王 霄，沈天榮，潘 英，*，郭佳男，任智博

(1.沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110035；2.中國飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089；3.沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽 110015)

0 引 言

進(jìn)發(fā)匹配試飛是飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)定型鑒定試飛必不可少的科目，對飛機(jī)性能和安全評估有著十分重要的作用。進(jìn)發(fā)匹配試飛測試改裝方案設(shè)計(jì)中進(jìn)氣道出口和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口氣動(dòng)交界面（aerodynamic interface plane, AIP）流場測耙數(shù)量最為關(guān)鍵。測耙數(shù)量越多，對流場的測試準(zhǔn)確度越好，但數(shù)量增加會(huì)增大測量截面的阻塞比，進(jìn)而增大測耙對流場本身的干擾，降低測試精度，增加試飛測試的風(fēng)險(xiǎn)。為滿足測試精度要求，傳統(tǒng)經(jīng)驗(yàn)認(rèn)為測耙數(shù)量一般最低為6支[1-3]。

進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)和進(jìn)發(fā)聯(lián)合臺(tái)架試驗(yàn)也存在上述測耙數(shù)量問題。從型號(hào)初步設(shè)計(jì)階段到生產(chǎn)試制階段，風(fēng)洞試驗(yàn)是進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的主要手段，通常會(huì)進(jìn)行方案選型、方案優(yōu)化、性能、載荷、調(diào)節(jié)特性、校核等多期進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)，但受縮比模型進(jìn)氣道出口尺寸制約，測耙數(shù)量無法達(dá)到理想狀態(tài)。20世紀(jì)末期，我國進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)主要在以AT1風(fēng)洞為代表的試驗(yàn)段尺寸為0.6 m×0.6 m量級的超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行，重型戰(zhàn)斗機(jī)的進(jìn)氣道風(fēng)洞模型比例在1∶18左右，受堵塞度的限制，進(jìn)氣道出口流場測耙數(shù)量只能達(dá)到6支。進(jìn)入21世紀(jì)后，1.2 m×1.2 m量級的超聲速風(fēng)洞成為主流，進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅壤梢赃_(dá)到1∶13，中型戰(zhàn)斗機(jī)的進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅壤梢赃_(dá)到1∶10，進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)逐漸過渡到8支測耙形式。進(jìn)入生產(chǎn)試制階段后制造出全尺寸真實(shí)進(jìn)氣道，可以開展進(jìn)發(fā)聯(lián)合臺(tái)架試驗(yàn)，但其通常不帶機(jī)身，試驗(yàn)臺(tái)在室內(nèi)，來流空間受限，且只能模擬地面靜止?fàn)顟B(tài)，臺(tái)架試驗(yàn)測耙數(shù)量設(shè)計(jì)相對寬松，但測耙角度仍受連接進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)接段具體結(jié)構(gòu)等限制。而進(jìn)發(fā)匹配試飛測試上，無論是普通戰(zhàn)斗機(jī)還是艦載戰(zhàn)斗機(jī)，受測耙設(shè)計(jì)加工工藝、AIP截面阻塞比等條件限制，長期以來一直采用6支測耙形式。

美國戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)發(fā)匹配試飛中主要采用8支測耙形式[4-7]。美國海軍F/A-18A戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)相容性飛行試驗(yàn)試飛了所有臨界機(jī)動(dòng)條件（包括亞聲速和超聲速條件），特別側(cè)重于飛機(jī)主要作戰(zhàn)機(jī)動(dòng)區(qū)域。用于測量發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口進(jìn)氣道畸變的進(jìn)氣道測壓排管，其特點(diǎn)是40個(gè)近耦合高/低響應(yīng)傳感器以8支板5環(huán)布局設(shè)置在發(fā)動(dòng)機(jī)頭部整流罩之前4 inch處。為避開機(jī)體安裝影響，測耙整體旋轉(zhuǎn)了9°。到了F-22戰(zhàn)斗機(jī)時(shí)又有所改進(jìn)，傳感器安裝形式更為先進(jìn)，最主要的變化就是取消測耙臂結(jié)構(gòu)，將原測耙臂上的進(jìn)發(fā)匹配試飛傳感器安裝于發(fā)動(dòng)機(jī)低壓壓氣機(jī)第一級葉片上，避免了測耙系統(tǒng)對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場的影響，但測點(diǎn)數(shù)量仍然是8支板5環(huán)布置。圖1中給出了F-22飛機(jī)進(jìn)發(fā)匹配試飛測點(diǎn)布置及傳感器安裝示意圖。

圖1 F-22飛機(jī)進(jìn)發(fā)匹配試飛測點(diǎn)布置及傳感器安裝示意圖Fig.1 Measurement point layout and sensor installation diagram for the advance matching flight test of F-22 aircraft

此外，F(xiàn)-22戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)發(fā)匹配試飛測試時(shí)，相比F/A-18A戰(zhàn)斗機(jī)每支測耙上增加2個(gè)（共16個(gè)）高響應(yīng)溫度傳感器?？傮w來看，美國在進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)相容性飛行試驗(yàn)中傳感器種類、數(shù)量比國內(nèi)現(xiàn)狀有明顯優(yōu)勢，傳感器安裝形式更為先進(jìn)。

近年來國內(nèi)外對于進(jìn)氣道出口流場畸變的測試研究工作開展較為廣泛和充分，耙的數(shù)量多為6支或8支[8-16]。比如：李大偉等[8]采用二次測量的方法利用4支可旋轉(zhuǎn)測耙達(dá)到8支測耙的效果，對流場變化劇烈的S形進(jìn)氣道進(jìn)行了地面試驗(yàn)，并和CFD計(jì)算結(jié)果對比研究；汪濤等[14]在超聲速飛機(jī)研究中采用水字形6支測耙；趙海剛等[16]在試飛用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口畸變測量耙研制中，大型客機(jī)C919則采用米字形8支測耙形式。

通過長期對特定型號(hào)戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比發(fā)現(xiàn)，6支測耙和8支測耙測得的進(jìn)氣道穩(wěn)態(tài)畸變特性有一定差別，特別是畸變較大情況下差別還比較明顯，因此研究戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)發(fā)匹配試飛中測耙數(shù)量對計(jì)算進(jìn)氣道穩(wěn)態(tài)畸變特性影響有較大的工程應(yīng)用價(jià)值。

我們依據(jù)大量的高/低速進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)、全尺寸進(jìn)發(fā)聯(lián)合臺(tái)架試驗(yàn)以及進(jìn)發(fā)匹配試飛測試數(shù)據(jù)，從中選取典型狀態(tài)下的數(shù)據(jù)，通過計(jì)算和比較不同測耙數(shù)量下穩(wěn)態(tài)畸變數(shù)值、對比不同測耙數(shù)量壓力云圖判斷測耙對真實(shí)流場捕捉精細(xì)程度等方法，對測耙數(shù)量影響進(jìn)行研究。

1 穩(wěn)態(tài)畸變的計(jì)算

穩(wěn)態(tài)畸變是衡量進(jìn)氣道出口流場品質(zhì)和評定進(jìn)發(fā)匹配穩(wěn)定性的重要參數(shù)，可以有各種不同的度量方法定義。為評定穩(wěn)態(tài)畸變的影響，飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)必須要有一個(gè)統(tǒng)一的、定量的度量方法且貫穿飛機(jī)設(shè)計(jì)全程，包括進(jìn)氣道設(shè)計(jì)、進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)、進(jìn)發(fā)聯(lián)合臺(tái)架試驗(yàn)和進(jìn)發(fā)匹配試飛等。英美國家通常采用的參數(shù)是基于θ角扇形區(qū)的畸變系數(shù)：

式中，p0pj是測量截面平均總壓，qpj是測量截面平均動(dòng)壓，p0θ是測量截面任意角度（θ）扇形區(qū)中平均總壓最低值，其中θ值可以取60°、90°、120°等。

國內(nèi)通常采用穩(wěn)態(tài)周向畸變這個(gè)指數(shù)來度量測量截面的穩(wěn)態(tài)壓力畸變程度。穩(wěn)態(tài)周向畸變定義為測量截面上沿周向總壓低于平均總壓的低壓區(qū)內(nèi)平均總壓恢復(fù)系數(shù)與測量截面平均總壓恢復(fù)系數(shù)的差值相對測量截面平均總壓恢復(fù)系數(shù)的大小。有時(shí)低壓區(qū)所在的連續(xù)弧長不止一段，則對每一段分別計(jì)算后取其中最大者。具體計(jì)算公式如下：

式中：

σ為測量截面平均總壓恢復(fù)系數(shù)， σ0i為第i個(gè)連續(xù)低壓區(qū)內(nèi)平均總壓恢復(fù)系數(shù)。

式中，rB為測量截面發(fā)動(dòng)機(jī)冒罩半徑，R為測量截面半徑。 θ0i=θ2i-θ1i（第i個(gè)總壓恢復(fù)系數(shù)低于 σ的連續(xù)弧長），滿足： θ0i≥60?時(shí)， ?σ0i=?σ0i； θ0i＜60?時(shí)，

圖2中給出了用于說明穩(wěn)態(tài)周向畸變計(jì)算的總壓恢復(fù)系數(shù)沿周向分布及其展開示意圖。

圖2 穩(wěn)態(tài)周向畸變計(jì)算示意圖Fig.2 Schematic diagram of the calculation results of steadystate circumferential distortion

從穩(wěn)態(tài)周向畸變計(jì)算過程可以看出，連續(xù)弧長的大小對穩(wěn)態(tài)周向畸變的測試精度起關(guān)鍵作用，而連續(xù)弧長的大小受測耙數(shù)量影響很大。

2 測耙數(shù)量對計(jì)算穩(wěn)態(tài)畸變的影響

2.1 風(fēng)洞試驗(yàn)情況

隨著國內(nèi)主流生產(chǎn)型風(fēng)洞尺寸的增大，進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅壤@著增大，因此同樣尺寸的測耙和動(dòng)態(tài)傳感器條件下，測量截面能夠容許設(shè)置8支測耙而仍符合對管道流動(dòng)阻塞度的要求（測耙對流場的干擾主要體現(xiàn)在阻塞度上而非數(shù)量上，通常阻塞度要求小于5%且不形成第二喉道）。

為適應(yīng)在起飛和亞跨超聲速大速度范圍下發(fā)動(dòng)機(jī)換算流量的大幅度變化，一種典型第三代戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)為二元四波系外壓式可調(diào)進(jìn)氣道，且設(shè)置有輔助進(jìn)氣門，其流動(dòng)極其復(fù)雜，與進(jìn)發(fā)匹配穩(wěn)定性密切相關(guān)的參數(shù)之一—穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)預(yù)測也面臨困難。型號(hào)設(shè)計(jì)中進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)是獲取該參數(shù)的重要手段。圖3中給出了進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)中測量截面采用8支測耙的測點(diǎn)布置示意圖。圖中8支測耙周向均勻分布，每支測耙上5個(gè)總壓測點(diǎn)沿徑向按等面積環(huán)分布。

圖3 進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)測耙分布示意圖Fig.3 Schematic diagram of rakes distribution of the intake tract in the wind tunnel test

測耙數(shù)量主要影響進(jìn)氣道穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)。從風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果中選取3個(gè)穩(wěn)態(tài)周向畸變超過6%的典型狀態(tài)分析測耙數(shù)量的影響。表1中給出了3個(gè)典型狀態(tài)進(jìn)氣道特性數(shù)據(jù)。

表1 典型狀態(tài)進(jìn)發(fā)匹配特性數(shù)據(jù)Table 1 Advance matching characteristic data for typical states

設(shè)計(jì)進(jìn)發(fā)匹配試飛方案時(shí)，考慮到試飛與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的天地相關(guān)性分析需求，計(jì)算了試飛用6支測耙和風(fēng)洞試驗(yàn)用8支測耙兩種不同耙數(shù)對總壓圖譜和穩(wěn)態(tài)周向畸變的潛在影響。通常認(rèn)為8支耙測得的圖譜更為接近真實(shí)情況，先根據(jù)8支測耙數(shù)據(jù)（大比例模型風(fēng)洞試驗(yàn)）繪制相應(yīng)圖譜，然后按圖4中6支測耙（進(jìn)發(fā)匹配試飛用）測點(diǎn)位置從圖譜中抽取數(shù)據(jù)，再繪制6支測耙形式圖譜，并按抽取的數(shù)據(jù)重新計(jì)算穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)。

圖4 插值用6支測耙示意圖（試飛）Fig.4 Schematic diagram of data interpolation with 6 rakes (flight test)

圖5中給出了Ma= 0.2典型狀態(tài)下風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)氣道出口云圖。圖中白色空心點(diǎn)為風(fēng)洞試驗(yàn)8支測耙測點(diǎn)位置，黑色實(shí)心點(diǎn)為試飛用6支測耙形式測點(diǎn)在風(fēng)洞試驗(yàn)云圖上的位置，從8支測耙繪制的風(fēng)洞試驗(yàn)云圖上抽取6支測耙測點(diǎn)的數(shù)據(jù)后重新計(jì)算進(jìn)氣道進(jìn)發(fā)匹配特性參數(shù)和重新繪制進(jìn)氣道出口云圖。

圖5 風(fēng)洞試驗(yàn)云圖上8支耙測點(diǎn)和6支耙抽取點(diǎn)位置Fig.5 Locations of the 8-rakes measuring points and 6-rakes extraction points on the wind tunnel tested nephogram

圖6中分別給出了3個(gè)馬赫數(shù)下根據(jù)8支測耙測點(diǎn)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)繪制的圖譜和根據(jù)圖譜按6支測耙測點(diǎn)位置抽取數(shù)據(jù)后重新按6支測耙形式繪制的圖譜之間的對比。圖中可見，Ma= 0時(shí)6支耙測量的圖譜與8支耙差異明顯，這是由于6支測耙沒捕捉到測量截面正下方低壓區(qū)所致。Ma= 0.2和Ma=0.8時(shí)圖譜也有一定差異，上側(cè)和下側(cè)均有一定信息缺失。

圖6 不同耙數(shù)量進(jìn)氣道出口圖譜對比Fig.6 Comparison of maps outlet flow of the intake track for different rake numbers

表2中給出了8支測耙試驗(yàn)數(shù)據(jù)和6支測耙插值數(shù)據(jù)的總壓恢復(fù)系數(shù)和周向畸變指數(shù)對比。表中可見兩種情況總壓恢復(fù)系數(shù)和周向畸變指數(shù)計(jì)算結(jié)果有一定差別，特別是Ma= 0時(shí)的周向畸變指數(shù)差別較大，Δσ0偏差達(dá)到-0.035，無法準(zhǔn)確評估進(jìn)氣道出口流場畸變。

表2 典型狀態(tài)的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)Table 2 Wind tunnel test data for typical states

2.2 進(jìn)發(fā)聯(lián)合臺(tái)架試驗(yàn)情況

在地面試車臺(tái)進(jìn)行的改進(jìn)型全尺寸進(jìn)氣道發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合臺(tái)架試驗(yàn)中則分別進(jìn)行了8支測耙和6支測耙形式的進(jìn)氣道出口流場測試。為了進(jìn)一步研究更多測耙的效果，我們根據(jù)二次測量原理，將精確控制發(fā)動(dòng)機(jī)流量為同一狀態(tài)下的8支測耙和6支測耙測得數(shù)據(jù)進(jìn)行疊加，作為14支耙的測量結(jié)果進(jìn)行對比分析。

圖7中給出了8支耙、6支耙和14支耙臺(tái)架試驗(yàn)進(jìn)氣道出口流場圖譜。圖中可見，6支耙形式正下方低壓區(qū)沒有檢測到，最終造成穩(wěn)態(tài)周向畸變值比8支耙形式小約0.009，而14支測耙形式的畸變值與8支測耙形式的畸變值相差僅0.003，說明8支測耙形式已經(jīng)能夠較好滿足測試需求。

圖7 不同耙數(shù)量下全尺寸進(jìn)發(fā)聯(lián)合臺(tái)架試驗(yàn)結(jié)果Fig.7 Full-scale advance joint bench test results for different rake numbers

圖8中給出了8支耙和6支耙形式下穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)隨流量變化的情況對比?？梢?，流量越大，測耙數(shù)量引起的穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)差別也越大。

圖8 不同耙數(shù)量穩(wěn)態(tài)周向畸變流量特性對比Fig.8 Comparison of the steady-state circumferential distortion flow characteristics for different rake numbers

2.3 進(jìn)發(fā)匹配試飛情況

進(jìn)發(fā)匹配試飛采用了6支測耙形式。圖9中給出了進(jìn)發(fā)匹配飛行試驗(yàn)進(jìn)氣道出口流場圖譜。圖中可見，同風(fēng)洞試驗(yàn)和臺(tái)架試驗(yàn)8支測耙圖譜相比，進(jìn)氣道出口正下方流場低壓區(qū)捕捉不充分，這與前面風(fēng)洞試驗(yàn)、聯(lián)合臺(tái)架試驗(yàn)中8支耙和6支耙對比分析的結(jié)論相吻合。

圖9 不同馬赫數(shù)下進(jìn)發(fā)匹配飛行試驗(yàn)圖譜（6支耙）Fig.9 Flight tests maps for advance matching at different Mach numbers (6 rakes)

圖10中給出了新設(shè)計(jì)進(jìn)氣道后進(jìn)發(fā)匹配試飛獲取的進(jìn)氣道出口圖譜，試飛測試克服測耙設(shè)計(jì)加工工藝?yán)щy，保證滿足阻塞度要求的情況下采用周向均布8支測耙，每支測耙徑向測點(diǎn)等面積環(huán)分布。圖中可見，8支測耙較好捕捉到進(jìn)氣道出口流場分布情況，特別是下方低壓區(qū)的捕捉。

圖10 新設(shè)計(jì)進(jìn)氣道在不同馬赫數(shù)下進(jìn)發(fā)匹配飛行試驗(yàn)圖譜（8支耙）Fig.10 Flight test maps for advance matching at different Mach numbers for the intake tract with new design (8 rakes)

2.4 不同機(jī)型情況分析

民航發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口尺寸相對較大，試飛測試更多采用8支測耙[17]。同民航飛機(jī)相比，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)口形狀復(fù)雜，進(jìn)氣管道截面形狀及軸線曲率變化大，進(jìn)氣道流動(dòng)極其復(fù)雜，為獲取準(zhǔn)確的進(jìn)氣道性能參數(shù)，進(jìn)發(fā)匹配試飛中應(yīng)盡可能采用8支測耙形式。特別是艦載戰(zhàn)斗機(jī)在艦面環(huán)境下，受艦首來流及偏流板反射等因素影響，進(jìn)氣道流場更加復(fù)雜，且發(fā)動(dòng)機(jī)工作在特殊的狀態(tài)，對進(jìn)發(fā)匹配穩(wěn)定性要求也更加苛刻，為準(zhǔn)確測量流場畸變參數(shù)，更有必要采用8支測耙的測量方式。目前已經(jīng)在型號(hào)設(shè)計(jì)進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)、全尺寸進(jìn)發(fā)聯(lián)合臺(tái)架試驗(yàn)以及進(jìn)發(fā)匹配試飛測試中全部采用8支測耙方式，但在試飛測試中由于安全性要求極高，測耙結(jié)構(gòu)強(qiáng)度大，測量截面阻塞比已經(jīng)接近極限，后續(xù)將聯(lián)合相關(guān)單位對測耙結(jié)構(gòu)進(jìn)一步優(yōu)化。此外，受風(fēng)洞試驗(yàn)、臺(tái)架試驗(yàn)和試飛測試成本限制，沒有對極少出現(xiàn)的7支或9支測耙形式進(jìn)行測試研究。

3 結(jié) 論

本文針對進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)、全尺寸進(jìn)發(fā)聯(lián)合臺(tái)架試驗(yàn)和進(jìn)發(fā)匹配試飛，對常用的 6 支耙、8 支耙和 14支耙形式測量結(jié)果進(jìn)行對比研究，結(jié)果表明在這些試驗(yàn)中有必要采用8支測耙的測量方式。

隨著技術(shù)發(fā)展，新一代飛機(jī)為了滿足隱身要求，通常采用大S彎進(jìn)氣道對發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)全遮擋，造成進(jìn)氣道出口流場畸變更加復(fù)雜，旋流的影響不容忽視，進(jìn)發(fā)匹配試飛測試中除了需要采用8支測耙，還將逐步探索采用五孔探針對壓力畸變和旋流同步進(jìn)行測量。

艦載機(jī)艦面起飛時(shí)進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)都處于極限工作狀態(tài)，加之高速航行的母艦艦面復(fù)雜流場以及起飛位噴流偏流板反射再吸入造成的溫升和溫度畸變，諸多因素組合影響下的艦面起飛進(jìn)發(fā)匹配問題一直是困擾設(shè)計(jì)人員的技術(shù)難點(diǎn)，因此，多支測耙下溫度場畸變和壓力場畸變同步精確測量與數(shù)據(jù)分析技術(shù)是進(jìn)發(fā)匹配試飛測試技術(shù)發(fā)展的必然方向。