巫朝君, 聶博文, 孔 鵬, 盧翔宇(中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

戰(zhàn)斗機進氣道非定常性能試驗技術

巫朝君*, 聶博文, 孔 鵬, 盧翔宇
(中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

在Φ3.2m風洞研制了基于雙力矩電機同步驅(qū)動的機動進氣道試驗裝置，模擬戰(zhàn)斗機快速俯仰等機動過程和進氣道不同工作條件，建立了戰(zhàn)斗機進氣道非定常性能試驗方法。通過驗證試驗研究了戰(zhàn)斗機模型快速俯仰機動過程中進氣道性能變化的基本規(guī)律，獲得了進氣道動態(tài)周向畸變、紊流度等部分流場畸變參數(shù)的變化特性，驗證了戰(zhàn)斗機進氣道低速風洞非定常性能試驗技術的可行性。

戰(zhàn)斗機；進氣道；非定常；試驗技術；畸變

0 引 言

戰(zhàn)斗機在高機動過程中，迎角變化速率通常達到20～60°/s以上，進氣裝置的內(nèi)、外流場特性與飛機保持姿態(tài)角穩(wěn)定時相比差異較大，進氣道入口局部流場呈現(xiàn)出明顯的非定常性，對進氣道的畸變特性有較大影響，這是評估進氣道/發(fā)動機相容性需要研究的重要內(nèi)容。

在進氣道畸變特性的研究方法和技術手段上，歐、美等航空發(fā)達國家做得比較全面，從一個型號的預研開始直到樣機試飛階段，通過數(shù)值計算、風洞試驗和試飛試驗相結合的手段對進氣道的穩(wěn)態(tài)特性[1]、高機動下的動態(tài)畸變特性進行了詳細的基礎研究和試驗研究[2]。如美國NASA于20世紀90年代，對F/A-18戰(zhàn)斗機機動過程中進氣道的畸變特性分別進行了風洞模擬試驗及飛行試驗研究[3-5]，獲取了進氣道在入口流場非定常條件下的畸變特性[6]，研究了飛機在穩(wěn)態(tài)情況與機動過程情況下進氣道畸變特性存在的差異，以此得到進氣道與發(fā)動機的相容性包線。一直以來，國內(nèi)研究進氣道畸變特性及其與發(fā)動機的相容性，主要依靠風洞試驗和數(shù)值計算來研究飛機在穩(wěn)態(tài)條件下的進氣道畸變特性[7-9]；由于受技術手段、風險和研究成本等因素的限制，對飛機機動過程中進氣道在入口流場非定常情況下的畸變特性研究得較少。近幾年，一些飛機設計研究機構和高校的研究人員圍繞飛機機動過程中進氣道的畸變特性做了一些數(shù)值計算[10]和少量的風洞模擬試驗工作，如成都飛機設計研究所楊應凱等人在南京航空航天大學的風洞內(nèi)對某型進氣道在快速俯仰機動條件下進行了動態(tài)特性試驗研究，獲得了60°迎角范圍內(nèi)的畸變特性規(guī)律[11]；中國飛行試驗研究院趙海剛等人還通過某型飛機高機動下進氣道/發(fā)動機相容性飛行試驗，研究了該機在20°迎角范圍內(nèi)進氣道的動態(tài)畸變特性及進氣道/發(fā)動機的相容性[12]，獲得了初步研究成果。

從技術風險、研究周期和研制成本上講，風洞模擬試驗技術仍然是開展飛機機動過程中進氣道非定常特性研究的主要技術手段。目前這方面的風洞試驗設備和技術手段還處于探索階段，距離成熟的風洞模擬試驗和工程應用還有較大差距；尤其是對飛機模型迎角范圍、運動速率、裝置載荷能力和測量精準度等的模擬能力與需求還有較大差距。實現(xiàn)大迎角運動范圍、較高的運動速率模擬、迎角變化的動態(tài)精確測量是風洞模擬試驗技術需要解決的關鍵問題，這也是本文研究的主要內(nèi)容。

本文介紹了在Φ3.2m風洞發(fā)展的一種基于雙力矩電機同步驅(qū)動的運動模擬技術，以及相應的試驗技術，并開展了戰(zhàn)斗機快速俯仰機動進氣道試驗驗證。

1 技術指標

風洞中模擬戰(zhàn)斗機大迎角快速俯仰機動等非定常試驗時，除幾何模擬、運動幅度相似模擬外，最重要的相似模擬參數(shù)是斯特勞哈爾數(shù)[13]，本項研究中即是滿足飛機與模型之間縮減頻率相等，定義為：

K=2πfl/v

式中：f為運動頻率；l為模型比例；v為來流速度。

根據(jù)縮減頻率相似和其它實戰(zhàn)需求，確定運動模擬裝置的技術指標為：迎角范圍-30°～120°；最大角速度240°/s；迎角動態(tài)角測量精度0.5°。

2 技術方案

2.1 總體技術方案設計

根據(jù)技術指標和開展進氣道非定?；兲匦栽囼灥哪康?，確定總的技術方案如圖1所示：由運動模擬裝置實現(xiàn)模型運動方式模擬，外置引射器引射作用實現(xiàn)進氣道進氣流量模擬，風洞氣流模擬外流，動態(tài)測量系統(tǒng)獲取進氣道出口截面的瞬態(tài)壓力，后期計算得到進氣道性能參數(shù)，以此研究進氣道性能。

2.2 運動模擬及控制技術方案設計

運動模擬及控制技術是該項試驗技術的一項核心內(nèi)容。模擬非定常進氣道試驗時，模型要在風洞中心做俯仰振蕩、快速拉升和俯沖等方式的運動，對運動模擬裝置的剛度、強度和響應速度要求很高。為實現(xiàn)技術指標，試驗裝置設計為圖2所示的結構方式：主體為雙力矩電機驅(qū)動的U型機構，模型通過通氣支桿由空心雙轉軸U型機構支撐于風洞中心，2臺空心力矩電機同步驅(qū)動U型機構運動，由力矩電機的運動控制系統(tǒng)按照規(guī)定的運動方式規(guī)劃運動軌跡。其中，引射器的引射氣流經(jīng)由空心力矩電機、U型機構和通氣支桿對單發(fā)飛機的進氣道或雙發(fā)飛機的單側進氣道進行流量引射模擬。

對運動模擬裝置系統(tǒng)的剛度、強度和動態(tài)響應特性、2臺力矩電機的同步控制和裝置的穩(wěn)定性等關鍵問題采取以下措施進行優(yōu)化：

(1) 優(yōu)化運動系統(tǒng)的減速環(huán)節(jié)，以力矩電機直接驅(qū)動U型機構，提高整個裝置的剛性和快速響應特性；由于U型機構為兩端雙軸支撐，旋轉方向的約束可調(diào)，運動范圍超過-30°～120°。應用有限元方法和剛柔耦合動力學分析方法對U型機構運動情況進行了全面仿真模擬及優(yōu)化，設計橫截面漸變的空心U型支臂，確保機構在滿足強度、剛度要求和通氣要求的同時，實現(xiàn)了轉動慣量的最優(yōu)化，運動部件的轉動慣量控制在力矩電機能力范圍內(nèi)，保證了最大角速度達到240°/s以上，達到動態(tài)響應速度要求。

(2) 對整套裝置進行模態(tài)分析，優(yōu)化底座、支柱和配重等結構，避開運動部件振動頻率與裝置固有頻率、風洞氣流脈動頻率的耦合情況，實現(xiàn)了運動運動裝置的穩(wěn)定性。

(3) 在控制方面，開發(fā)運動控制器的電子齒輪同步控制功能，實現(xiàn)2臺力矩電機的高度同步控制，同步精度為0.01°。

(4) 通過對運動控制系統(tǒng)功能規(guī)劃設計，優(yōu)化運動軌跡規(guī)劃控制方式，實現(xiàn)模型按照勻速、變速方式快速上仰運動，或按照正弦波俯仰振蕩、以及其它擬定的運動方式周期性地上仰和下俯運動。

2.3 迎角同步測量方案設計

模型迎角的同步測量和精度是保證快速機動過程中進氣道試驗數(shù)據(jù)與模型實時迎角對應的關鍵環(huán)節(jié)。對這一關鍵環(huán)節(jié)由以下方案解決：在運動裝置上的力矩電機旋轉軸一端安裝高精度角位移電位計，由力矩電機的編碼器和角位移電位計同時測量運動機構的實時角位移；同時，在運動裝置側方地面上獨立安裝Optotrak系統(tǒng)進行同步測量模型角位移，用這3種方式相互檢測和驗證測量角度的同步性和精度。測量方案如圖3所示。

在幾種給定運動速率下對該方案的驗證結果如表1所示，3種測量手段測得的模型迎角偏差在0.4°以內(nèi)，滿足動態(tài)測量精度0.5°要求。

表1 迎角精度Table 1 Measurement precision of AOA

2.4 動態(tài)壓力測量方案設計

為測量模型俯仰機動過程中進氣道出口截面瞬態(tài)壓力值，設計以下測量方案：

在進氣道出口截面處安裝1個測量耙，壓力測量點分布如圖4所示。沿周向均布6個總壓測量耙臂，每個耙臂上按等環(huán)面積布置4個測量點，共24個總壓測量點；管壁上周向均布6個靜壓測量點，2個溫度測量點。

進氣道出口截面24個總壓瞬態(tài)壓力和6個靜壓瞬態(tài)壓力由30個高頻響應的動態(tài)壓力傳感器測得，數(shù)據(jù)采集由具有32路獨立通道的PXI動態(tài)采集系統(tǒng)對30個動態(tài)傳感器的信號實時獨立采集，每秒采集3125個數(shù)據(jù)樣本。后期根據(jù)測得的瞬態(tài)數(shù)據(jù)進行進氣道性能參數(shù)計算處理，得到性能參數(shù)隨時間歷程的變化關系，以及性能參數(shù)隨迎角變化的關系。

3 試驗驗證

3.1 驗證方法

驗證模型為某型雙發(fā)戰(zhàn)斗機進氣道縮比模型，本文只對單側進氣道進行了驗證試驗(見圖5)。試驗在Φ3.2m風洞中按照以下方法進行：

(1) 穩(wěn)態(tài)進氣道試驗。通過流量控制系統(tǒng)，調(diào)節(jié)引射器引射流量到模擬發(fā)動機最大工作狀態(tài)時的對應流量Gm，固定來流馬赫數(shù)，在迎角為0°～90°范圍內(nèi)給出10個角度點，按照穩(wěn)態(tài)試驗方法[7]，測量10個離散角度點下進氣道出口截面的壓力，然后計算出各迎角對應的進氣道性能參數(shù)，得到性能參數(shù)隨迎角的變化關系。

(2) 快速俯仰機動進氣道試驗。通過流量控制系統(tǒng)，調(diào)節(jié)引射器引射流量到模擬發(fā)動機最大工作狀態(tài)時的對應流量Gm，固定來流馬赫數(shù)，模型以不同角速率(見表2)做快速俯仰運動?？焖俑┭鲞\動時，模型先保持在0°迎角位置穩(wěn)定約3s，然后按照迎角為α(t)=sin(ωt)方式運動(ω為迎角的角速率)；在這個過程中由30個動態(tài)傳感器實時測量進氣道出口截面壓力瞬態(tài)值，以角位移電位計測量模型的實時迎角；用PXI動態(tài)系統(tǒng)分別實時采集各動態(tài)傳感器信號和電位計信號；后期進行數(shù)據(jù)處理，計算出進氣道瞬態(tài)性能參數(shù)，得到其隨時間的變化關系。

(3) 根據(jù)迎角隨時間變化關系、進氣道瞬態(tài)性能參數(shù)隨時間變化關系，得到瞬態(tài)性能參數(shù)隨迎角變化關系。

表2 俯仰運動角速率Table 2 Pitching velocity

3.2 數(shù)據(jù)處理方法

由于我國戰(zhàn)斗機大多采用俄制發(fā)動機，進氣道穩(wěn)態(tài)試驗的評價參數(shù)也一直用俄制體系，為方便研究穩(wěn)態(tài)試驗與動態(tài)試驗之間性能參數(shù)的差別，在進行快速俯仰機動試驗時，仍用俄制體系的穩(wěn)態(tài)參數(shù)定義方式定義動態(tài)性能參數(shù)，只是其中的數(shù)據(jù)均為瞬態(tài)參數(shù)[9]。

本文僅用以下幾個參數(shù)為例來介紹該項試驗技術的驗證結果：

總壓恢復系數(shù)σ：動態(tài)試驗中是一個隨時間變化的瞬態(tài)參數(shù)，對于每一時刻點的σ，定義為進氣道出口截面上的總壓與入口前自由流總壓之比。

動態(tài)周向畸變Δσθ：定義方法與穩(wěn)態(tài)周向畸變定義[7]一致，只是其中的參數(shù)為隨時間變化的瞬態(tài)值。

紊流度Tu：進氣道出口截面總壓脈動的均方根值。

3.3 典型結果與討論

試驗結果是在模型以平均角速率60°/s快速俯仰運動過程中得到的，迎角隨時間變化的關系如圖6所示。本文只討論模型在穩(wěn)定階段和上仰階段的性能變化。

(1) 進氣道性能隨時間變化關系

如圖7～9所示，在模型處于穩(wěn)定位置時間歷程階段，總壓恢復系數(shù)σ瞬態(tài)值、周向畸變Δσθ瞬態(tài)值和紊流度Tu都保持相對的穩(wěn)定。其中，σ瞬態(tài)值約有0.4%的脈動帶寬，Δσθ瞬態(tài)值約有1%的脈動帶寬，紊流度Tu的脈動帶寬約0.5%。在模型快速上仰時間歷程內(nèi)，迎角隨時間歷程快速變化，進氣道唇口前的附面層不能被有效控制，部分低能氣流進入進氣道，進氣道出口截面的總壓損失呈增加趨勢，引起σ減小。由于進氣道位于前機身側下方，唇口的局部氣流角因前機身的上洗而增大，在快速上仰時，上洗角不斷變化，洗流產(chǎn)生的擾動被吸入進氣道內(nèi)；同時，由于進氣道內(nèi)的流動是減速的，管道中的附面層受到逆壓梯度的影響，產(chǎn)生局部氣流分離和紊流的混合，幾個因素的多重影響，使得Δσθ和Tu都隨時間呈增加趨勢。

(2) 俯仰機動狀態(tài)與穩(wěn)態(tài)結果對比

在俯仰機動試驗數(shù)據(jù)的后期處理時，根據(jù)迎角及進氣道性能參數(shù)分別隨時間歷程的關系，給出了對應瞬態(tài)時間點的進氣道性能參數(shù)與迎角對應關系，并與穩(wěn)態(tài)結果進行了比較。

如圖10～12所示，在模型快速上仰階段，σ瞬態(tài)值與穩(wěn)態(tài)值在迎角小于50°范圍內(nèi)有較好的一致性趨勢，但0°附近的σ瞬態(tài)峰值比穩(wěn)態(tài)值約大0.5%；σ瞬態(tài)值在迎角60°附近有明顯的突變，原因可能是由于流動分離引起；迎角在60°～90°范圍內(nèi)，快速上仰的σ瞬態(tài)值明顯大于穩(wěn)態(tài)值，瞬態(tài)值與穩(wěn)態(tài)值最大相差約1%；其原因可能是由于氣流的滯后效應，快速俯仰時進氣道出口的總壓減小滯后于穩(wěn)態(tài)的壓力值。

迎角小于10°時，周向畸變Δσθ瞬態(tài)值大于穩(wěn)態(tài)值；而迎角在60°～90°時，Δσθ瞬態(tài)值明顯小于穩(wěn)態(tài)時的值，兩者最大相差約0.5%。這是由于模型從穩(wěn)定狀態(tài)到快速俯仰，因迎角快速變化產(chǎn)生的氣流擾動到達進氣道出口的時刻，滯后于模型達到該迎角位置的時間，Δσθ瞬態(tài)值的增大滯后于穩(wěn)態(tài)值。在整個快速上仰范圍中，機動過程的紊流度值都小于穩(wěn)態(tài)過程的值，兩者在迎角0°附近的差值較小，隨迎角增大，差值也增大，兩者最大相差約2%。

以上結果表明離散的穩(wěn)態(tài)條件不能充分描述機動過程中的進氣道特性。

4 結 論

通過以上研究和驗證試驗，可以得到以下結論：

(1) 本文研究的戰(zhàn)斗機進氣道非定常試驗技術能夠滿足大迎角范圍、快速俯仰機動過程中進氣道動態(tài)性能試驗要求。

(2) 應用該項試驗技術，可以研究戰(zhàn)斗機機動過程與穩(wěn)態(tài)條件下的進氣道性能的差別；初步研究表明：離散的穩(wěn)態(tài)條件不能充分描述機動過程中的進氣道特性。

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(編輯：李金勇)

Test technology on unsteady characteristics of inlet flow during fighter plane maneuvers

Wu Chaojun*, Nie Bowen, Kong Peng, Lu Xiangyu
(China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

A test facility was developed in theΦ3.2m wind tunnel, which is driven by two moment electromotors and used to simulate inlet working conditions of the fighter during high maneuvers. The unsteady test method for research on the inlet flow characteristics was established. Based on results of the validating test, the inlet flow characteristics during maneuvers with rapidly changing angle of attack were studied. Some unsteady features, such as the circumferential distortion and turbulence, were obtained from the tests. All these results prove the feasibility of the test technology on studying the unsteady characteristics of the fighter plane inlet flow during maneuvers in the low speed wind tunnel.

fighter plane;inlet;unsteady;test technology;distortion

2016-02-02;

2016-10-09

WuCJ,NieBW,KongP,etal.Testtechnologyonunsteadycharacteristicsofinletflowduringfighterplanemaneuvers.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(2): 98-103. 巫朝君, 聶博文, 孔 鵬, 等. 戰(zhàn)斗機進氣道非定常性能試驗技術. 實驗流體力學, 2017, 31(2): 98-103.

1672-9897(2017)02-0098-07

10.11729/syltlx20160027

V211.7

A

巫朝君(1972-)，男，四川簡陽人，高級工程師。研究方向：實驗流體力學。通信地址：四川綿陽北川羌族自治縣129信箱(622662)。E-mail: wcj_lcr@hotmail.com

*通信作者 E-mail: wcj_lcr@hotmail.com