大涵道比渦扇發動機進氣畸變測量耙風洞校準試驗

趙海剛，趙東濤，汪濤，田曉平，黨學武

(中國航空工業集團公司中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

大涵道比渦扇發動機進氣畸變測量耙風洞校準試驗

趙海剛，趙東濤，汪濤，田曉平，黨學武

(中國航空工業集團公司中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

以國產大型客機C919配裝的大涵道比渦扇發動機飛行試驗為應用背景，研制了基于動態、穩態壓力和總溫參數集成測試的大尺寸進氣道畸變測量耙。為評估和驗證其角度、速度測量特性及參數測量精確度，進行了全尺寸量級的進氣道測量耙風洞校準試驗研究。結果表明：在馬赫數0.2～0.6、攻角和側滑角-20°～20°范圍內，耙體壓力測量相對誤差小于0.5%，滿足對大涵道比渦扇發動機進口流場品質和流量的測試技術需求。

大涵道比渦扇發動機；飛行試驗；進氣道與發動機相容性；進氣道畸變測量耙；風洞校準試驗

1 引言

飛行中，任何原因引起的進氣道/發動機相容性問題，均可造成發動機性能降低、喘振，甚至引起發動機空中停車等嚴重飛行事故。因此，進氣道/發動機相容性考核，一直是現代軍用飛機、發動機設計定型試飛，和民用飛機、發動機合格審定試飛中的重要試驗科目之一[1，2]。作為此項試驗的關鍵測量設備，測量耙通常呈6支或8支耙體周向等角度安裝在飛機進氣道出口同一截面，以測量試飛中發動機進口流場品質、流量等關鍵參數，為評估進氣道與發動機相容性提供數據依據[3～9]。近年來，進氣道測量耙已成為國內外試飛工程師重點研究和開發的方向之一。

國內在針對小涵道比渦扇發動機和殲擊機試飛用進氣道測量耙研制技術及其使用維護經驗方面較為成熟。但由于試驗對象的缺失，一直以來，適用于大型飛機和大涵道比渦扇發動機試飛用的大尺寸進氣道測量耙研制還處于空白。為滿足國產大型客機C919配裝大涵道比渦扇發動機飛行試驗對發動機進口流量品質測試技術的需求，通過若干關鍵技術攻關和創新設計，成功研制了基于動態、穩態壓力，總溫參數集成測試的大尺寸進氣道壓力畸變測量耙，填補了國內在此方面的空白。

本文通過在某低速和高速風洞中進行全尺寸量級測量耙風洞校準試驗，獲得了第一手關于新式測點布置的測量耙測試數據，為評估耙體角度與速度測量特性，優化耙體測點設計方案，和驗證測量耙測試精度提供了數據依據。

2 測量耙測試系統設計

根據大涵道比渦扇發動機試飛技術需求，進氣道測量耙共裝機8支，周向等角度安裝在進氣道出口。測量耙設計長度(含安裝座)為650 mm以上，單支耙體質量2.77 kg，采用復合材料/合金鋼承力結構設計。耙體測量段等環面布置5個參數測量點，每個測點集成布置動態、穩態總壓和總溫3個參數。耙體端部內置1支振動加速度傳感器，根部內置若干材料應變測量片，用于裝機試飛過程中實時測量耙體結構強度特性，為耙體裝機安全監控和評估耙體結構適應性提供數據依據。圖1為測量耙數模圖。

圖1 進氣道畸變測量耙數模圖Fig.1 Inlet distortion rake model

在耙體測點布置時，創新性地將動態、穩態壓力，總溫參數集成內埋式布置在同一測點上。具體設計方式為將高度19 mm、?10 mm×0.5 mm的外套管安裝在每個測點上，外套管根部處設計3個?3 mm的側向通氣孔，使進入到外套管中的氣體順利排除，防止氣體在外套管中產生的回流影響參數測量精度。外套管的作用是消除耙體測量段對來流氣體的繞流效應影響。動態壓力傳感器、溫度、穩態壓力受感部置于外套管內部，其中動態壓力傳感器采用可拆卸方式安裝，便于傳感器的定檢、維修和更換，提高了傳感器的利用率。

3 測量耙風洞校準試驗方案

本次進氣道測量耙校準試驗的馬赫數Ma= 0.20～0.60，間隔0.05標定一次；側滑角β的標定范圍為β=0°～30°，間隔5°標定一次；攻角α的標定范圍為α=-30°～30°，間隔5°標定一次。試驗中側滑角定義為：以通過測量耙安裝底面中心點作垂直于安裝底面的垂線，測量耙繞垂線順時鐘旋轉角度為正側滑角，反之為負側滑角。由于穩態總壓測點處于測量耙對稱線上，因此只標定正側滑角。攻角定義為：測量耙繞垂線縱向旋轉，迎風向角度為正攻角，背風向角度為負攻角。

3.1 高速風洞試驗設備與測試系統

某高速風洞是一座半回流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風洞。風洞側壁半模迎角機構的運行范圍為-60°～60°，迎角的控制精度小于±3′。測量耙通過設計的專用試驗夾具固定在風洞試驗段窗口轉窗上，測壓輸出管線從風洞轉窗引出，再通過氟塑料管路接入到電子壓力掃描閥中。采用風洞內的標準壓力和溫度作為校準基準。

測量耙在高速風洞中進行了Ma=0.40、0.45、0.50、0.55和0.60共5個來流馬赫數校準試驗。

3.2 低速風洞試驗設備與測試系統

某低速風洞為單回流閉口式低速增壓風洞。整個試驗風洞由活動軌道車、腹撐機構、控制系統及測量系統等組成。風洞壓力測量系統由測壓系統和高精度壓力測量系統組成，具有測量精度高(約0.01%)、數據采集速率快等特點，同時可提供多任務、并行處理等功能。

測量耙采用腹撐方式支撐，通過整流罩、常壓腹撐支桿及轉接件與架車下轉盤蓋板下的外式天平相連。耙體上的測壓管和溫度傳感器線穿過腹撐支桿引入風洞試驗段，在試驗段內對其進行測量。測量耙姿態角變化通過腹撐機構實現。為在試驗中得到準確的模型區標準總壓和總溫，在風洞上壁轉盤上安裝了兩個標準總壓和總溫探頭。

測量耙在低速風洞內進行了Ma=0.20、0.25、0.30、0.35和0.40共5個來流馬赫數校準試驗。

4 試驗測量結果與分析

4.1 角度特性試驗測量結果與分析

測量耙風洞試驗件等環面布置5個測點，每個測點均布置穩態總壓、總溫和動態總壓參數。其中穩態總壓管位于測量耙對稱線上，管中心距外套管中心2.5 mm，距外套管端面設計深度d分別為1.0、4.5、1.8、3.5、2.8 mm，用以分析和研究受感部距外套管端面深度對壓力損失系數的影響。

圖2示出了馬赫數0.25，各受感部距外套管端面設計深度分別為1.0、1.8、2.8、4.5 mm時，各測點壓力損失系數隨攻角和側滑角的變化曲線。其中圖2 (b)所示曲線對應的穩態壓力受感部貼近于外套管下壁面(相對于耙體垂直方向，下同)，其余皆貼近于上壁面；壓力損失系數δ定義為：測量耙上穩態壓力測量數據與風洞中標準穩態壓力數據的比值。

圖2 壓力損失系數隨攻角和側滑角的變化曲線Fig.2 Pressure loss coefficient vs.incidence and sliding angle

從圖2(a)中可看出，在小側滑角下，攻角變化對于穩態總壓損失系數變化不大；但隨著側滑角的變大，攻角對壓力損失系數的影響較為明顯，呈下拋物線形式，即攻角絕對值越大壓力損失越明顯。其原因為，隨著攻角和側滑角的增大，外套管邊緣氣流分離特征更加明顯，進而影響到外套管內部總壓測量值的準確度。

在較大側滑角狀態下，隨著攻角的增大，校準數據曲線不對稱，即相同側滑角下，圖2(a)、圖2(c)和圖2(d)中正攻角相對負攻角壓力損失系數變大，而圖2 (b)損失系數變小。分析認為，圖2(a)、圖2(c)和圖2(d)中穩態總壓測點貼近于外套管內的上壁面，隨著攻角的增大，外包套管上半部分的遮蔽作用增強，導致其正攻角時壓力損失更為明顯；而圖2(b)對應的壓力受感部貼近外套管下壁面，其規律恰好相反。

對比圖2(a)、圖2(c)和圖2(d)中各穩態總壓損失系數結果可知，相同攻角和側滑角條件下，各壓力損失系數值逐漸減小。其原因在于，測點距外套管端面的設計深度越深，外套管邊緣氣流的分離特征越明顯，其對穩態總壓的屏蔽影響越強。

4.2 速度特性試驗測量結果與分析

圖3示出了受感部距外套管端面設計深度1.0 mm，側滑角依次為0°、20°、30°時，不同馬赫數和攻角下的壓力損失系數曲線。可見，在無側滑狀態下，壓力損失系數隨著馬赫數的增大變化很小，壓力損失系數接近于1.00。但隨著側滑角的增大，馬赫數對壓力損失系數的影響逐漸變大，即隨著馬赫數的增大，壓力損失下降明顯。其原因為，隨著攻角和側滑角的增大，外套管邊緣氣流出現分離流動，而馬赫數越大外套管邊緣氣流的分離越劇烈，壓力損失越大。分析圖3(a)、圖3(b)中曲線可得，在馬赫數0.2～0.6、攻角和側滑角-20°～20°范圍內，耙體穩態壓力損失系數大于97.5%，即滿足試飛中穩態壓力測量相對誤差小于0.5%的精度要求。

5 結論

(1)測點距外套管端面的設計深度越深，外套管對穩態總壓的屏蔽影響越強，且隨著來流速度和耙體攻角、側滑角的增大，屏蔽趨勢更加明顯，穩態壓力損失系數越大。

(2)受感部距外套管端面設計深度1.0 mm時，在馬赫數0.2～0.6、攻角和側滑角-20°～20°范圍內，耙體壓力測量相對誤差小于0.5%，滿足試飛中對測量耙穩態壓力測試精度的要求。

圖3 壓力損失系數隨馬赫數和攻角的變化曲線Fig.3 Pressure loss coefficient vs.Mach number and incidence

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Measurement and Characteristic Analysis of Inlet Distortion Rake for High Bypass Ratio Turbofan in Wind Tunnel

ZHAO Hai-gang，ZHAO Dong-tao，WANG Tao，TIAN Xiao-ping，DANG Xue-wu
(Chinese Flight Test Establishment，Aviation Industry Corporation of China，Xi’an 710089，China)

The inlet distortion rake used in flight test of the high bypass ratio turbofan engine for C919 was developed based on dynamic and static pressure tests as well as total temperature parameters tests.The in?let distortion rake was adjusted in wind tunnel in order to analyze velocitymeasurement characteristic with different angles and Mach number.Then the test data was selected and calculated.At last it can be conclud?ed that the pressure loss coefficient was less than 0.5%with angles within-20°～20°and Mach numberwithin 0.2～0.6.So the inlet distortion rake can meet the measurement requirements of inlet flowfield and flow of high bypass ratio turbofan engine.

high bypass ratio turbofan engine；flight test；inlet/engine compatibility；inlet distortion rake；adjusting test in wind tunnel

V211.7

：A

：1672-2620(2014)03-0059-04

2013-10-09；

：2014-05-10

趙海剛(1979-)，男，陜西寶雞人，工程師，碩士，主要從事進氣道與發動機相容性試飛研究。