進(jìn)氣道表面脈動(dòng)壓力試驗(yàn)及分析

楊全 郭天天 王天

摘? 要：進(jìn)氣道是噴氣式飛機(jī)的一個(gè)重要部件，其管內(nèi)的氣流特性對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)影響較大，為識(shí)別進(jìn)氣道內(nèi)表面存在較嚴(yán)重的脈動(dòng)壓力的區(qū)域及氣流脈動(dòng)特性，采用風(fēng)洞脈動(dòng)壓力試驗(yàn)進(jìn)行研究，以分析得出進(jìn)氣道內(nèi)流場中氣流脈動(dòng)壓力的特性以及飛機(jī)攻角、空氣來流速度對(duì)其特性的影響。

關(guān)鍵詞：進(jìn)氣道;脈動(dòng)壓力;風(fēng)洞試驗(yàn);湍流

中圖分類號(hào)：V216.3? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A? ? ? ? ?文章編號(hào)：2095-2945（2020）29-0122-04

Abstract： The inlet is an important part of jet aircraft， and the flow characteristics in the duct have great influence on the structure design. In order to identify the area with severe pulsating pressure on the inner surface of the inlet and the characteristics of the flow pulsation， the wind tunnel fluctuating pressure test was used to analyze the characteristics of the fluctuating pressure in the internal flow field of the inlet， as well as the influence of the aircraft angle of attack and the incoming air velocity on its characteristics.

Keywords： air inlet; pulsating pressure; wind tunnel test; turbulence

引言

自從噴氣式飛機(jī)問世以來，連接飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道就成為噴氣式飛機(jī)的一個(gè)重要部件，在保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常供氣的同時(shí)還應(yīng)保障自身結(jié)構(gòu)不出現(xiàn)故障。但在外場實(shí)際使用中較多出現(xiàn)進(jìn)氣道蒙皮裂紋、鉚釘松動(dòng)及掉鉚釘頭等故障[1-2]，其中除了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)尺寸和裝配工藝的因素外，還受進(jìn)氣道特殊的工作環(huán)境影響，如發(fā)動(dòng)機(jī)不同的作業(yè)功率、雙通道不對(duì)稱流動(dòng)以及飛機(jī)姿態(tài)等因素，這些因素將引起進(jìn)氣道內(nèi)氣流紊流運(yùn)動(dòng)的產(chǎn)生，從而引起一種隨機(jī)的動(dòng)態(tài)壓力，這種壓力會(huì)影響飛行器的結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性，可能使飛行器出現(xiàn)較大的局部載荷，誘導(dǎo)飛行器結(jié)構(gòu)產(chǎn)生振動(dòng)響應(yīng)，導(dǎo)致飛行器結(jié)構(gòu)疲勞甚至破壞，大大降低系統(tǒng)的可靠性，縮短飛行器的使用壽命。

進(jìn)氣道內(nèi)表面氣流流動(dòng)特性多變，受紊流附面層特性的影響很大，因而主要依賴于風(fēng)洞試驗(yàn)。國外在20世紀(jì)60年初期就開始了脈動(dòng)壓力試驗(yàn)、數(shù)據(jù)分析及工程應(yīng)用的研究[3]，如在F/A-18戰(zhàn)斗機(jī)研制中進(jìn)行了大量的脈動(dòng)壓力/抖振風(fēng)洞試驗(yàn)[4]，獲得了充足的數(shù)據(jù)供飛機(jī)改進(jìn)、完善使用。在國內(nèi)，過去的飛行器主要是依據(jù)靜強(qiáng)度的概念開展設(shè)計(jì)，近十幾年，在飛行器設(shè)計(jì)過程中，氣流脈動(dòng)載荷越來越得到飛機(jī)設(shè)計(jì)師的關(guān)注和研究。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c方法

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槿饘倌Ｐ?，縮尺比為1：14。模型結(jié)構(gòu)主要分為三部分：前機(jī)身、進(jìn)氣道通道和轉(zhuǎn)接段（含測量段、擴(kuò)散段、支撐轉(zhuǎn)接板）。進(jìn)氣道內(nèi)壁形狀模擬到發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面，進(jìn)氣道內(nèi)設(shè)置7個(gè)測量剖面，每剖面沿周向壁面布置8對(duì)穩(wěn)/動(dòng)態(tài)靜壓測量點(diǎn)見圖1，圖中穩(wěn)/動(dòng)傳感器成對(duì)布置，‘X表示穩(wěn)態(tài)傳感器，‘q表示動(dòng)態(tài)傳感器，下標(biāo)‘i表示剖面號(hào)，第7剖面按圓周均布8對(duì)穩(wěn)/動(dòng)傳感器。

1.2 試驗(yàn)方法

模型通過專用尾支桿與尾撐全彎刀滑塊機(jī)構(gòu)相連，模型攻角的變化通過電機(jī)帶動(dòng)滑塊在彎刀上滑動(dòng)來實(shí)現(xiàn)，側(cè)滑角的變化通過電機(jī)帶動(dòng)尾撐轉(zhuǎn)盤機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動(dòng)來實(shí)現(xiàn)，為了保證模型通氣和角度連續(xù)變化，在進(jìn)氣道出口測量段末端通過擴(kuò)散段、軟膠管與洞內(nèi)的流量測量裝置相連。

進(jìn)氣道試驗(yàn)內(nèi)流場的模擬是采用真空抽氣系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)。試驗(yàn)時(shí)，通過真空泵抽吸真空罐直至罐內(nèi)壓力達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)，然后改變通氣管路中流量調(diào)節(jié)閥節(jié)流錐的位置，進(jìn)而達(dá)到改變進(jìn)氣道進(jìn)氣流量的目的。在每個(gè)流量下，對(duì)進(jìn)氣道出口、內(nèi)管道穩(wěn)/動(dòng)態(tài)壓力進(jìn)行測量，同時(shí)，通氣管路中的氣體流量由安裝在洞內(nèi)的高精度流量計(jì)進(jìn)行精確測量。

2 確定進(jìn)氣道發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作點(diǎn)

在試驗(yàn)中除考慮飛機(jī)的飛行速度、姿態(tài)情況外，還應(yīng)考慮飛行任務(wù)段發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)，采用引射技術(shù)來模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工作進(jìn)氣量，通過公式（1）確定進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作點(diǎn)[5]。

（1）

其中Gc為發(fā)動(dòng)機(jī)所需的折合流量，？椎為本試驗(yàn)采用的流量系數(shù)，? ?為測量段剖面的總壓恢復(fù)系數(shù)，F(xiàn)th為進(jìn)氣道的喉道面積，單位為m2。

3 數(shù)據(jù)采集方法

在動(dòng)態(tài)壓力數(shù)據(jù)采集中采用截止頻率來限定有用信號(hào)頻率范圍，截止頻率分為高通頻率（即高于此頻率的信號(hào)是有用的）和低通頻率（即低于此頻率的信號(hào)是有用的），本試驗(yàn)采用公式（2）方程確定動(dòng)態(tài)壓力測量的低通頻率[6]。

（2）

式中：HZ為發(fā)動(dòng)機(jī)的擾動(dòng)頻率（轉(zhuǎn)/秒）;VMAX為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口處最大質(zhì)量流速（米/秒）;D為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面直徑（m）。

本次試驗(yàn)中，由此過程確定的動(dòng)態(tài)壓力測量截止頻率為3～2270Hz。

4 脈動(dòng)壓力數(shù)據(jù)處理方法

4.1 穩(wěn)態(tài)壓力系數(shù)

試驗(yàn)采用動(dòng)態(tài)壓力傳感器和穩(wěn)態(tài)壓力傳感器相對(duì)布置，分別測量各點(diǎn)處的穩(wěn)態(tài)壓力和動(dòng)態(tài)壓力，再將動(dòng)態(tài)壓力測量值減去穩(wěn)態(tài)壓力測量值得出脈動(dòng)壓力值。各測量點(diǎn)的壓力系數(shù)由公式（3）計(jì)算得出，本文中因含有空氣來流速度為0的狀態(tài)，為方便對(duì)比各種空氣來流速度下的壓力系數(shù)，故采用測量點(diǎn)靜壓除以無窮遠(yuǎn)處靜壓方式計(jì)算穩(wěn)定壓力系數(shù)。