賴慶仁柳慶林郭 龍張平濤易 賢

1．中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 結(jié)冰與防除冰重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,四川 綿陽 621000;2．中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所,四川 綿陽 621000

0 引 言

飛機(jī)在結(jié)冰氣象條件下飛行時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣部件和動(dòng)力裝置均會(huì)結(jié)冰[1]。結(jié)冰對發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重影響,輕則引起功率或推力的損失,重則導(dǎo)致積冰脫落損傷葉片甚至帶來發(fā)動(dòng)機(jī)停車的嚴(yán)重后果。航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰和防冰的影響因素很多[2],涉及到各種復(fù)雜的流動(dòng)和傳熱機(jī)理,國內(nèi)外對其過程原理的認(rèn)識尚未十分清楚,且數(shù)值計(jì)算無法準(zhǔn)確模擬其全部工況,因此試驗(yàn)研究是發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰與防冰研究必不可少的手段。根據(jù)我國民用航空規(guī)章第33部《航空發(fā)動(dòng)機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》(CCAR 33部)要求,在中國民用航空規(guī)章第25部附錄C中規(guī)定的連續(xù)最大或間斷最大結(jié)冰狀態(tài)下,發(fā)動(dòng)機(jī)在其整個(gè)飛行功率范圍內(nèi)的工作中,發(fā)動(dòng)機(jī)部件上不應(yīng)出現(xiàn)影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作或引起功率、推力嚴(yán)重?fù)p失的結(jié)冰情況[3]。在航空發(fā)動(dòng)機(jī)型號取證過程中,結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)是驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)是否滿足CCAR 33部中結(jié)冰條款要求的必要符合性手段,所以很有必要發(fā)展相關(guān)試驗(yàn)技術(shù),探索形成一種規(guī)范高效符合適航規(guī)定的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)流程及方法,為航空發(fā)動(dòng)機(jī)防冰設(shè)計(jì)與適航取證奠定基礎(chǔ)。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰問題關(guān)系到整個(gè)飛機(jī)飛行安全,因此國內(nèi)外均非常重視對其的研究。歐美等航空發(fā)達(dá)國家針對發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)冰與防冰問題開展了大量的數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)研究[4-13]。國內(nèi)關(guān)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰與防冰的研究工作還比較少,有學(xué)者從數(shù)值模擬和經(jīng)驗(yàn)估算等出發(fā)對進(jìn)氣部件做了一些相關(guān)研究[14-16],也有學(xué)者利用小型結(jié)冰風(fēng)洞對零級導(dǎo)向葉片及進(jìn)口支板做了一些相關(guān)驗(yàn)證性試驗(yàn)[17-19],但僅是針對單個(gè)部件的性能驗(yàn)證,未考慮發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外流耦合及各進(jìn)氣部件相互作用的影響。

依托國內(nèi)大型結(jié)冰風(fēng)洞,發(fā)展進(jìn)氣模擬、熱氣供氣等技術(shù),為航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰與防冰試驗(yàn)全工況模擬創(chuàng)造條件,提出了一套適合航空發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)流程及方法,結(jié)合某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣部件的試驗(yàn)需求開展結(jié)冰風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)。

1 試驗(yàn)設(shè)備及系統(tǒng)

1.1 3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞

航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰與防冰試驗(yàn)依托中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞進(jìn)行。3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞于2013年10月建成并投入使用,是一座閉口、高亞聲速、回流式風(fēng)洞(見圖1),也是目前世界上試驗(yàn)段尺寸最大、性能最好的結(jié)冰風(fēng)洞之一。風(fēng)洞擁有主、次和高速3個(gè)可更換試驗(yàn)段,配套有動(dòng)力、制冷、噴霧、高度模擬等各類試驗(yàn)系統(tǒng)。動(dòng)力系統(tǒng)用于產(chǎn)生試驗(yàn)段氣流,制冷系統(tǒng)用于模擬低溫環(huán)境,噴霧系統(tǒng)用于產(chǎn)生結(jié)冰云霧,高度模擬系統(tǒng)用于模擬飛行高度(低壓環(huán)境)。風(fēng)洞可以真實(shí)模擬空中低溫、低壓、高濕的飛行結(jié)冰云霧環(huán)境,是飛行器結(jié)冰問題研究及防冰性能驗(yàn)證的有效地面試驗(yàn)平臺(tái)。3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞具備開展飛機(jī)翼段結(jié)冰試驗(yàn)的能力,性能參數(shù)見表1。

圖1 3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞輪廓圖Fig.1 Layout of 3 m×2 m icing wind tunnel

表1 3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞性能參數(shù)Table 1 Performance parameters of 3 m×2 m icing wind tunnel

1.2 進(jìn)氣模擬系統(tǒng)

為了真實(shí)模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流抽吸環(huán)境,設(shè)計(jì)了進(jìn)氣模擬系統(tǒng)。進(jìn)氣模擬系統(tǒng)用于抽吸氣流通過進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)部流道,實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的功率流量模擬。進(jìn)氣模擬系統(tǒng)設(shè)計(jì)包含引氣管路、驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)等內(nèi)容。引氣管路為發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ吞峁┹敋夤艿?驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)用于提供進(jìn)氣模擬的引氣動(dòng)力,克服管道內(nèi)形成的壓力損失;控制系統(tǒng)用于進(jìn)氣模擬系統(tǒng)模擬流量的控制與監(jiān)測,通過流量計(jì)獲取管道內(nèi)流量,并通過變頻器控制風(fēng)機(jī)轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣流量控制。

為保證進(jìn)氣模擬系統(tǒng)能夠適用于大部分國內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)在研型號和未來發(fā)展的先進(jìn)航空發(fā)動(dòng)機(jī)型號,考慮發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際運(yùn)行可能遇到的推力工況,對目前國內(nèi)國際上現(xiàn)役的主要運(yùn)輸機(jī)、民用客機(jī)、直升機(jī)等型號機(jī)載發(fā)動(dòng)機(jī)的流量范圍進(jìn)行了調(diào)研分析,同時(shí)結(jié)合3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞目前配電系統(tǒng)余量,最終設(shè)計(jì)進(jìn)氣模擬系統(tǒng)流量模擬能力最大值為55 kg/s。考慮不同大小流量的管道損失及控制精度要求,將引氣管路設(shè)計(jì)為主、輔兩條引氣支路分別用于模擬大小流量,并分別設(shè)置有相應(yīng)的風(fēng)機(jī)、閥門以及測量控制設(shè)備等(見圖2),兩條支路可單獨(dú)、并行控制使用。試驗(yàn)時(shí)可根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)模擬流量大小進(jìn)行對應(yīng)支路的選擇。

圖2 進(jìn)氣模擬系統(tǒng)設(shè)計(jì)圖Fig.2 Design diagram of inlet simulation system

進(jìn)氣模擬系統(tǒng)設(shè)計(jì)建設(shè)完成后(見圖3),對其性能進(jìn)行了標(biāo)定,主要對模擬流量的大小和階躍響應(yīng)進(jìn)行了測量。結(jié)果顯示:主支路進(jìn)氣流量模擬能力大于40 kg/s,響應(yīng)速度快且穩(wěn)定性較好,如圖4所示(Q為流量,t為時(shí)間);輔支路進(jìn)氣流量模擬能力大于15 kg/s;兩支路并行使用時(shí)進(jìn)氣模擬流量能力大于55 kg/s;系統(tǒng)控制精度為±1%。測試結(jié)果表明,系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)指標(biāo),滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣模擬試驗(yàn)需求。進(jìn)氣模擬技術(shù)的建立,實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道抽吸環(huán)境的模擬,為真實(shí)開展航空發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外流耦合試驗(yàn)奠定了基礎(chǔ)。

圖3 進(jìn)氣模擬系統(tǒng)Fig.3 Inlet gas simulation system

圖4 主管道流量標(biāo)定Fig.4 Flow calibration of main pipe

1.3 熱氣供氣系統(tǒng)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)各部件的防冰主要為熱氣防冰,從壓氣機(jī)引入高溫高壓氣體至部件內(nèi)部的防冰腔來實(shí)現(xiàn)防冰功能。為了真實(shí)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的熱氣防冰工況,設(shè)計(jì)了熱氣供氣系統(tǒng)。熱氣供氣系統(tǒng)為熱氣防冰部件模型提供精確控制流量、壓力和溫度的高溫空氣,用于加熱防冰腔,模擬飛行時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰狀態(tài)。

針對常見渦扇、渦槳、渦軸等類型航空發(fā)動(dòng)機(jī)部件熱氣防冰實(shí)際工況及試驗(yàn)需求,熱氣供氣系統(tǒng)(見圖5)設(shè)計(jì)指標(biāo)如下:1)防冰熱氣最大流量為1．5 kg/s,控制精度為±1%;2)防冰熱氣最高溫度為400℃,控制精度為±2℃;3)防冰熱氣最大壓力為1．4 MPa,控制精度為±1%。系統(tǒng)從3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞旁的高壓氣源引氣,氣流經(jīng)過高壓球閥、過濾器、減壓閥、流量計(jì)等測量控制設(shè)備之后,通過空氣電加熱器加熱升溫,之后再接入3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)模型入口處,系統(tǒng)工作流程如圖6所示。

圖5 熱氣供氣系統(tǒng)Fig.5 Hot-air supply system

圖6 熱氣供氣系統(tǒng)工作流程圖Fig.6 Working flow chart of hot-air supply system

熱氣供氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)建設(shè)完成后,為全面測試系統(tǒng)的各項(xiàng)性能,驗(yàn)證控制結(jié)構(gòu)和策略的可靠性,分別進(jìn)行了流量、溫度、壓力等性能指標(biāo)的測試試驗(yàn)。圖7為流量控制值QC分別為0．15、0．30、0．45、0．60、0．75、0．90、1.20和1．50 kg/s時(shí)的階躍響應(yīng)曲線,圖8為熱氣溫升至400℃的過程控制曲線(T為溫度),圖9為流量在0.3 kg/s時(shí)的壓力控制曲線(p為壓力)。測試試驗(yàn)結(jié)果顯示,流量控制穩(wěn)定時(shí)間小于100 s、超調(diào)量小于20 g/s、誤差在6 g/s內(nèi),溫度控制超調(diào)量小于3℃、誤差在0．5℃范圍內(nèi),壓力控制絕對誤差小于1 kPa、超調(diào)量小于1 kPa、調(diào)節(jié)穩(wěn)定時(shí)間在150 s內(nèi)。各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)達(dá)到了設(shè)計(jì)要求,表明設(shè)計(jì)研制的熱氣供氣系統(tǒng)滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱氣防冰工況需要。

圖7 熱氣流量階躍響應(yīng)Fig.7 Step response of hot-air flow

圖8 溫升曲線Fig.8 Temperature rise curve

圖9 壓力控制曲線Fig.9 Pressure control curve

2 試驗(yàn)流程及方法

2.1 結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)流程

航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)參數(shù)主要包括飛行速度、液態(tài)水含量LWC(Liquid Water Content)、云霧平均體積直徑MVD(Median Volume Diameter)、均勻度、氣流溫度、進(jìn)氣模擬流量(發(fā)動(dòng)機(jī)功率)、熱氣防冰參數(shù)等。云霧環(huán)境中的重要參數(shù)(MVD、LWC、均勻度等)主要由噴霧系統(tǒng)進(jìn)行控制,而噴霧系統(tǒng)包含1000個(gè)噴嘴,噴嘴的水氣壓及開啟數(shù)量均會(huì)影響上述云霧參數(shù)。因此,正式試驗(yàn)前,先用機(jī)載式相位多普勒干涉儀(PDI-FPDR)、冰刀、均勻度格柵等對上述云霧參數(shù)進(jìn)行測量標(biāo)定,找出試驗(yàn)所需的噴嘴控制水氣壓大小和噴嘴開啟數(shù)量及位置。

模型及各附屬設(shè)備安裝連接與功能調(diào)試完畢后即可開展正式的風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)時(shí)先將風(fēng)速、溫度、高度等調(diào)整至目標(biāo)值,再開啟進(jìn)氣模擬系統(tǒng),將進(jìn)氣模擬系統(tǒng)流量調(diào)節(jié)至目標(biāo)值,模擬發(fā)動(dòng)機(jī)對應(yīng)穩(wěn)定的工作功率。對于結(jié)冰試驗(yàn),待上述參數(shù)穩(wěn)定后即可開始噴霧,流程如圖10所示。其中,噴霧系統(tǒng)的水氣壓及開度等控制指標(biāo)為前述標(biāo)定值。噴霧過程中使用攝像監(jiān)視系統(tǒng)監(jiān)測結(jié)冰過程情況并錄像,噴霧結(jié)束后停止各系統(tǒng)工作,再進(jìn)入風(fēng)洞對試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒Y(jié)冰情況進(jìn)行觀察與拍照記錄,根據(jù)需要進(jìn)行冰型的三維掃描測量等。

圖10 結(jié)冰試驗(yàn)流程Fig.10 Icing test procedure

對于熱氣防冰試驗(yàn),噴霧前還需開啟熱氣供氣系統(tǒng),將熱氣導(dǎo)入需要防冰的模型部件內(nèi),待熱氣參數(shù)穩(wěn)定后即開始噴霧。同樣,在噴霧過程中需要對部件的防冰情況進(jìn)行監(jiān)測并錄像。噴霧結(jié)束時(shí)將熱氣切換至其他管路,停止對發(fā)動(dòng)機(jī)的防冰熱氣供應(yīng),再依次關(guān)閉進(jìn)氣模擬系統(tǒng)等各子系統(tǒng),之后進(jìn)入風(fēng)洞開展結(jié)果評估與分析。

2.2 試驗(yàn)動(dòng)態(tài)過程觀測

試驗(yàn)動(dòng)態(tài)過程觀測是航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中的一項(xiàng)重要環(huán)節(jié),用于獲取各部件結(jié)冰與防冰過程的變化趨勢及進(jìn)展細(xì)節(jié),是判定防冰效率最直觀的一種方法,為防冰腔結(jié)構(gòu)優(yōu)化及主動(dòng)防冰參數(shù)選擇提供參考。結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)動(dòng)態(tài)過程觀測只能依靠攝像監(jiān)視系統(tǒng),由于需要重點(diǎn)測量的部件大部分位于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)部(如分流環(huán)、進(jìn)氣支板、零級導(dǎo)葉等),而發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)復(fù)雜,加上云霧場造成的視線模糊等干擾影響,安裝于風(fēng)洞試驗(yàn)段上的風(fēng)洞攝像監(jiān)視系統(tǒng)無法直接獲取發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的試驗(yàn)結(jié)果情況。因此,如何觀測發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部部件的結(jié)冰與防冰動(dòng)態(tài)過程成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的關(guān)鍵內(nèi)容。

結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)涵道結(jié)構(gòu)形式及現(xiàn)有工業(yè)產(chǎn)品情況,設(shè)計(jì)了內(nèi)埋式微型攝像監(jiān)視系統(tǒng),用于實(shí)時(shí)監(jiān)測發(fā)動(dòng)機(jī)涵道內(nèi)部結(jié)冰與防冰情況。試驗(yàn)方案制訂及試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)過程中,預(yù)先在試驗(yàn)?zāi)Ｐ图把b置內(nèi)部布置多個(gè)微型攝像鏡頭及配套安裝支架。微型攝像鏡頭可采用工業(yè)用內(nèi)窺鏡頭,前端配有LED照明燈,通過USB線連接計(jì)算機(jī),可實(shí)時(shí)拍攝傳輸試驗(yàn)動(dòng)態(tài)過程。微型攝像監(jiān)視系統(tǒng)布置及安裝拍攝效果如圖11所示。

圖11 微型攝像監(jiān)視系統(tǒng)布置安裝拍攝效果Fig.11 Installation and shooting of miniature camera

內(nèi)埋式微型攝像監(jiān)測系統(tǒng)設(shè)計(jì)需注意以下兩個(gè)事項(xiàng):1)由于部分航空發(fā)動(dòng)機(jī)的壁面是雙層結(jié)構(gòu),內(nèi)部設(shè)置了防冰熱氣流道,使壁面具備熱氣防冰功能,因此,在微型攝像鏡頭的安裝位置設(shè)計(jì)時(shí),需避開上述具有內(nèi)流道的壁面,避免試驗(yàn)過程中發(fā)生熱氣泄漏等問題。2)試驗(yàn)噴霧過程中,液態(tài)水在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道壁面會(huì)形成水滴并沿壁面流淌,進(jìn)而凝附于微型攝像鏡頭,造成拍攝效果模糊,因而需在鏡頭前面設(shè)計(jì)加裝玻璃擋板,且擋板宜具備電加熱功能,達(dá)到防水防霧效果。

2.3 進(jìn)氣道內(nèi)流場測量

進(jìn)氣道主要作用是為發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作提供穩(wěn)定均勻的氣流輸入,而結(jié)冰會(huì)改變發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣性能。為了準(zhǔn)確評估部件結(jié)冰對發(fā)動(dòng)機(jī)整體性能的影響,需對進(jìn)氣道內(nèi)流場的進(jìn)氣流量和氣流場參數(shù)等進(jìn)行測量,用于計(jì)算獲取進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)、流量系數(shù)以及靜、動(dòng)壓流場畸變等。

設(shè)計(jì)了一種進(jìn)氣道內(nèi)流場壓力測量方法,包含總壓、靜壓和動(dòng)態(tài)壓力測量等內(nèi)容。總壓測量通過在進(jìn)氣道內(nèi)截面上安裝多個(gè)沿圓周方向均布的測壓耙臂來實(shí)現(xiàn),每個(gè)耙臂上有多個(gè)按等環(huán)面積布置的總壓測量點(diǎn),總壓孔正對來流;靜壓測量點(diǎn)則是均布于進(jìn)氣道內(nèi)壁面上;動(dòng)態(tài)壓力測量點(diǎn)根據(jù)需要布置于總靜壓點(diǎn)氣流前方,用于測量截面上的脈動(dòng)壓力。測壓點(diǎn)布置如圖12所示。為防止結(jié)冰過程堵塞測壓耙臂上的測壓孔,測壓耙臂設(shè)計(jì)為可拆卸裝置,在結(jié)冰噴霧試驗(yàn)過程中拆除測壓耙臂,安裝替換堵塊,噴霧結(jié)束后再替換安裝測壓耙臂開展測壓工作。此測量方法只能用于測量結(jié)冰前后進(jìn)氣道性能變化,不適用于測量結(jié)冰噴霧過程中的壓力變化。測壓耙臂安裝效果如圖13所示。

圖12 測壓點(diǎn)布置示意圖Fig.12 layout of Piezometric points

圖13 測壓耙安裝示意圖Fig.13 Installation diagram of pressure rake

穩(wěn)態(tài)總壓、靜壓通過電子壓力掃描系統(tǒng)獲得。電子壓力掃描系統(tǒng)主要包括DTC系列ESP壓力傳感器模塊、DTC Initium數(shù)據(jù)采集子系統(tǒng)和遠(yuǎn)程控制計(jì)算機(jī),其中ESP壓力傳感器模塊有多種量程可以選擇,系統(tǒng)測量精度為±0．08%FS。動(dòng)態(tài)壓力測量采用XCQ-062超小型動(dòng)態(tài)壓力傳感器,該傳感器尺寸小、頻率響應(yīng)高、溫度范圍寬、長期穩(wěn)定性好、靈敏度高,并配套相應(yīng)的信號處理和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng),可廣泛用于進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)。

3 驗(yàn)證試驗(yàn)

驗(yàn)證試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槿叽缒承秃娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣部件,包含進(jìn)氣道唇口、整流帽罩、進(jìn)氣支板、零級導(dǎo)向葉片等。模型在風(fēng)洞內(nèi)采用兩側(cè)生根支撐,支撐座整體固定于試驗(yàn)段轉(zhuǎn)盤上。根據(jù)模型尺寸大小,試驗(yàn)選擇在3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞主試驗(yàn)段中開展,試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞內(nèi)的安裝如圖14所示。模型前緣正對來流,模擬前飛狀態(tài);模型尾部與進(jìn)氣模擬系統(tǒng)管道法蘭連接,進(jìn)氣模擬工作使發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道處于抽吸狀態(tài),該發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣部件受到內(nèi)外流耦合作用的影響,與真實(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)工況相同。

試驗(yàn)工況為CCAR-25部附錄C中的典型結(jié)冰氣象條件,其中MVD為20μm,LWC為0．5 g/m3,云霧溫度(靜溫)為－9℃,來流速度為60 m/s,噴霧時(shí)間為5 min,風(fēng)洞內(nèi)濕度為92%,模擬高度為風(fēng)洞所處當(dāng)?shù)睾０?試驗(yàn)段云霧均勻度大于60%,能覆蓋整個(gè)模型區(qū)域。

首先開展結(jié)冰試驗(yàn)內(nèi)容,包含結(jié)冰增長試驗(yàn)和結(jié)冰后的測壓。按2．1節(jié)結(jié)冰試驗(yàn)流程進(jìn)行,待云霧參數(shù)穩(wěn)定后,開啟進(jìn)氣模擬系統(tǒng),將流量值調(diào)節(jié)至3．75 kg/s,模擬發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定推進(jìn)功率。結(jié)冰增長結(jié)果如圖15所示。進(jìn)氣道內(nèi)壁面和進(jìn)氣支板均出現(xiàn)不同程度的結(jié)冰,且對比發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外流道結(jié)冰情況發(fā)現(xiàn),內(nèi)流道結(jié)冰更嚴(yán)重,驗(yàn)證了進(jìn)氣道空氣處于抽吸狀態(tài)下氣流加速、靜溫下降更易于結(jié)冰的結(jié)論。噴霧結(jié)束后安裝上測壓耙,測量結(jié)冰對進(jìn)氣道內(nèi)流場品質(zhì)的影響,壓力分布如圖16所示。結(jié)果顯示,結(jié)冰改變了進(jìn)氣道內(nèi)流場的均勻性,使氣流發(fā)生了畸變。

圖16 壓力分布圖Fig.16 Pressure profile

其次開展熱氣防冰試驗(yàn)。從熱氣供氣系統(tǒng)引入熱氣至模型機(jī)匣上的接口,熱氣通過進(jìn)氣機(jī)匣內(nèi)部管路向前流動(dòng),加熱進(jìn)氣支板和流道壁面,最后在內(nèi)流道窄縫排入主流道。與結(jié)冰試驗(yàn)工況及流程一致,待各參數(shù)穩(wěn)定后,開啟熱氣供氣系統(tǒng),熱氣溫度為300℃,流量為40 g/s,模擬從發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)引氣防冰。噴霧5 min后的防冰試驗(yàn)結(jié)果如圖17所示。結(jié)果顯示,進(jìn)氣支板和內(nèi)流道壁面均未出現(xiàn)結(jié)冰,表明熱氣防冰效果良好。噴霧過程中,開啟了微型攝像監(jiān)視系統(tǒng)對試驗(yàn)動(dòng)態(tài)過程進(jìn)行監(jiān)測,發(fā)現(xiàn)噴霧過程中進(jìn)氣支板和內(nèi)流道壁面出現(xiàn)了大量的溢流水(見圖18),表明此次熱氣防冰為濕態(tài)防冰。試驗(yàn)動(dòng)態(tài)過程監(jiān)測有效地支撐了防冰效果的判定,為熱氣防冰腔結(jié)構(gòu)優(yōu)化及熱氣防冰參數(shù)的選擇提供了參考。

圖17 熱氣防冰試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.17 Picture of hot-air anti-icing test

圖18 防冰試驗(yàn)動(dòng)態(tài)過程照片F(xiàn)ig.18 Picture of anti-icing test dynamic process

4 結(jié) 論

依托3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞,發(fā)展了進(jìn)氣模擬技術(shù)和熱氣供氣技術(shù),提出了一套結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)流程及方法,并針對某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣部件開展了結(jié)冰風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn),得到如下結(jié)論:

1)3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞除了擁有噴霧系統(tǒng)、動(dòng)力系統(tǒng)、高度模擬系統(tǒng)外,現(xiàn)已配套建設(shè)了進(jìn)氣模擬系統(tǒng)和熱氣供氣系統(tǒng)等,模擬航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰云霧環(huán)境工況的同時(shí)也可真實(shí)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外流耦合和壓氣機(jī)引氣防冰的狀態(tài),可作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)適航取證的一個(gè)地面試驗(yàn)驗(yàn)證平臺(tái)。

2)提出的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)流程及方法合理可行,成功實(shí)現(xiàn)了試驗(yàn)動(dòng)態(tài)過程監(jiān)測及進(jìn)氣道內(nèi)流場壓力測量,可為下一步我國航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)冰防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與安全適航符合性驗(yàn)證提供技術(shù)支撐。