三軸承推力矢量噴管推力性能試驗研究

解 亮，李慶林，張 馳，盛 超，杜寅威

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽 110015）

0 引言

大偏角推力矢量是目前垂直/短距起飛、降落（Vertical and/or Short Take-off and Landing，V/STOL）飛機的必備功能[1]。一般戰斗機的推力矢量噴管主要用于提高其機動能力，偏轉角度較小（±15°），而V/STOL飛機要求推力矢量偏轉90°甚至超過90°。三軸承推力矢量（3-Bearing Swivel Duct，3BSD）噴管由3段可以相互旋轉的噴管組成，可實現整體大角度偏轉，具有偏轉范圍大（縱向偏轉大于90°）、結構緊湊和氣動效率高等優點，可滿足V/STOL 戰斗機巡航和起降時的不同推力方向要求，對飛機體積影響小、結構質量增加小，可以滿足現代V/STOL 戰斗機對超聲速飛行和隱身性能的需要[2-3]。

美國自20世紀60年代就提出了旋轉式矢量噴管的概念。1967 年GE 公司在JT8D 發動機上對三軸承偏轉噴管進行了首次氣動性能試驗[4]；美國德克薩斯大學Terrier 博士與LMT 公司研究了三軸承推力矢量噴管的整機工作特性[5-7]；LMT 公司闡述了飛機近地面時的流動現象，發展了計算升力損失的數值模型并將計算結果與試驗結果進行對比，驗證了數值模型的準確性[8]。目前三軸承推力矢量噴管是V/STOL 飛機最有效的推力矢量形式，已成功應用于F-35B 戰斗機[9]。前蘇聯設計的三軸承噴管與西方國家設計的噴管的偏轉原理相同，但在型面設計上略有不同，噴管在0°狀態下略有彎曲。該型噴管已應用于Yak-141 戰斗機，但由于前蘇聯的解體及研制經費的欠缺，對Yak-141戰斗機的研制于1991年終止[10]。中國在V/STOL三軸承推力矢量噴管方面的技術基礎幾乎處于空白狀態，研究工作處于跟蹤分析的層面。楊喜立等[11]開展了V/STOL 飛機飛行動力學和綜合協調控制方面的研究；劉帥等[12]開展了三軸承偏轉噴管設計技術研究；洪亮等[13]開展了噴管近地面條件下的靜、動態升力損失的數值模擬；張義均[14]等提出了三軸承噴管結構設計方法并對靜態推力進行了測量。

本文以三軸承推力矢量噴管為研究對象，開發解耦算法并應用于矢量推力試驗數據處理，測取不同落壓比下矢量推力隨偏轉角度變化的情況，為V/STOL飛機動力裝置研制提供技術儲備。

1 試驗系統

1.1 研究對象

研究可偏轉90°的混合器筒體不同排氣角度和落壓比時的推力性能，為V/STOL 發動機三軸承推力矢量噴管的研究提供參考依據。試驗件模型如圖1 所示。在試驗中為實現三軸承推力矢量噴管不同偏轉狀態只需將第1、2、3 段筒體旋轉相應的角度，即通過拆裝安裝邊2、3、4 上的螺栓進行位置調整。順航向順時針旋轉為正，逆時針旋轉為負。具體調整過程為：圓段固定不動，第1、2、3 段筒體旋轉的角度分別為ω1、ω2、ω3。各安裝邊周向均勻分布36 個螺栓孔，具體調整方案見表1。

圖1 三軸承推力矢量噴管模型

表1 三軸承推力矢量噴管偏轉角度調整方案（°）

1.2 六分力測量試驗臺簡介

1.2.1 功能概述

六分力測量試驗臺總空氣流量最大值為55 kg/s，采用標準孔板流量計測量；軸向力為±50 kN；俯仰力為±20 kN；偏航力為±20 kN，進氣溫度為常溫，具備噴管0°～90°排氣、反推排氣試驗能力。

試驗排氣裝置采用可變角度排氣結構，具備不同角度排氣氣流收集、導出能力。在試驗件出口安裝了多支壓力測量受感部，驗證該裝置對噴管流場的影響，同時采用流體仿真軟件進行數值計算。試驗和計算結果均證明該裝置對噴管流場無影響。試驗件及排氣裝置如圖2 所示，不同偏轉角度試驗件現場安裝情況如圖3所示。

圖2 試驗件及排氣裝置

圖3 不同偏轉角度試驗件現場安裝情況

1.2.2 六分力測量

六分力測量試驗臺測力天平安裝于試驗臺架上，利用剛體的平衡原理，在空間方向布置6 支高精度力傳感器，以限制被測件的6個自由度（3個移動自由度和3 個轉動自由度），使其處于靜定平衡狀態。當試驗件工作時，通過傳感器測得相應方向上的分力，根據分力的作用點和方向合成空間向量，求出推力向量的大小、方向和作用點。六分力測力臺架主要由定架、動架、6 組測力組件（F1～F6）、8 組保險限位裝置等部分組成，如圖4所示。

圖4 六分力測量臺架

定架設計具有足夠的剛性，在承受主推力和側向力時變形很小，能最大限度減少各分力的相互干擾，以滿足力值測量精度的要求。動架外部有6 個著力點，試驗件通過固定管道把產生的矢量力傳遞到6 組測力組件上。動架也具有足夠的剛性和合理的著力點，同時盡量減輕質量，以減小對推力測量的影響。測力組件由6 支高精度力傳感器（Interface 1200 系列）、萬向撓性件和相應接頭組成。為了增加測力組件的柔性，減小其相互之間的影響，6 組測力組件每組使用2個萬向撓性件。各分力布置如圖5所示。該分力布置時在動架F4測力組件處增加了1 組水平約束，可以有效減小動架的橫向位移。

圖5 六分力臺架的分力布置

為準確測量六分力，需要消除管道約束力和氣動力。由于測力臺架空間有限，同時要安裝加溫裝置，需要密封裝置盡可能結構緊湊。傳統方法消除管道中傳遞的力多采用軟管（膨脹節）連接，結構簡單，但當空氣流量達到幾十千克每秒時，其氣流擾動不可消除，同時大尺寸軟管的剛度也不能忽略。

本試驗臺進氣密封裝置采用非接觸篦齒密封，進氣方式采用對稱并垂直于主管道進入整流段，無附加氣動力。

1.3 測試方案

在三軸承試驗件入口進行總壓、總溫、靜壓測量，入口測試座布置在收縮測試段上，測試座共2處，沿周向呈90°布置。每個測試座布置1根測試耙，每根測試耙上的測點分布如圖6 所示。環境背壓采用大氣壓力計測量。

圖6 試驗件入口測點分布

2 試驗數據處理

2.1 試驗數據采集和計算

每個測量參數的試驗數據均重復采集10 次以上，并對每個參數的每組數據用格拉布斯判據處理。試驗件進口總壓平均值Ptj采用加權平均法計算

式中：n為測點數量；Ptj,i為第i點的進口總壓。

矢量力測量根據圖5中的分布有

式中：Fx為軸向力；Fy為偏航力；Fz為俯仰力；F1～F6為傳感器測量值，F1=k1u1+c1，F2=k2u2+c2，F3=k3u3+c3，F4=k4u4+c4，F5=k5u5+c5，F6=k6u6+c6，u1～u6為在某一方向施加力或者力矩時，經過數據采集卡采集的傳感器原始電壓值，ki為各傳感器系數，ci為各傳感器零點。

矢量推力合力Fn為

噴管落壓比NPR為

式中：P0為環境背壓。

2.2 采用解耦算法修正矢量力測量數據

2.2.1 六分力臺架耦合分析

在六分力臺架標定過程中發現傳感器之間存在著耦合現象。所謂耦合就是加單向標定力時，理論上只有該方向傳感器有輸出，但在實際標定過程中發現幾乎各路傳感器都有輸出。如果不解耦，那么傳感器的測量精度將可能被耦合誤差所掩埋，大大降低了系統的測量精度。因此，有必要對試驗數據解耦。

要消除耦合對測量結果產生的影響，通常采用2種方法：（1）從耦合產生的根源入手，涉及到對臺架的彈性力學分析，由于試驗臺架結構復雜而難以實現；（2）采用解耦算法，通過數學處理的方法消除耦合作用，這種方法簡單有效[15-16]。

2.2.2 解耦算法

根據圖5中力的分布建立六分力臺架的力學模型

式中：Ldc、Loe、Lae為各點之間的距離；Mx、My、Mz分別為x、y、z方向力矩。

六分力測量臺架各傳感器之間存在著耦合，耦合的程度可以用網絡的權值來表示，如圖7 所示。其中Fx、Fy、Fz、Mx、My和Mz是解耦后各維的真實受力數值，aij表示第i維對第j維的影響程度，也就是耦合度；bi為偏差量[17]。

圖7 六分力測量傳感器靜態解耦網絡模型

考慮耦合情況，不計算力矩時將式（5）改寫成矩陣形式

根據本試驗臺六分力測量臺架各分力布置情況，規定矩陣[A]中的a11、a22、a23、a34、a35、a36的值采用校準得到的力傳感器系數，帶入式（10）中求解矩陣[A]中其余系數。整理式（10）得到

令[ux]=（u2,u3,u4,u5,u6,1）、[uy]=（u1,u4,u5,u6,1）、[uz]=（u1,u2,u3,1），將式（11）改寫為

根據式（12）求解某一方向系數時，僅需對其余方向的標定數據進行處理，最終得到解耦矩陣[A]，應用解耦矩陣[A]對矢量推力進行修正（式（6））。

2.2.3 耦合誤差計算

試驗臺六分力臺架的標定采用獨立標定方式，即分別向動架施加不同方向的標定力，讀取該方向傳感器的輸出電壓值，并計算其標定參數。

在某一方向上施加載荷時，由于耦合的原因，在其他方向也測得了力值。規定各方向產生力的偏差之和與理論力的比值為耦合誤差，其計算公式為

式中：Δx、Δy、Δz為相應方向的耦合誤差；δFx、δFy、δFz為相應方向的推力測量值與理論值之差；ki、ci為第i個力傳感器系數，由標定數據直接線性回歸得到。

標定數據未采用解耦算法和采用解耦算法處理后的耦合誤差計算結果見表2。從表中可見，除Fz外（該方向耦合誤差解耦前已經很小），各方向耦合最大誤差都明顯增大，尤其是Fy耦合誤差比較嚴重；耦合現象并沒有完全消除，這主要是由于各方向之間的非線性耦合引起的。當對任一方向獨立加載時，其余方向采用的擬合方法是線性最小二乘法，忽略了臺架非線性因素產生的影響。如果需要進一步提高解耦精度，可采用非線性擬合方法對測量結果解耦，這是今后提高解耦精度的研究方向。

表2 標定數據解耦前后耦合誤差計算結果

2.3 不確定度分析

（1）試驗件壓力參數采用壓力掃描閥測量，精度為±0.5%；

（2）試驗中溫度參數采用熱電偶測量，精度為±1%；

（3）試驗件進口空氣流量采用標準流量孔板測量，精度為±1.5%；

（4）采用六分力測力臺架測量筒體試驗件推力，測量傳感器采用美國Interface 測力傳感器，其綜合精度為0.03%；

（5）試驗臺溫度、推力等信號由EX-1000TC 采集，實現與測試系統的連接，采集系統誤差為0.5%；

（6）在六分力試驗推力測量過程中產生的誤差主要有傳感器測量、各測力組件相互干擾和標準力分配帶來的誤差，即

式中：δA為測量誤差，由集中矢量力標定結果計算得出，表達了單一傳感器的輸出誤差，綜合精度為0.03%；δB為耦合誤差，指各力間相互干擾（干擾小時可不修正）的誤差，根據表2 中的計算結果，軸向干擾誤差最大值為0.44%，俯仰方向的干擾誤差最大值為0.79%，偏航方向沒有測得推力，本次分析不作考慮；δC為標準力分配誤差，由標準力分配公式計算得出，計算過程如下：

根據圖5中力的分布，令Loe=L1，Lof=L2，則

式中：δfi=δC。

本次三軸承推力矢量噴管推力測量只有軸向力和俯仰力，故軸向力的誤差為

考慮到采集系統的誤差為0.5%，故軸向力測量誤差不大于1%。

俯仰力的誤差為

考慮到采集系統的誤差為0.5%，故俯仰力的誤差不大于2%。

從上述不確定度分析可知，采用本文采用的試驗方法可以得到較為精確的試驗結果。

3 試驗結果與分析

通過三軸承推力矢量噴管推力試驗完成了在不同噴管落壓比和偏轉角度下的推力測量，同時采用第2.2節所述的解耦方法對試驗數據解耦。該試驗件的推力試驗結果如圖8所示，試驗中未測得偏航力Fy的數值。從圖中可見：（1）隨著偏轉角度的增大，矢量推力Fn在小偏轉角度下減小量較小，當偏轉角度大于60°時，矢量推力減小量變大；（2）隨著偏轉角度的增大，軸向力Fx減小，俯仰力Fz增大，且推力偏轉角與噴管偏轉角一致；（3）隨著落壓比的增大，矢量推力增大。

圖8 在不同落壓比下推力隨噴管偏轉角度的變化規律

文獻[14]搭建的三軸承推力矢量噴管測力試驗臺如圖9 所示，其測得的推力特性結果如圖10 所示。從圖中可見，隨著矢量偏轉角度的增大，噴管的推力損失加大，偏轉角度在90°時推力損失約為40%。

圖9 三軸承推力矢量噴管測力試驗臺

圖10 推力隨偏轉角度變化規律

本文試驗結果與文獻[14]中的規律一致，但推力損失更小，主要因為文獻[14]中的供氣采用電動涵道風扇，隨著噴管偏轉三軸承噴管進口參數發生變化，造成推力損失過多。

4 結論

（1）構建了三軸承推力矢量噴管推力試驗臺，應用六分力臺架進行矢量力測量；采用對稱并垂直進氣方式、非接觸密封結構和新型排氣裝置，消除了氣動力影響。

（2）根據六分力測量臺架特點，完成了六分力臺架的耦合分析和解耦方法研究，并應用于三軸承推力矢量噴管大偏角推力數據解耦。

（3）對三軸承推力矢量噴管的推力進行測量可知，隨著噴管偏轉角度的增大，矢量推力在小偏轉角度下減小量較小，當偏轉角度大于60°時，矢量推力減小量變大；隨著偏轉角度的增大，軸向力減小，俯仰力增大，且推力偏轉角與噴管偏轉角一致；隨著落壓比的增大，矢量推力增大。