盛 超，滕 狀，李慶林，張寶華，王 慧

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

0 引言

飛機推力矢量技術(shù)是通過改變發(fā)動機排氣方向為飛機提供更強的轉(zhuǎn)向力矩的技術(shù)[1]，塞式矢量噴管是矢量噴管的1 種典型形式[2]，具有簡單、輕質(zhì)、低風(fēng)險的特點，對飛機、發(fā)動機的改裝要求小，是實施推力矢量技術(shù)的優(yōu)選噴管方案。內(nèi)流特性研究是塞式矢量噴管研究的重要內(nèi)容，自20 世紀90 年代以來，塞式噴管技術(shù)在國內(nèi)外受到了廣泛關(guān)注和研究[3-5]。

其中利用計算流體力學(xué)（CFD）技術(shù)對塞式矢量噴管進行了大量的數(shù)值分析，如國外Ruf 等建立3 維Navier-Stokes 方程求解塞式噴管流體的程序，研究了外流干擾機理，對于正確認識外流干擾對塞式噴管性能影響很有幫助；Tokua 等采用歐拉方程對塞式噴管進行了數(shù)值模擬，假定流體為無黏可壓縮情況下，通過2 維無黏的計算對線性塞式噴管周圍的流場在3個不同壓比情況下進行研究，并分析了塞錐上激波產(chǎn)生的損失[6]；在國內(nèi)，趙春生[7-9]等采用自主研發(fā)的程序?qū)θ絿姽茉诜羌恿图恿? 種特定工況下的內(nèi)流特性進行了數(shù)值分析，證明塞式噴管在設(shè)計工況下具有良好的內(nèi)流特性，并且?guī)缀问噶拷恰姽苈鋲罕葘?nèi)流特性具有影響；羅靜[10-11]等利用不同的湍流模型計算了塞式矢量噴管的內(nèi)流特性。

經(jīng)過理論研究和大量數(shù)值分析，塞式噴管型面設(shè)計和優(yōu)化方法逐漸成熟，但對塞式矢量噴管內(nèi)流特性的試驗研究[12]開展得很少。本文對原有的噴管試驗臺進行了部分適應(yīng)性改造，設(shè)計了臺架篦齒密封結(jié)構(gòu)[13-15]，開展了塞式矢量噴管熱態(tài)試驗研究，獲得了塞式噴管總壓恢復(fù)系數(shù)、推力系數(shù)、氣動矢量角等氣動性能參數(shù)。

1 試驗設(shè)備和模型

1.1 試驗設(shè)備

試驗在噴管試驗器上進行，最大供氣流量為60 kg/s，最高供氣溫度為1200 K，可測量噴管的軸向推力、俯仰力。最大落壓比為10，根據(jù)試驗件情況確定。

試驗狀態(tài)包含矢量/非矢量2 種。在試驗件平直排氣時，采用平直排氣段；在試驗件偏轉(zhuǎn)排氣時，平直排氣段不滿足試驗要求，為使噴管在矢量狀態(tài)下順利排氣，設(shè)計了矢量偏轉(zhuǎn)的排氣段，偏轉(zhuǎn)角度可調(diào)，實現(xiàn)在有限空間將高溫、高速、偏轉(zhuǎn)氣流快速收集并順利排出試驗廠房，如圖1所示。

圖1 試驗件安裝

對噴管試驗件進行推力測量時，測力段管道及試驗件安裝在測力臺架的動架上，整體作為1 個受力體，通過撓性組件與測力臺架的定架連接，為了排除供氣管道對受力體的干擾，試驗器采用徑向進氣的非接觸篦齒密封連接方式（如圖2 所示），供氣管與受力體間保留一定間隙，氣體由于泄漏產(chǎn)生的氣動力前后抵消，無附加的干擾力，理論上對測力的干擾為零。

圖2 篦齒結(jié)構(gòu)

1.2 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

塞式矢量噴管熱態(tài)吹風(fēng)試驗件采用縮比模型，根據(jù)相似準則，試驗件按1∶4 縮比，噴管長0.61 m，噴管喉部面積約為0.018 m2。試驗件非矢量狀態(tài)如圖3 所示，矢量狀態(tài)如圖4 所示。

圖3 試驗件非矢量狀態(tài)

圖4 試驗件矢量狀態(tài)

2 試驗工況及測試方案

2.1 試驗工況

采用該試驗件進行地面中間狀態(tài)下的常規(guī)非矢量狀態(tài)和不同偏轉(zhuǎn)角下矢量偏轉(zhuǎn)狀態(tài)的內(nèi)流熱態(tài)吹風(fēng)試驗。試驗中給定噴管落壓比和入口氣流總溫噴管外部環(huán)境為試驗艙環(huán)境，具體狀態(tài)見表1。

表1 試驗狀態(tài)

2.2 測試方案

試驗件進氣空氣流量采用DN600 mm 標準孔板測量，測量范圍為5～50 kg/s，測量精度為±1.5%；試驗件壓力參數(shù)采用壓力掃描閥測量，精度為±0.5%；溫度采用K 型熱電偶測量、VXI 進行采集，測量精度為±1%。

試驗采用3 分力測力臺架，分力布置如圖5 所示。圖中，F(xiàn)x和Fz為發(fā)動機主推力和側(cè)向力，F(xiàn)1和F2為測得的發(fā)動機推力分力，F(xiàn)3、F4和F5為測得的發(fā)動機側(cè)向力分力，fx為標定主推力作用點，即在前端密封芯體處拉鋼筒前端，f3和f4+5為標定側(cè)向力作用點。

圖5 分力布置

塞式矢量噴管試驗件的入口氣流參數(shù)通過位于穩(wěn)壓平直段上2 個相互垂直的測壓耙測量，測壓耙通過安裝座與穩(wěn)壓平直段連接，測點按等環(huán)面布置，總計5 處總壓、4 處靜壓、1 處總溫。

塞式矢量噴管試驗件出口氣流參數(shù)通過固定于噴管壁面上的3 個周向均布測壓耙測量，總計2 處總壓、2 處靜壓、2 處總溫，測點位于噴管外壁出口處，如圖6 所示。

本次試驗噴管出口氣流速度為超聲速，因此，需要采用超聲速總壓靜壓探針來測量噴管出口氣流的總靜壓。將探針置于超聲速氣流中，會在探針頭部產(chǎn)生附體激波，探針測量值實際為激波后的數(shù)據(jù)，而試驗需要的是激波前的數(shù)據(jù)，二者有很大差別。在超聲速氣流中，探針的測量值不是真實值。需要聯(lián)合校準數(shù)據(jù)來求解探針測量真實值。

圖6 出口測點位置

在實際試驗中總靜壓探針測量如圖7 所示，風(fēng)洞校準如圖8 所示。已知量有：

圖7 實際試驗中總靜壓探針測量

圖8 風(fēng)洞校準

（1）校準數(shù)據(jù)：風(fēng)洞總壓P0、靜壓P∞，風(fēng)洞氣流馬赫數(shù)Ma，探針在風(fēng)洞中的實測總壓Ptw、實測靜壓Psw；

（2）試驗數(shù)據(jù)：探針在試驗中的實測總壓P′t、實測靜壓P′s；

（3）假設(shè)在試驗過程中探針所處氣流流場與風(fēng)洞中探針所處氣流流場均為勻直流流場，溫度相同。

待求解量為：試驗中探針處的真實總壓Pt、真實靜壓Ps。

由校準數(shù)據(jù)得到以下2 種關(guān)系：Ma-σt關(guān)系和Ma-σs關(guān)系。

利用這2 種關(guān)系進行求解。采用迭代方式求解，假設(shè)試驗中探針處的真實總壓Pt已知，那么總壓恢復(fù)系數(shù)，由風(fēng)洞馬赫數(shù)σt與總壓恢復(fù)系數(shù)的對應(yīng)關(guān)系，通過插值或曲線擬合可得試驗中探針處氣流的真實馬赫數(shù)Ma′，由可得試驗中探針處氣流的真實靜壓Ps，同樣由馬赫數(shù)Ma′與風(fēng)洞靜壓恢復(fù)系數(shù)σs的對應(yīng)關(guān)系，通過插值或曲線擬合可得試驗中氣流的靜壓恢復(fù)系數(shù)σ′s，那么P″S=PS·σ′S，當|P″S-P′S|≤δ時，δ為計算精度，認為Pt為試驗中探針測量的氣流真實總壓，Ps為真實靜壓。流程如圖9 所示。

圖9 求解流程

試驗測得的數(shù)據(jù)采用格拉布斯判據(jù)剔除粗大誤差?？倝夯謴?fù)系數(shù)為

式中：Ptj、Ptc分別為噴管進、出口總壓。

推力系數(shù)CF為

式中：F為測力臺架所測噴管推力，由臺架實際所測軸向力FX和俯仰力FY合成得到；m為設(shè)備測得的噴管流量；Vid為1 維理想完全膨脹氣流速度；Ttj為噴管進口總溫；pb為環(huán)境靜壓。

氣動矢量角θ為噴管出口氣流方向與中心軸線的夾角

3 試驗結(jié)果與分析

圖10 臺架推力校準

為了驗證進氣管道采用篦齒結(jié)構(gòu)后排除進氣管道對試驗件測力的干擾，采用標準的效力噴管進行試驗驗證，數(shù)據(jù)對比結(jié)果如圖10 所示。若以標準噴管試驗數(shù)據(jù)為基準，測力臺架最大偏差為1.4%，平均偏差為0.65%，進氣管道采用篦齒結(jié)構(gòu)后，排除進氣管道對測力臺架的測力干擾，測量精度達到預(yù)期目標。

試驗時，在排氣裝置邊緣布置多處絲帶顯示氣流走向，結(jié)果顯示排氣裝置可以收集氣流，并將其順利排出，避免產(chǎn)生溢流、堵塞或影響排氣背壓，達到預(yù)期目標。

試驗研究了落壓比和噴管幾何偏轉(zhuǎn)角對噴管總壓恢復(fù)系數(shù)影響規(guī)律，如圖11 所示。從圖中可見，落壓比和幾何偏轉(zhuǎn)角對噴管總壓恢復(fù)系數(shù)影響甚微，即塞式噴管偏轉(zhuǎn)后（偏轉(zhuǎn)角θ≤15°）仍具有較低的流動損失，說明矢量偏轉(zhuǎn)前后，整個流路內(nèi)不存在較大的氣流分離區(qū)，氣動設(shè)計合理。

圖11 總壓恢復(fù)系數(shù)

試驗研究了落壓比和幾何偏轉(zhuǎn)角對噴管推力系數(shù)影響規(guī)律，如圖12 所示。在偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下，落壓比低于2.75 時，噴管產(chǎn)生的俯仰力較小，超出俯仰力測量量程，在此不予討論。從圖中可見，隨著落壓比的增大（即由過膨脹-完全膨脹-欠膨脹），推力系數(shù)先增大后減小，設(shè)計落壓比附近噴管各性能參數(shù)值相對較高，即該噴管在設(shè)計狀態(tài)下具有較好的性能。而在低的可用壓比情況下仍具有很高的推力系數(shù)，試驗結(jié)果與理論曲線一致。矢量角增大，推力系數(shù)略微減小，矢量偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生微小的推力損失，可見在偏轉(zhuǎn)幾何角θ≤15°情況下，塞式矢量噴管仍具有較好的推力性能。

圖12 推力系數(shù)

試驗研究了氣動矢量角變化規(guī)律，如圖13 所示。在落壓比較小時，氣動矢量角與噴管幾何角最大差值為1.1°；隨著落壓比增大，氣動矢量角與噴管幾何角差值穩(wěn)定在0.5°。氣動矢量角主要隨幾何偏轉(zhuǎn)角的變動而變動。

圖13 氣動矢量角與噴管幾何角差值的變化規(guī)律

4 結(jié)論

（1）進氣管道采用篦齒結(jié)構(gòu)后，排除了進氣管道對測力臺架的測力干擾；

（2）對于塞式矢量噴管，在幾何偏轉(zhuǎn)角θ≤15°時，總壓恢復(fù)系數(shù)為0.993≤φ≤0.995，說明在矢量偏轉(zhuǎn)前后，噴管都具有較高的速度系數(shù)，噴管氣動設(shè)計合理。

（3）落壓比對噴管推力特性有影響。隨著落壓比的增大（即由過膨脹-完全膨脹-欠膨脹），推力系數(shù)先增大后減小，在設(shè)計落壓比附近噴管推力性能參數(shù)值相對較高，且在低的可用壓比情況下推力系數(shù)仍很高，顯示塞式噴管性能優(yōu)越；

（4）噴管氣動偏轉(zhuǎn)角度與幾何偏轉(zhuǎn)角度相匹配，二者呈正比關(guān)系，尾噴流能有效地隨幾何結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)而偏轉(zhuǎn)；

（5）本次試驗設(shè)計的偏轉(zhuǎn)排氣段達到預(yù)期目標，在噴管偏轉(zhuǎn)狀態(tài)時將氣體順利排出；

（6）建立了求解超聲速總壓靜壓探針測量真實值的數(shù)學(xué)模型，獲得了超聲速噴管出口真實的總靜壓值。

本文通過試驗獲得了塞式矢量噴管的內(nèi)流特性，試驗方法和結(jié)果對于進一步研究塞式矢量噴管具有一定的參考作用。