喬彥平，田金虎，吳鋒，耿衛(wèi)民

（中國燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動機(jī)高空模擬技術(shù)重點實驗室，四川江油621703）

超聲速自由射流馬赫數(shù)控制系統(tǒng)設(shè)計

喬彥平，田金虎，吳鋒，耿衛(wèi)民

（中國燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動機(jī)高空模擬技術(shù)重點實驗室，四川江油621703）

簡要介紹了超聲速自由射流高空模擬和試驗技術(shù)，分析了超聲速自由射流馬赫數(shù)控制的原理，給出了控制方式及建立多輸入多輸出馬赫數(shù)控制系統(tǒng)的方法。設(shè)計并實現(xiàn)了基于單支點半柔性壁超聲速自由射流噴管，及雙電動缸同步伺服控制技術(shù)的超聲速自由射流馬赫數(shù)控制系統(tǒng)。吹風(fēng)試驗結(jié)果表明，采用的雙電動缸同步伺服控制技術(shù)，可對單支點半柔性壁超聲速自由射流噴管柔性壁面實現(xiàn)同步控制，即精確控制超聲速自由射流喉道面積；同時，該控制系統(tǒng)還可連續(xù)、有效地控制超聲速自由射流馬赫數(shù)。

超聲速自由射流；高空模擬試車臺；高空模擬試驗；喉道面積；馬赫數(shù)控制系統(tǒng)；同步控制

符號表

A噴管出口面積

Acr噴管喉道面積

c∞當(dāng)?shù)芈曀?/p>

H飛行高度

k氣體比熱比

Ma噴管出口馬赫數(shù)

Ma0模擬飛行馬赫數(shù)

pb高空艙壓力（若射流噴管出口與發(fā)動機(jī)尾噴口處于同一空間，該量同ph）

ph發(fā)動機(jī)排氣反壓

pt0來流總壓，穩(wěn)壓室總壓

pV1-0進(jìn)氣調(diào)節(jié)閥閥前壓力

pV2-1高空艙排氣調(diào)節(jié)閥閥后壓力

p∞大氣壓力

Scr噴管喉道調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)位移

SV1進(jìn)氣調(diào)節(jié)閥位移

SV2高空艙排氣調(diào)節(jié)閥位移

Tt0來流總溫

T∞大氣溫度

V0飛行速度

Wa通過發(fā)動機(jī)的空氣流量

ρ∞大氣密度

π噴管壓比

1　引言

超聲速自由射流高空模擬試車臺，是解決航空動力裝置超聲速進(jìn)氣道-發(fā)動機(jī)匹配問題的關(guān)鍵設(shè)備。據(jù)美國空軍對多種型號發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定工作情況的統(tǒng)計結(jié)果，在飛行包線范圍內(nèi)發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定工作出現(xiàn)的概率極高，特別是機(jī)動性較大的飛機(jī)，如戰(zhàn)斗機(jī)、攻擊機(jī)、艦載機(jī)、教練機(jī)的發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定概率更高［1］。超聲速自由射流高空模擬試車臺使用氣動噴管作為進(jìn)氣裝置，試驗時進(jìn)氣道進(jìn)口位于噴管出口氣流所形成的核心區(qū)內(nèi)，進(jìn)氣道-發(fā)動機(jī)的整體特性試驗可以在此超聲速自由射流條件下進(jìn)行，并通過控制系統(tǒng)模擬來流參數(shù)和發(fā)動機(jī)排氣參數(shù)，真實地模擬諸如爬升、機(jī)動飛行等過程中航空發(fā)動機(jī)的工作條件。

超聲速自由射流高空模擬試驗的參數(shù)模擬，可劃分為超聲速自由射流進(jìn)氣參數(shù)模擬和發(fā)動機(jī)排氣參數(shù)模擬。超聲速自由射流進(jìn)氣模擬是在發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道前，提供超聲速均勻自由流流場，以模擬發(fā)動機(jī)在飛行時的進(jìn)氣和內(nèi)部流動［2］。飛機(jī)在大氣中以一定速度飛行時，在無干擾環(huán)境中，大氣具有一定的壓力、溫度和密度，根據(jù)熱力學(xué)定律，只需模擬壓力和溫度，就可得到密度模擬。飛行速度通過模擬飛行馬赫數(shù)得到，飛行馬赫數(shù)為飛行速度與當(dāng)?shù)芈曀僦?，聲速是T∞的單值函數(shù)，因而模擬了環(huán)境大氣靜溫和飛行馬赫數(shù)，就可模擬飛行速度。T∞是來流總溫和馬赫數(shù)的函數(shù)，對于定比熱比的氣體，只要模擬了來流馬赫數(shù)和來流總溫，就可模擬特定飛行高度的環(huán)境溫度，即進(jìn)氣靜溫。在超聲速自由射流高空模擬試驗時，自由射流的壓力須與高空的大氣壓力相等，而超聲速氣流的靜壓是總壓和馬赫數(shù)的函數(shù)，因此，只要模擬了來流馬赫數(shù)和來流總壓，來流靜壓即得到模擬。同時，超聲速自由射流高空模擬試驗時，發(fā)動機(jī)排氣反壓（或稱發(fā)動機(jī)艙壓力，簡稱艙壓）也需要進(jìn)行模擬，當(dāng)發(fā)動機(jī)噴管出口氣流為亞聲速時，排氣反壓需要模擬飛行狀態(tài)的環(huán)境壓力；發(fā)動機(jī)噴管出口氣流為聲速或超聲速時，排氣反壓模擬可等于或略高于飛行狀態(tài)的環(huán)境壓力［3］，但不得高于使附面層分離的激波壓力，否則發(fā)動機(jī)噴管出口流動會遭到破壞，甚至?xí)绊懻麄€發(fā)動機(jī)流道的參數(shù)。綜上所述，超聲速自由射流馬赫數(shù)的精確控制，不僅關(guān)系到自由射流高空模擬試驗飛行速度參數(shù)及飛行環(huán)境大氣參數(shù)p∞、T∞、ρ∞等的模擬；同時，馬赫數(shù)是反映自由射流流場性能指標(biāo)的重要參數(shù)之一。

2　馬赫數(shù)控制系統(tǒng)設(shè)計

超聲速自由射流高空模擬試驗要求模擬飛行馬赫數(shù)、進(jìn)氣總壓、進(jìn)氣總溫、飛行攻角、排氣反壓、高空艙壓力。超聲速自由射流高空模擬試驗是利用可變喉道的拉瓦爾超聲速噴管產(chǎn)生均勻超聲速流場，試驗時超聲速進(jìn)氣道進(jìn)口位于噴管出口的菱形區(qū)內(nèi)。

2.1馬赫數(shù)控制原理

根據(jù)氣動力學(xué)原理［4］，對于絕能等熵流動，喉道臨界的拉瓦爾超聲速噴管出口馬赫數(shù)與噴管喉道面積和噴管出口面積之比（簡稱面積比）存在如下關(guān)系：

上式所描述的關(guān)系如圖1所示，即對于超聲速氣流，噴管出口馬赫數(shù)與面積比成一一對應(yīng)關(guān)系，即若要在噴管出口截面上得到一定馬赫數(shù)的超聲速氣流，那么產(chǎn)生這個指定馬赫數(shù)的氣流所需噴管面積比Acr/A唯一。因此，對于噴管喉道面積可調(diào)且出口面積固定的超聲速自由射流噴管來說，超聲速自由射流馬赫數(shù)控制可以通過調(diào)節(jié)噴管的喉道面積，進(jìn)而調(diào)節(jié)噴管面積比來控制自由射流馬赫數(shù)。

圖1　噴管出口馬赫數(shù)與噴管面積比關(guān)系曲線Fig.1 Mach number of nozzle exit vs.area ratio of nozzle

然而，對建立一定馬赫數(shù)的超聲速自由射流而言，面積比僅僅是一個必要條件。具備該條件后，能否產(chǎn)生超聲速自由射流還取決于π。超聲速噴管壓比的控制是通過分別控制噴管進(jìn)口處的穩(wěn)壓室的壓力和噴管出口處的高空艙的壓力來實現(xiàn)的。當(dāng)高空艙壓力小于自由流壓力p∞時，噴管出口形成膨脹波，不影響發(fā)動機(jī)的自由射流進(jìn)氣；反之，噴管出口可能形成斜激波、強斜激波、正激波，從而使菱形區(qū)縮小，并有可能在噴管出口壁面上由于激波與附面層的相互干擾產(chǎn)生局部氣流分離。因此，自由射流高空艙壓力模擬是單向的，一般應(yīng)滿足pb≤p∞，即使噴管處于完全膨脹、欠膨脹工作狀態(tài)。然而由于受到試驗設(shè)備抽氣能力和試驗經(jīng)濟(jì)性的限制，高空艙壓力不可能太低。

圖2為不同馬赫數(shù)下過膨脹、欠膨脹和完全膨脹流態(tài)的壓比范圍區(qū)域圖。圖中介于馬赫反射與過膨脹臨界壓比線和完全膨脹壓比線的區(qū)域為過膨脹區(qū)域，完全膨脹壓比線下方的區(qū)域為欠膨脹區(qū)域。圖中還給出了完全膨脹壓比條件下，穩(wěn)壓室壓力和高空艙壓力分別出現(xiàn)-1%（穩(wěn)壓室壓力低于完全膨脹流態(tài)下穩(wěn)壓室壓力1%，下同）、+5%和+1%、-5%模擬偏差時的兩條曲線。可看出，在完全膨脹壓比條件下穩(wěn)壓室壓力和高空艙壓力分別出現(xiàn)-1%、+ 5%和+1%、-5%模擬偏差時，噴管流態(tài)會隨著馬赫數(shù)的增大，越接近完全膨脹流態(tài)。

圖2　三種流態(tài)下壓比隨馬赫數(shù)的變化范圍Fig.2 Change range of pressure ratio following Mach number at three kinds of flow states

2.2馬赫數(shù)控制方式

通過調(diào)節(jié)拉瓦爾噴管進(jìn)口穩(wěn)壓室壓力、拉瓦爾噴管出口高空艙壓力、拉瓦爾噴管喉道面積等方式來實現(xiàn)超聲速自由射流高空模擬試驗馬赫數(shù)的控制?？刂葡到y(tǒng)是一個典型的多輸入多輸出系統(tǒng)。噴管進(jìn)口壓力、出口反壓由節(jié)流閥控制，噴管喉道面積則通過噴管柔性壁（本文所討論的自由射流噴管采用單支點半柔性壁結(jié)構(gòu)）位置執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制。馬赫數(shù)、穩(wěn)壓室壓力、高空艙壓力可分別表示為：

為分析方便，設(shè)pV1-0、pV2-1為常數(shù)，且暫不考慮Wa對pb的影響，則上式可以簡化為：

則自由射流馬赫數(shù)控制系統(tǒng)模型可表示為：

可知，噴管進(jìn)口壓力和高空艙壓力控制與噴管喉道面積控制存在一定程度的耦合關(guān)系。為了降低由于耦合造成的對噴管工作狀態(tài)及噴管出口靜壓的影響，系統(tǒng)采用超前校正策略，采用帶慣性環(huán)節(jié)的PD控制器構(gòu)成前饋控制器?？刂葡到y(tǒng)原理見圖3。

圖3　控制系統(tǒng)原理圖Fig.3 Control system schematic diagram

2.3馬赫數(shù)控制系統(tǒng)

馬赫數(shù)控制系統(tǒng)以馬赫數(shù)和高度作為系統(tǒng)的總輸入條件，并通過氣動力學(xué)方程計算當(dāng)前輸入條件下的進(jìn)氣總壓、大氣壓力、噴管喉道面積。同時，采用的單支點半柔性壁自由射流噴管，柔性壁執(zhí)行機(jī)構(gòu)位移Scr與噴管喉道面積Acr是存在對應(yīng)關(guān)系的，即可通過Acr得到當(dāng)前輸入的目標(biāo)馬赫數(shù)對應(yīng)的位移Scr。馬赫數(shù)控制流程如圖4所示。系統(tǒng)采用總壓探針作為馬赫數(shù)測量裝置，采用雙電動伺服缸作為噴管柔性壁位移控制的驅(qū)動裝置，為保證噴管出口流場品質(zhì)，兩個伺服缸保持位置及速度上的精確同步；采用液壓作動缸作為調(diào)節(jié)閥驅(qū)動裝置，構(gòu)建的馬赫數(shù)控制系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)如圖5所示［5-8］。

3　試驗驗證結(jié)果

對基于上述方法設(shè)計的馬赫數(shù)控制系統(tǒng)進(jìn)行超聲速自由射流吹風(fēng)試驗，試驗布局見圖6。系統(tǒng)分別通過調(diào)節(jié)閥V1和V2自動調(diào)節(jié)穩(wěn)壓室、高空艙壓力，通過控制可變喉道面積自由射流噴管的可調(diào)壁位移實現(xiàn)對噴管喉道面積的控制。

圖7給出了期望馬赫數(shù)分別為（圖例：Ma_Set）1.6（state01）、1.7（state02）、1.8（state03）時，噴管出口截面中心區(qū)的馬赫數(shù)控制結(jié)果（圖例：Ma_J），馬赫數(shù)控制精度≯0.05。

圖4　馬赫數(shù)控制流程圖Fig.4 Mach number control flow-process diagram

圖5　馬赫數(shù)控制系統(tǒng)組成Fig.5 Structure of Mach number control system

圖6　試驗布局示意圖Fig.6 Test arrangement

圖7　馬赫數(shù)控制結(jié)果曲線圖Fig.7 Results of Mach number control

4　結(jié)論

本文從超聲速自由射流高空模擬試驗角度，介紹了超聲速自由射流馬赫數(shù)重要性，分析了超聲速自由射流馬赫數(shù)控制方式，設(shè)計了基于單支點半柔性壁超聲速自由射流噴管的馬赫數(shù)控制系統(tǒng)。通過超聲速自由射流噴管吹風(fēng)即流場標(biāo)定試驗驗證，表明設(shè)計的自由射流馬赫數(shù)控制達(dá)到了對期望馬赫數(shù)的準(zhǔn)確、連續(xù)控制，保證了噴管出口流場的良好品質(zhì)。

然而，對于超聲速自由射流高空模擬試驗而言，所設(shè)計的控制系統(tǒng)也存在一些不完善之處，主要表現(xiàn)在由于噴管出口附面層對噴管出口截面面積造成的難以估計的影響，需要在帶試驗件條件下對馬赫數(shù)的實時測量進(jìn)行進(jìn)一步探索；其次，所設(shè)計的系統(tǒng)未涉及超聲速自由射流的總溫參數(shù)，系統(tǒng)后續(xù)改進(jìn)中應(yīng)考慮此參數(shù)的影響。

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Design of supersonic free-jet Mach number control system

QIAO Yan-ping，TIAN Jin-hu，WU Feng，GENG Wei-min
（Key Laboratory on Aero-Engine Altitude-Simulation Technology，China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China）

The supersonic free-jet attitude simulation and test technologies were introduced briefly.The theory about Mach number control for supersonic free-jet was analyzed，and the designing of multi-input multi-output（MIMO）Mach number control system was given.At last，the control system was designed and realized based on single-back half-flexible free-jet nozzle and dual-electric-cylinder synch servo control technology.The test results indicate that the flexible wall of single-back half-flexible free-jet nozzle can be controlled synchronized by dual-electric-cylinder synchronized servo control technology，i.e.the throat area of supersonic free-jet can be controlled precisely；at the same time，the Mach number can be controlled effectively and continually.

supersonic free-jet；altitude simulation test facility；altitude simulation test；throat area；Mach number control system；synch control

V233.73

A

1672-2620（2015）04-0045-04

2014-10-07；

2015-05-11

喬彥平（1984-），男，陜西人，高級工程師，碩士，從事航空發(fā)動機(jī)試驗及控制技術(shù)研究。