定的射流控制矢量噴管，相比于傳統(tǒng)的機(jī)械式矢量噴管，其結(jié)構(gòu)更簡(jiǎn)單，質(zhì)量更少，成本更低，可靠性更高。射流控制矢量噴管可以使質(zhì)量減少24%～80%，發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比提高7%～12%，成本維護(hù)費(fèi)用降低37%～53%[5-8]。

而隨著渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(TBCC)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)等高速?lài)姎馔七M(jìn)系統(tǒng)研究領(lǐng)域的興起，許多航空大國(guó)都對(duì)單邊膨脹噴管(SERN)進(jìn)行了大量的試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究[9]。

隨著噴管技術(shù)的發(fā)展，噴管流場(chǎng)和性能試驗(yàn)測(cè)量技術(shù)也在不斷發(fā)展和提高，并為此建造了許多試驗(yàn)平臺(tái)。具有代表性的是法國(guó)ONERA的S4B推力測(cè)量平臺(tái)，其中4″平臺(tái)最大軸向推力為3300N，9″平臺(tái)最大軸向推力為5000N，流量系數(shù)測(cè)量精度±0.1%，推力系數(shù)測(cè)量精度±0.15%，平臺(tái)結(jié)構(gòu)如圖1所示[10]：

圖1 S4B平臺(tái)結(jié)構(gòu)示意圖

其他類(lèi)似的試驗(yàn)設(shè)備還包括英國(guó)ARA的MST推力測(cè)量平臺(tái)、德國(guó)DLR的靜推力平臺(tái)、荷蘭NLR的發(fā)動(dòng)機(jī)模型校準(zhǔn)設(shè)備ECF等[11]。國(guó)內(nèi)一些高等院校和研究機(jī)構(gòu)針對(duì)矢量噴管靜推力精確測(cè)量試驗(yàn)，開(kāi)展了大量的研究工作，但總體試驗(yàn)技術(shù)水平遠(yuǎn)未有國(guó)外成熟，大多數(shù)處于起步階段，或剛剛具備承接型號(hào)試驗(yàn)的能力。其中中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院于“十二五”期間，以S4B為原型，新建了推力測(cè)量平臺(tái)，并已完成調(diào)試，達(dá)到工程應(yīng)用水平。

本文詳細(xì)介紹在推力測(cè)量平臺(tái)上進(jìn)行矢量噴管靜推力精確測(cè)量的試驗(yàn)技術(shù)，重點(diǎn)研究流量修正、模型安裝姿態(tài)修正以及空氣橋?qū)τ谔炱较到y(tǒng)影響量的修正問(wèn)題。

1 試驗(yàn)相似參數(shù)及原理

1.1 試驗(yàn)相似參數(shù)

一般來(lái)說(shuō)，對(duì)于噴管性能試驗(yàn)有4個(gè)相似參數(shù)：

(1) 模型與飛行器噴流落壓比相等：

(p0j/p∞)模型=(p0j/p∞)飛機(jī)

(1)

(2) 模型與飛行器噴管出口馬赫數(shù)相等：

(Mj)模型=(Mj)飛機(jī)

(2)

(3) 噴流介質(zhì)比熱比相等：

(γj)模型=(γj)飛機(jī)

(3)

(4) 噴流氣體常數(shù)與溫度乘積相等：

(Rj·Tj)模型=(Rj·Tj)飛機(jī)

(4)

但在具體試驗(yàn)過(guò)程中，同時(shí)模擬4個(gè)參數(shù)十分困難，只能依據(jù)所研究問(wèn)題的性質(zhì)，選擇主要參數(shù)保持相似。有資料表明，利用冷空氣作為模型噴流介質(zhì)，所導(dǎo)致的模型與飛行器渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的γ和RT的差別，對(duì)噴流特性的影響尚不嚴(yán)重[12]，國(guó)外也常采用冷噴流進(jìn)行噴管以及渦輪動(dòng)力模擬器(TPS)的靜推力測(cè)量試驗(yàn)。本文的矢量噴管性能試驗(yàn)采用冷噴流，完全模擬相似參數(shù)(1)、(2)，而忽略相似參數(shù)(3)和相似參數(shù)(4)的影響。

1.2 試驗(yàn)原理

噴管性能試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)部必須引入高壓氣體，為了實(shí)現(xiàn)較高的噴流落壓比，試驗(yàn)需要在真空背壓環(huán)境中進(jìn)行，從而大幅降低噴流總壓、噴流流量以及噴管載荷等參數(shù)；另外，必須借助于高精度的天平測(cè)量系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)噴管載荷的精確測(cè)量。

在實(shí)際的試驗(yàn)過(guò)程中，噴管模型同時(shí)與高壓供氣管路以及天平測(cè)量系統(tǒng)相連接，這就使得高壓供氣管路和天平測(cè)量系統(tǒng)形成了結(jié)構(gòu)上的并聯(lián)關(guān)系，噴管產(chǎn)生的推力會(huì)同時(shí)傳到天平和高壓供氣管路上，因此必須在高壓供氣管路中設(shè)置一個(gè)軟性連接。該軟性連接剛度相對(duì)于天平剛度極小，受到力后，產(chǎn)生相對(duì)較大變形，從而使得天平測(cè)量到絕大部分氣動(dòng)力；而軟性連接傳導(dǎo)的噴管模型的氣動(dòng)力極小，而且這種影響量是可以通過(guò)技術(shù)手段精確檢測(cè)出來(lái)并具有較高的重復(fù)性精度，即空氣橋系統(tǒng)，以消除高壓供氣管路對(duì)天平測(cè)量系統(tǒng)產(chǎn)生的大部分干擾量。因此，試驗(yàn)必須在專(zhuān)用設(shè)備上進(jìn)行，例如S4B等推力測(cè)量平臺(tái)設(shè)備。

噴管模型采用垂直于軸線(xiàn)方向兩側(cè)進(jìn)氣方式，可以保證被測(cè)量系統(tǒng)入口沖量在X方向以及Y方向?yàn)?，在Z方向相互抵消(見(jiàn)圖2)，從而使得天平測(cè)量的結(jié)果僅僅包括噴管靜推力、空氣橋系統(tǒng)對(duì)天平的附加力和力矩，而不需要進(jìn)行入口沖量修正，在一定程度上減少了二次修正量，提高了測(cè)力數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度，實(shí)驗(yàn)原理如圖3所示。

圖2 噴管性能試驗(yàn)結(jié)構(gòu)示意圖

圖3 噴管性能試驗(yàn)原理圖

2 噴管性能試驗(yàn)專(zhuān)用試驗(yàn)設(shè)備

2.1 推力測(cè)量平臺(tái)

中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的推力測(cè)量平臺(tái)以O(shè)NERA的S4B 為原型，由高壓供氣管路系統(tǒng)、基于橡膠膜片的空氣橋系統(tǒng)、穩(wěn)壓段、六分量天平測(cè)量系統(tǒng)、真空試驗(yàn)艙以及配套的壓力測(cè)量系統(tǒng)組成，總體結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 推力測(cè)量平臺(tái)總體結(jié)構(gòu)

推力測(cè)量平臺(tái)六分量天平測(cè)量系統(tǒng)軸向載荷能力分為0～2500N和2500～5000N 2檔，經(jīng)過(guò)校準(zhǔn)，各元測(cè)力精準(zhǔn)度均滿(mǎn)足國(guó)軍標(biāo)要求；高壓供氣管路系統(tǒng)流量控制精度為1g/s，最大質(zhì)量流量10kg/s；穩(wěn)壓段最高承壓2.5MPa，噴管模型喉道直徑最大可達(dá)100mm；真空試驗(yàn)艙最低真空度10kPa(絕壓)，最大噴流落壓比80，可以滿(mǎn)足設(shè)計(jì)馬赫數(shù)3.0、最大噴流落壓比80左右矢量噴管性能試驗(yàn)的需求。

圖5 推力測(cè)量平臺(tái)實(shí)物照片

2.2 臨界流文氏噴管

由于噴管性能試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理的需要，流經(jīng)噴管模型的質(zhì)量流量必須精確測(cè)量。為此，引進(jìn)了一套臨界流文氏管系統(tǒng)來(lái)對(duì)高壓供氣管路系統(tǒng)中的流量計(jì)進(jìn)行進(jìn)一步的校準(zhǔn)。美國(guó)阿諾德工程發(fā)展中心(AEDC)的16T風(fēng)洞、NASA蘭利研究中心的NTF風(fēng)洞、德荷風(fēng)洞聯(lián)合體(DNW)的TPS校準(zhǔn)平臺(tái)、英國(guó)飛機(jī)研究協(xié)會(huì)有限公司(ARA)的MST1平臺(tái)和法宇航(ONERA)的TPS校準(zhǔn)平臺(tái)等諸多世界先進(jìn)風(fēng)洞和設(shè)備，均采用臨界流文氏管，作為高精度流量測(cè)量的手段。經(jīng)校準(zhǔn)，臨界流文氏管的流量精度可達(dá)0.15%[13]。

圖6 臨界流文氏管在平臺(tái)內(nèi)的安裝照片

Fig.6PhotographofcriticalVenturinozzleinstalledinthrusttestingbench

3 矢量噴管靜推力測(cè)量試驗(yàn)方法

在推力測(cè)量平臺(tái)上，進(jìn)行矢量噴管靜推力測(cè)量試驗(yàn)研究，研究?jī)?nèi)容包括：流量計(jì)的精確校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)、模型姿態(tài)精確測(cè)量、空氣橋-天平系統(tǒng)校準(zhǔn)試驗(yàn)以及噴流測(cè)力試驗(yàn)。

3.1 流量計(jì)的精確校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)

將臨界流文氏管安裝在推力測(cè)量平臺(tái)穩(wěn)壓段之后，與高壓供氣管路系統(tǒng)中的CLJ槽道流量計(jì)形成串聯(lián)關(guān)系，在大氣壓環(huán)境中，利用高精度數(shù)字閥控制流入臨界流文氏管氣流的總壓參數(shù)。穩(wěn)定之后，同時(shí)記錄氣流的總壓、溫度、落壓比和流量計(jì)輸出的流量值等參數(shù)。

臨界流文氏管流量的工程計(jì)算公式為：

(5)

由此計(jì)算得到臨界流文氏管的理論質(zhì)量流量值，以CLJ槽道流量計(jì)輸出的質(zhì)量流量為橫坐標(biāo)，以理論質(zhì)量流量為縱坐標(biāo)，可以得到流量計(jì)的修正結(jié)果以及重復(fù)性如圖7所示。

圖7 CLJ流量計(jì)修正曲線(xiàn)及重復(fù)性數(shù)據(jù)

由圖可見(jiàn)，重復(fù)性相對(duì)誤差在0.2%以?xún)?nèi)，且修正曲線(xiàn)幾為線(xiàn)性，流量修正量在2%左右。經(jīng)過(guò)校準(zhǔn)之后的質(zhì)量流量值可以用于試驗(yàn)。

3.2 模型姿態(tài)精確測(cè)量

在推力測(cè)量平臺(tái)上，外式六分量天平系統(tǒng)、加載系統(tǒng)等設(shè)備已經(jīng)經(jīng)過(guò)了定位，能確保其位于同一個(gè)平面(理想情況是一個(gè)水平面)，即校準(zhǔn)中心所處的平面。但在進(jìn)行流量影響校準(zhǔn)試驗(yàn)以及噴管靜推力試驗(yàn)時(shí)，由于加工、安裝等各種不可控誤差，有可能導(dǎo)致噴管的中心平面與天平校心平面不重合，即噴管的坐標(biāo)系和推力測(cè)量平臺(tái)天平的坐標(biāo)系存在一個(gè)位移和夾角偏差，在一定程度上影響數(shù)據(jù)的修正以及測(cè)量，需要在測(cè)力試驗(yàn)前進(jìn)行模型安裝姿態(tài)的精確測(cè)量，得到模型與天平系統(tǒng)之間的相對(duì)位置偏差。

本文在進(jìn)行流量影響校準(zhǔn)試驗(yàn)以及噴管靜推力試驗(yàn)時(shí)，均采用測(cè)量精度為10μm的RADIAN-80型激光跟蹤儀對(duì)模型與天平系統(tǒng)之間的相對(duì)位置偏差進(jìn)行了精確測(cè)量，得到了其相對(duì)于天平系統(tǒng)的偏差結(jié)果，如表1所示。

天平測(cè)力結(jié)果得到之后，需要根據(jù)上述的相對(duì)位置偏差結(jié)果，對(duì)天平力進(jìn)行坐標(biāo)系偏差修正，換算到噴管模型坐標(biāo)系下，得到模型實(shí)際的六元?dú)鈩?dòng)力。

表1 相對(duì)位置偏差結(jié)果Table 1 Position error results

3.3 空氣橋-天平系統(tǒng)校準(zhǔn)試驗(yàn)

空氣橋-天平校準(zhǔn)試驗(yàn)分5步進(jìn)行 ：(1) 光天平的靜態(tài)校準(zhǔn)；(2) 帶空氣橋天平系統(tǒng)的靜態(tài)校準(zhǔn)；(3) 2次校準(zhǔn)天平主系數(shù)差異分析；(4) 空氣橋的壓力影響校準(zhǔn)；(5) 空氣橋的流量影響校準(zhǔn)。

表2為光天平及帶空氣橋天平系統(tǒng)的校準(zhǔn)結(jié)果，本文僅分析了縱向三元(如無(wú)特殊標(biāo)注，本文力矩參考點(diǎn)均相對(duì)于推力測(cè)量平臺(tái)外式天平的校心)，可以看出光天平及帶空氣橋天平的縱向三元精準(zhǔn)度均滿(mǎn)足國(guó)軍標(biāo)合格指標(biāo)，部分接近先進(jìn)指標(biāo)。

表2 光天平及帶空氣橋天平精準(zhǔn)度Table 2 Calibration results of two balances

表3 光天平與及帶空氣橋天平系統(tǒng)主系數(shù)差異Table 3 Main coefficient differences between two balances

一般情況下光天平和帶空氣橋天平系統(tǒng)的公式存在一定的差異，差異越小，則空氣橋?qū)μ炱降撵o態(tài)影響越小，性能優(yōu)異的空氣橋2次校準(zhǔn)主系數(shù)的相對(duì)差異約為0.1%～0.5%[14-15](見(jiàn)表3)，本文2次校準(zhǔn)縱向三元主系數(shù)相對(duì)差異最大值為0.94%，與國(guó)外先進(jìn)水平相比，有一定的差距，但也在可接受的范圍內(nèi)，后續(xù)的測(cè)力試驗(yàn)都將采用帶空氣橋天平系統(tǒng)的靜校公式。

由于空氣橋的膜片同時(shí)連接了天平的固定端和測(cè)量端，空氣橋內(nèi)部氣流壓力會(huì)對(duì)天平產(chǎn)生一個(gè)隨壓力變化的附加載荷，該載荷可以通過(guò)氣體無(wú)流動(dòng)狀態(tài)的充壓試驗(yàn)，找出零點(diǎn)隨壓力的變化規(guī)律，消除附加載荷的影響。本文在不同時(shí)間進(jìn)行了3次充壓試驗(yàn)，得到了天平縱向三元的壓力影響修正曲線(xiàn)及重復(fù)性，如圖8所示。

圖8 無(wú)流動(dòng)狀態(tài)下縱向三元的壓力修正曲線(xiàn)

可以看到，壓力影響重復(fù)性良好，相對(duì)誤差在0.2%以?xún)?nèi)?？諝鈽蛳到y(tǒng)對(duì)天平的壓力影響規(guī)律較為明顯，本文采用二次函數(shù)F=f(p)擬合后，其擬合優(yōu)度可決系數(shù)R2均大于0.99。

為檢驗(yàn)壓力影響修正的合理性，對(duì)不同壓力下的空氣橋-天平測(cè)量系統(tǒng)施加若干組不同載荷，以壓力修正后的測(cè)力計(jì)算值與加載砝碼真實(shí)載荷相比較，其準(zhǔn)度結(jié)果均在0.5%以?xún)?nèi)。

最后安裝臨界流文氏管，進(jìn)行空氣橋的流量影響校準(zhǔn)試驗(yàn)，同時(shí)采集流量計(jì)流量、噴管落壓比、空氣橋內(nèi)外壓差和天平力等參數(shù)。以未充氣時(shí)天平的輸出為初讀數(shù)，利用空氣橋內(nèi)外壓差，進(jìn)行空氣橋壓力影響修正，可得到壓力影響修正后的值。

以臨界流文氏管的推力值為真值，與壓力修正值的差即為流量影響修正值。

改變流量，可得到不同流量(流量已經(jīng)過(guò)修正)下空氣橋的修正量，即隨流量變化的修正量曲線(xiàn)。本文在驗(yàn)證重復(fù)性相對(duì)誤差滿(mǎn)足0.2%的基礎(chǔ)上，最終得到的空氣橋的流量影響修正曲線(xiàn)如圖9所示。

空氣橋系統(tǒng)對(duì)天平的流量影響規(guī)律較為明顯，本文采用三次函數(shù)F=f(p)擬合后，其擬合優(yōu)度可決系數(shù)R2均大于0.99。流量影響量值較壓力影響小了很多，大約只有壓力影響修正數(shù)據(jù)的10%左右，可見(jiàn)，對(duì)于本套空氣橋-天平系統(tǒng)來(lái)說(shuō)，壓力影響起決定性的作用。

圖9 流動(dòng)狀態(tài)下縱向三元的流量影響修正曲線(xiàn)

4 數(shù)據(jù)處理過(guò)程

本文采用某型單邊膨脹矢量噴管，在設(shè)計(jì)噴流落壓比附近進(jìn)行噴管靜推力測(cè)量試驗(yàn)。利用高精度氣動(dòng)數(shù)字閥精確控制噴管入口總壓值(本文噴管入口總壓控制精度在±300Pa左右)，利用真空試驗(yàn)艙控制系統(tǒng)精確控制試驗(yàn)艙真空壓力(本文真空艙壓控制精度在±50Pa左右)，并同時(shí)記錄試驗(yàn)過(guò)程中穩(wěn)定的噴管入口總壓、氣流溫度、空氣橋橡膠膜片內(nèi)外側(cè)靜壓值、流量計(jì)輸出的流量和真空試驗(yàn)艙靜壓值等。

首先進(jìn)行流量計(jì)輸出流量的修正，得到噴管模型準(zhǔn)確的流量值，并利用公式(6)得到噴管的等熵推力值。然后進(jìn)行天平測(cè)量數(shù)據(jù)的模型姿態(tài)修正，得到的結(jié)果再進(jìn)行壓力影響修正和流量影響修正，就可以得到噴管模型的靜推力。利用公式(7)、(8)和(9)，計(jì)算得到噴管模型的軸向推力系數(shù)、法向推力系數(shù)以及矢量角等參數(shù)。

噴管等熵推力的計(jì)算。計(jì)算公式為：

(6)

噴管軸向推力系數(shù)：

(7)

噴管法向推力系數(shù)：

(8)

矢量角：

(9)

式中：Fs為噴管的等熵推力，單位為N；Q為經(jīng)過(guò)校準(zhǔn)之后的質(zhì)量流量，單位為kg/s；Tt為氣流溫度，單位為K；NPR為噴管?chē)娏髀鋲罕龋籉x為噴管軸向靜推力，F(xiàn)y為噴管法向靜推力，單位為N。

5 試驗(yàn)結(jié)果

5.1 重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果

試驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性精度是考察數(shù)據(jù)可靠性的重要依據(jù)，因此選定一部分狀態(tài)，進(jìn)行了7次重復(fù)性驗(yàn)證試驗(yàn)。其中落壓比狀態(tài)25的重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果如表4所示。

可以看到，本次重復(fù)性試驗(yàn)噴流落壓比標(biāo)準(zhǔn)差為0.0188，軸向推力系數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差為0.0003，法向推力系數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差為0.0002，矢量角標(biāo)準(zhǔn)差為0.0154。對(duì)照常規(guī)測(cè)力，可以看到推力系數(shù)的重復(fù)性結(jié)果達(dá)到國(guó)軍標(biāo)要求，證明本文試驗(yàn)數(shù)據(jù)具有較高的可靠性，試驗(yàn)技術(shù)可以用于噴管靜推力的精確測(cè)量。

表4 試驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性結(jié)果Table 4 Repetition of testing

5.2 隨噴流落壓比的變化規(guī)律

進(jìn)行了不同噴流落壓比條件下的矢量噴管性能試驗(yàn)，噴流落壓比狀態(tài)分別為20.09、25.26、34.91、39.97、44.81、52.60和56.36，試驗(yàn)結(jié)果如圖10所示。

可以看出，本矢量噴管各參數(shù)隨著噴流落壓比的變化規(guī)律與文獻(xiàn)[9]敘述一致。在低落壓比狀態(tài)，由于矢量噴管內(nèi)部出現(xiàn)了自由激波、分離激波、2種激波相交及相互影響、自由激波分離和誘導(dǎo)激波分離等復(fù)雜現(xiàn)象，上膨脹面大面積的氣流分離而形成的低壓區(qū)使噴管軸向推力系數(shù)相對(duì)較小;隨著落壓比的增大，呈現(xiàn)出快速增大的趨勢(shì)，在設(shè)計(jì)落壓比附近達(dá)到最大值0.972;繼續(xù)增大噴流落壓比，由于膨脹不足，軸向推力系數(shù)反而有一定程度的下降；而由于該矢量噴管具有向上的偏度，法向推力系數(shù)和矢量角在各落壓比條件下均為負(fù)值，產(chǎn)生負(fù)向升力。和軸向推力系數(shù)變化規(guī)律一致，隨著落壓比的增加，法向推力系數(shù)逐漸增大，在設(shè)計(jì)落壓比附近法向推力系數(shù)達(dá)到最大，之后繼續(xù)增大噴流落壓比，法向推力系數(shù)和矢量角均有所減小。

圖10 推力系數(shù)隨落壓比的變化規(guī)律

6 結(jié) 論

本文模擬噴管模型的噴流落壓比和出口馬赫數(shù)參數(shù)，在推力測(cè)量平臺(tái)上進(jìn)行某型矢量噴管靜推力試驗(yàn)，采取了保證模型入口沖量為零、流量計(jì)校準(zhǔn)、模型姿態(tài)精確測(cè)量和空氣橋-天平測(cè)量系統(tǒng)精確校準(zhǔn)等提高數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度的方法，最終獲得了可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)以及正確的軸向推力系數(shù)、法向推力系數(shù)以及矢量角隨落壓比的變化規(guī)律，該試驗(yàn)技術(shù)具有以下特點(diǎn)：

(1) 推力測(cè)量平臺(tái)采用垂直于軸線(xiàn)方向兩側(cè)進(jìn)氣方式，不需要修正入口沖量，減少了二次修正量，可以提高測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度；

(2) 試驗(yàn)過(guò)程中利用臨界流文氏管對(duì)流量進(jìn)行校準(zhǔn)，采用激光跟蹤儀對(duì)模型狀態(tài)進(jìn)行精確測(cè)量，進(jìn)一步提高了測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度；

(3) 推力測(cè)量平臺(tái)的空氣橋-天平系統(tǒng)性能優(yōu)異，能準(zhǔn)確得到試驗(yàn)過(guò)程中高壓供氣系統(tǒng)對(duì)天平的影響量，且規(guī)律明顯，修正曲線(xiàn)便于數(shù)據(jù)擬合；

(4) 試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，試驗(yàn)結(jié)果重復(fù)性良好，規(guī)律正確，該試驗(yàn)技術(shù)達(dá)到工程應(yīng)用水平，可以用于型號(hào)試驗(yàn)。

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