小型推進系統進發匹配高速風洞特種試驗技術研究

馬曉光，程雅君，趙綠波，李家宏，王旭東

(中航工業空氣動力研究院高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，遼寧沈陽110034)

小型推進系統進發匹配高速風洞特種試驗技術研究

馬曉光*，程雅君，趙綠波，李家宏，王旭東

(中航工業空氣動力研究院高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，遼寧沈陽110034)

為檢驗彈類等小型飛行器推進系統的進氣道與發動機工作匹配特性，在暫沖式高速風洞研制了適于小型推進系統進發匹配測試的特種試驗技術。研究分析了小型推進系統進發匹配高速風洞試驗模型和支撐系統氣動和結構問題，給出了試驗方案與試驗流程，解決了環境污染、試驗安全性、模型熱防護等關鍵技術問題。試驗表明利用現有暫沖式風洞，能夠在地面試驗階段解決小型推進系統進發匹配問題，實現發動機高空試驗臺或推進風洞的進發匹配試驗功能，能為小型推進系統在模擬外流條件下的進發匹配測試提供良好的試驗環境，具有工程應用價值。

推進系統;進氣道;發動機;進發匹配;風洞試驗

0 引言

飛行器推進系統中的進氣道為了和發動機協調工作，不僅要求流量匹配，還要求流場匹配。這不僅在數量上而且在質量上對進氣道提供的氣流提出了要求［1］。進氣道與發動機是共同工作的，在不同狀態下都要求進氣道與發動機的流量匹配和流場匹配，相容性要好［1-3］。

為了解決飛行器進氣道與發動機的相容性匹配問題，在研制的試飛階段之前，一定要進行大量模擬高空進氣畸變試驗以及進氣道和發動機模擬高空聯合試驗，讓推進系統的問題早暴露、早解決，減少原型機試飛的危險性，這樣還可以大大節省推進系統的研制費用、縮短研制周期。

國外通常采用兩種推進系統模擬試驗設備，一是高空模擬試驗臺，二是推進風洞［4］。高空模擬試驗臺有三種形式:直聯式模擬高空試驗臺、自由射流式模擬高空試驗臺和半自由射流式模擬高空試驗臺［5-10］。

推進風洞是模擬飛行器、進氣道、發動機全尺寸推進系統高空飛行條件最好的一種大型試驗設備。推進風洞與高空模擬試驗臺相比最大的優勢在于:推進風洞能同時進行發動機內、外流的模擬。推進風洞試驗可以進行的研究項目包括:全尺寸飛行器進氣道與發動機聯合試驗;全尺寸(或模型)飛行器進氣道和尾噴管試驗;飛行器截體模型與進氣道與發動機全尺寸聯合試驗;飛行器部件與尾噴管全尺寸聯合試驗;小型飛行器與其推進系統匹配安裝性能和動力裝置有效推力確定試驗等。目前世界上最大的推進風洞其試驗段為4.88 m×4.88 m，受限于風洞尺寸，只能作小型飛行器(如巡航導彈)的全尺寸高空模擬試驗，對于一般的戰斗機或民用客機，則只能作縮尺或部分模型的試驗。

由于高空模擬試驗臺無法完全模擬飛行器外部流動特性，并且我國國內還沒有建設推進風洞，考慮飛行器外部流動的進氣道與發動機相容性匹配試驗在國內還沒有開展過。但是隨著飛行器研制對進氣道與發動機相容性匹配問題的關注和重視，迫切需要開展此類試驗技術的研究和應用［3］。

中航工業空氣動力研究院(以下簡稱氣動院)借助當前的暫沖式高速風洞在國內率先開展了此類試驗技術的研究和應用。受到當前高速風洞尺寸的限制，研究的對象主要是真實彈類等小型飛行器的推進系統。在考慮飛行器外部流動情況下，進氣道內流的動態特性對發動機的起動點火能力和共同工作特性影響較大，而該過程難以在地面進行模擬，因此必須進行基于風洞的進發匹配試驗。

該技術在暫沖式高速風洞實現了真實發動機點火的試驗環境，能夠提供如下功能，從而實現了推進風洞試驗的部分功能:

·檢驗發動機與進氣道匹配起動點火和加速性能;

·檢驗不同迎角和側滑角組合下，發動機與進氣道匹配共同工作性能;

·檢驗燃油系統與發動機起動、加速和工作段的匹配性能;

·獲取發動機在匹配的進氣道條件下的風車轉速特性;

·檢驗模型電氣系統與發動機匹配工作協調性;

·檢驗綜控機與ECU匹配工作性能;

·檢驗發動機參試設備及傳感器環境適應性。

本文就小型飛行器推進系統在高速風洞進行進發匹配測試的特種試驗技術相關的試驗設備、試驗方法、試驗流程以及試驗技術涉及到的環境污染、風洞試驗安全性、模型熱防護等需要解決的幾個關鍵技術問題進行了論述。

1 試驗設備

進發匹配試驗設備主要包括風洞、模型和支撐、動態數據采集設備、風洞測控系統以及專用的模型和發動機測試設備。專用的模型和發動機測試設備由試驗客戶單獨提供和使用，因此不在本文進行討論。

1.1 風洞

進發匹配試驗研究在氣動院FL-3風洞［11］進行。該風洞是一座暫沖下吹式三聲速風洞，試驗段截面尺寸為1.5m×1.6m(寬×高)，試驗段長4.2m，上下壁是22.5%直孔壁，兩側壁為光滑實壁，可進行全模和半模的各種常規/特種試驗試驗。試驗馬赫數范圍為0.3～2.25。風洞備有彎刀機構，可實現迎角α變化范圍－10°～30°，精度可達到±3'，角度變化速度為(2°～10°)/s。

圖1 FL-3風洞Fig.1 FL-3 W ind Tunnel

1.2 試驗模型和支撐

試驗模型的尺寸受風洞試驗段尺寸的限制。試驗模型長度要求在3m以內，模型在風洞中堵塞度在3%以內。對于彈類等小型飛行器來說，模型可以是全尺寸的，帶真實發動機。

根據模型長度和試驗區的長度，確定模型位置，并以此設計風洞彎刀支桿端的加長風洞接頭和變側滑角接頭下板(簡稱變β接頭下板)。利用模型原有的或專門設計的掛架接口支桿，將模型與變β接頭下板連接，并通過原有變β接頭與風洞彎刀支桿端的加長風洞接頭連接，從而實現模型在風洞中的支撐連接。模型掛架中心軸線與模型中心線應保持重合，減小模型周圍流場影響，同時可以實現較大側滑角的變化。典型的模型和支撐結構見圖2所示。

圖2 典型的模型和支撐結構Fig.2 Typical model and support

從圖2可以看到，由于模型是細長體，為減小吹風時模型的振動，額外增加了一根支桿，連接彎刀和模型支撐，增強模型穩定性。但需要確定該支撐形式對進氣道進口及模型周圍流場的干擾情況。為此，有必要進行流場干擾的數值計算，預測是否對進氣道進口及模型周圍流場產生影響。圖3是圖2所示支撐結構的空間流線計算結果。圖3中進氣道進口位于模型的下部和支桿前方，從流線方向可以看出，支桿等支撐結構對進氣道進口周圍流場沒有干擾，支撐結構氣動設計是合理的。

圖3 空間流線圖Fig.3 Spatial stream line results

由于試驗模型和支撐結構都比較細長，在試驗馬赫數以及迎角、側滑角范圍內需要對二者進行強度和剛度校核。目前應用的試驗馬赫數0.3～0.6，迎角范圍為－6°～10°，側滑角－7°～7°。在馬赫數0.3、迎角－6°、側滑角0°試驗狀態下，以圖2所示模型為例進行校核計算，模型自重1kN，升力約為700N。計算得到的強度和剛度結果都很理想，掛架接口支桿前端由形變產生的位移僅為7.6 mm，模型一階固有頻率6Hz，二階固有頻率為8.7 Hz，遠離風洞氣流固有頻率，符合試驗要求。

另外，對較長的模型還可以進行顫振性能的估算。對于圖2所示模型，模型顫振速壓遠遠高于試驗狀態下的吹風速壓，模型在吹風過程中不會發生顫振。

1.3 動態數據采集設備

動態數據采集設備在此類試驗中主要用于風洞啟動后的吹風時間參數測量以及風洞和發動機協同工作的信號觸發和傳達。

動態數據采集設備［12］單路最高采樣率250 kHz，系統總精度優于0.1%。設備自帶軟件可以定制友好的用戶界面，并能進行所有的設置及采集控制。設備實物見圖4。

圖4 動態數據采集設備Fig.4 Dynam ic data acquisition devices

1.4 風洞測控系統

FL-3風洞的測控系統主要由主控計算機、流場調節計算機、迎角控制計算機、VXI采集計算機、電子掃描閥系統、采集計算機、數據處理計算機和數據分析計算機組成，計算機之間通過以太網相互通信并實現資源共享。采用現場總線技術，將所有過程控制的現場設備進行分布式管理與控制［13］。

2 試驗方案

小型推進系統進發匹配試驗作為一種特種試驗，與常規的進氣道性能試驗和噴流試驗［14］相比，其顯著特點是需要在風洞有來流的情況下進行真實發動機點火，尾噴口產生溫度很高的尾焰，形成熱噴流。因此，試驗方案需要對環境污染、風洞試驗安全性、模型熱防護等關鍵問題進行可行性論證，涉及尾氣排放成分分析和危害分析、溫度場分布模擬計算、風洞熱防護設計等多個領域。對其他現有風洞試驗技術［15］來說，這些問題都沒有涉及到，風洞使用者需要解決這些問題，才能確保這類試驗能夠開展下去。

2.1 環境污染分析

在試驗協調階段，需要試驗單位提供發動機點火的燃燒剩余物及濃度量級(如表1所示)，用于尾氣排放成分分析和危害分析。

表1 燃燒剩余物成分和含量Table 1 Composition and content of combustion residues

按照表1的發動機尾氣燃燒剩余物含量，結合《大氣污染物綜合排放標準》［16］，燃燒剩余物中有害成分的濃度含量量值都很小，均不超標，而且FL-31風洞為直流下吹式，風洞試驗次數也很少，由此產生的很少量有害氣體能通過消音塔直接排放到大氣中，不會對人體和環境造成影響。

2.2 風洞試驗安全性

在試驗協調階段，需要試驗單位提供發動機地面點火工作的尾焰溫度場數據(圖5)。在風洞適當位置安放模型，并采取適當的熱防護手段，可以保證發動機尾焰不會對模型下游風洞結構和設備造成損害。此外，要求模型油料內置，不需要外設油路，不存在起火隱患。

圖5 發動機尾焰溫度場Fig.5 Tem perature field of flam e at engine exit

為滿足試驗需求，仍需要對試驗狀態下的溫度場模擬計算、模型連接形式、最終安裝位置及熱防護形式等核心問題進行進一步研究，確定最終試驗方案，以保證試驗順利進行。

2.3 溫度場數值計算

為了確定尾焰對流場影響，明確尾焰高溫部分對風洞影響范圍，需要進行尾焰溫度場模擬計算，預估在試驗包線的典型狀態下，點火狀態時的溫度場和壓力場分布。以圖2模型和支撐為例進行說明，計算參數見表2。

表2 溫度計算條件Table 2 Com putational conditions of tem perature fields

本文僅對M=0.3、α=0°、β=0°試驗狀態的計算結果進行簡要分析。圖6和圖7是M=0.3、α=0°、β=0°下的溫度場分布情況。從CFD模擬結果分析得到，高溫噴流對尾噴口附近溫度影響較為劇烈，距離尾噴口愈遠，高溫噴流溫度影響范圍則大幅減弱。由于風洞來流溫度僅為288K左右，使噴流溫度在周向范圍得到大幅減弱，小迎角和小側滑角工況下影響范圍基本被限制在試驗模型后體直徑內。其他迎角、側滑角狀態數值計算表明，彎刀接頭和接頭后部溫度提高十分有限，溫度處于300 K附近;洞壁上的溫度在迎角為10°、側滑角為0°時升高最高，溫度約為320K，與風洞來流溫度十分接近，不會對風洞結構和設備造成不良影響。

圖6 風洞剖面溫度場分布Fig.6 Tem perature fields of w ind tunnel section

圖7 彎刀表面和洞壁表面溫度分布Fig.7 Tem perature fields of model strut surface and tunnel lower wall

2.4 熱防護

由于此類試驗包括真實發動機點火項目，模型發動機尾焰對于風洞流場、洞壁和支撐機構是否造成影響，需對尾焰影響進行熱防護計算和設計。

2.4.1 傳熱計算

計算時假設尾噴口熱氣將周圍流場迅速加熱至相同溫度，以流場速度打到洞壁及彎刀表面，且不考慮吹風帶走熱量。以圖2模型和匹配的發動機為例，其傳熱計算結果見圖8。

圖8 彎刀表面和洞壁表面溫度隨時間變化Fig.8 Temperature variations w ith time on model strut surface and tunnel side wall

2.4.2 熱防護設計

由圖8計算結果可知，彎刀及洞壁表面均不需熱防護。但電纜線從掛架支桿伸出，經風洞接頭到達彎刀后伸入地下，而電纜線正常工作溫度在70℃以下，必須對其進行保護。

經過調研和篩選，采用隔熱套管對電纜線進行包裹，保證其在點火過程的最高溫度時不會受到損壞。

隔熱套管有多種，其中常用的有兩種。第一種隔熱套管材質為內胚層采用加厚型玻纖強化編織而成，外層再覆以厚實的“冷藍”硅橡膠，能把194℃的溫度降低至約54℃，人體接觸不會造成傷害。第二種材質為高蓬松性玻璃纖維，表面涂氧化鐵紅硅膠，無毒，柔軟有韌性，可任意彎曲扭轉，可連續暴露于260℃的高溫中而不受損壞，最高1090℃的溫度下可承受5～10min，在1650℃的高溫下則可承受15～30 s，耐受(7～10)kV。

3 試驗方法及流程

這類進發匹配試驗，不僅需要控制發動機狀態轉換并記錄相關參數、各傳感器數據采集和測量、控制風洞的運行和停車，而且需要保證三者之間的控制順序并且保證時間軸的統一性，故每次車運行方式需要嚴格按照要求執行。

試驗進行順序如下:設備準備就緒后，風洞開始吹風，10 s后下達各個指令，在點火角度進行點火，發動機正常起動后，進行迎角變化，記錄各試驗參數。試驗采用固定馬赫數、固定側滑角，連續變迎角方式進行。

圖9給出了風洞試驗的流程圖。針對該流程，專門制定了《試驗實施細則》，給出了試驗過程中各崗位到位的口令，在試驗前進行口令預演，確保實施過程的順暢。

圖9 試驗系統流程圖Fig.9 Test system flow charts

此外，由于試驗的特殊性，試驗過程具有一定的危險，為此制定了《應急預案及防護措施》，各個崗位負責人嚴格遵守崗位職責。為了實時監控發動機點火過程，在風洞試驗段頂部安裝高清攝像頭，隨時觀察試驗模型發動機尾噴口周圍點火情況及監測工作電纜線情況。在吹風過程中通過在模型頭部合適位置加裝加速度計，實時測量并記錄模型吹風時的加速度，一旦發生意外抖動可以通過觀測及時停車。

4 試驗結果分析

此類試驗的試驗數據主要來自于發動機工作狀態及各類傳感器信號的采集結果，如圖10所示。例如根據發動機ECU發出的轉速信號判斷發動機在不同工作狀態下轉速是否正常，加速時間是否符合預期;根據在發動機表面和模型內部加速度計測量的振動信號，分析試驗過程中有無異常;根據安裝在泵前和泵后的兩個油壓傳感器，實時監測油壓信號。從以上設備測得的數據可以看出推進系統在每個工作狀態中隨著轉速變化，油壓信號與振動信號反映出發動機及燃油系統工作是否正常，進發匹配有無問題。

圖10 發動機工作狀態及各類傳感器信號Fig.10 Engine work status and various sensor signals

圖10結果表明使用的進氣道和發動機能夠在總體要求的馬赫數、迎角和側滑角組合狀態下正常起動，起動時間滿足要求。在規定的馬赫數、攻角和側滑角組合狀態下發動機與進氣道均正常匹配工作。

5 結論

本文介紹了在1.5m×1.6 m暫沖式高速風洞實現的彈類等小型飛行器推進系統進發匹配測試的特種試驗技術。主要結論如下:

1)小型推進系統進發匹配高速風洞試驗表明:小型推進系統進發匹配高速風洞試驗各關鍵技術合理、可行。該技術通過采集和監測發動機工作狀態及各類傳感器信號，分析判斷發動機與進氣道是否正常匹配工作。試驗模型長度限制在3 m以內，試驗馬赫數0.3～2.25，迎角范圍－6°～10°，側滑角－7°～7°。

2)該試驗技術使得目前的高速風洞具備了小型推進系統點火熱噴的試驗能力，為小型推進系統在模擬外流流動條件下的進發匹配測試提供了良好的試驗環境，將原本只有在飛行試驗中才能暴露出來的問題，僅通過風洞試驗就將問題暴露并得到良好的解決，大大節約了研制成本，具有良好的工程應用價值。

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Investigation of special test technique for inlet and engine matching of small-size propulsion system in high speed w ind tunnels

Ma Xiaoguang*，Cheng Yajun，Zhao Lyubo，Li Jiahong，Wang Xudong
(Aero Science Key Lab of High Reynolds Aerodynamics Force at High Speed，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang 110034，China)

A special test technique applied to inlet/engine matching of small-size propulsion system is developed in a high speed wind tunnel，the purpose is to predict and verify the characteristics of inlet/ engine matching for the propulsion system of a small-size flying vehicle such as a cruise missile.Analysis of the aerodynamic and structural issues on the test model and support system，test plan，test methods and the related procedures，as well as the evaluation of environment pollution，test safety and model protection are represented.Tests show that the technique applied to the available intermittent wind tunnels is able to solve inlet/engine matching in the phase of ground testing，plays the roles of high altitude test beds and propulsion wind tunnels，and provides a good test environment of outer airflow simulation for small-size propulsion systems.The technique is of practical and applicable value.

propulsion system;inlet;engine;inlet/engine matching;wind tunnel test

V211.753

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0120

0258-1825(2016)03-0386-06

2015-07-01;

2015-11-05

馬曉光*(1978-)，男，陜西人，高級工程師，研究方向:進氣道風洞試驗技術.E-mail:kuelite@126.com

馬曉光，程雅君，趙綠波，等.小型推進系統進發匹配高速風洞特種試驗技術研究［J］.空氣動力學學報，2016，34(3):386-391.

10.7638/kqdlxxb-2015.0120 Ma X G，Cheng Y J，Zhao L B，et al.Investigation of special test technique for inlet and engine matching of small-size propulsion system in high speed wind tunnels［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):386-391.