一種進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)地面匹配試驗(yàn)方法

馮文梁，姚皆可，周 偉

（成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，成都 610092）

符號表

We實(shí)際流量（聲速噴嘴測量得到）

Wa計(jì)算流量

Ma/MaX進(jìn)氣道出口平均馬赫數(shù)

σ/σX進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)

Tu/TuX紊流度

Δσ/ΔσX周向畸變指數(shù)

W/WX綜合畸變指數(shù)

p02/p02X進(jìn)氣道出口平均總壓

pij穩(wěn)態(tài)總壓測點(diǎn)測量值

pm靜壓測點(diǎn)測量值

p0k脈動總壓測點(diǎn)測量值

下標(biāo)X經(jīng)過流量修正后的修正值

下標(biāo)i=1,…,5 穩(wěn)態(tài)總壓測點(diǎn)沿周向

下標(biāo)j=1,…,8 穩(wěn)態(tài)總壓測點(diǎn)沿徑向編號

下標(biāo)m=1,…,8 靜壓測點(diǎn)編號

下標(biāo)k=1,…,8 脈動總壓測點(diǎn)編號

p0來流總壓

Tuk測點(diǎn)紊流度

p0k測點(diǎn)動態(tài)壓力值

p0k測點(diǎn)動態(tài)壓力的時間平均值

T試驗(yàn)段溫度

A進(jìn)氣道出口面積

q（λ） 氣體函數(shù)

λ速度系數(shù)

γ比熱比，對于空氣取γ=1.4

0 引言

由于新一代軍用飛機(jī)更為復(fù)雜的作戰(zhàn)和隱身要求，使得進(jìn)氣道形狀越來越復(fù)雜，造成發(fā)動機(jī)進(jìn)口的流場畸變增大，導(dǎo)致進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)匹配問題更加突出，嚴(yán)重影響發(fā)動機(jī)乃至整個推進(jìn)系統(tǒng)的穩(wěn)定性和綜合性能。因此，為了保證整個飛行包線內(nèi)飛機(jī)的飛行安全，盧燕等[1-3]通過試驗(yàn)與數(shù)值仿真、趙鶴書等[4-5]通過理論研究對進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)共同工作問題進(jìn)行研究，這些方法具有非常重要的借鑒和參考意義。

國外航空事業(yè)起步較早，對進(jìn)/發(fā)匹配問題的研究較為深入，美國動力工程學(xué)會的相關(guān)報(bào)道[6-8]提出進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的匹配工作與流量特性的匹配有關(guān)，流量匹配特性不佳導(dǎo)致小流量下進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)匹配困難；David等[9-11]指出了進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的匹配與流場特性的匹配有關(guān)，流場特性匹配不好，會造成進(jìn)氣道出口產(chǎn)生較大的進(jìn)氣壓力畸變，嚴(yán)重時可能造成進(jìn)氣道失穩(wěn)，從而使發(fā)動機(jī)不能正常工作。針對以上問題，楊國才等[12-13]提出了進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)匹配的力學(xué)模型方法、縮比模型與全尺寸模型的試驗(yàn)方法等，對航空發(fā)動機(jī)的發(fā)展具有重大的推動作用。中國航空事業(yè)起步較晚，在進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)匹配研究方面公開的資料和文獻(xiàn)較少。施磊等[14]通過改進(jìn)斜板調(diào)節(jié)規(guī)律解決了發(fā)動機(jī)在跨聲速小流量下出現(xiàn)的失速和喘振問題；任智博等[15]通過對進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)開展優(yōu)化降低了進(jìn)氣道壓力畸變及發(fā)動機(jī)對穩(wěn)定裕度的需求；劉永泉等[16-17]對航空發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定性設(shè)計(jì)及應(yīng)用進(jìn)行了研究。然而，目前國內(nèi)外還沒有飛機(jī)采用背負(fù)式近距并列雙發(fā)雙S彎進(jìn)氣道的先例；同時根據(jù)以往設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，地面開車0風(fēng)速是整個飛行包線內(nèi)進(jìn)氣道性能較為惡劣的狀態(tài)點(diǎn)，此時進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)共同工作點(diǎn)總壓恢復(fù)系數(shù)較低，綜合畸變指數(shù)較大，嚴(yán)重時可能超出發(fā)動機(jī)要求。因此，必須對地面狀態(tài)的進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)匹配問題進(jìn)行研究，以確保飛機(jī)地面滑行和飛行安全。

本文以背負(fù)式并列雙發(fā)雙S彎進(jìn)氣道為研究對象，提出了一種驗(yàn)證地面狀態(tài)進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)匹配安全性的試驗(yàn)方法。

1 試驗(yàn)說明

為了考察全尺寸進(jìn)氣道與真實(shí)發(fā)動機(jī)的地面匹配安全性，主要的試驗(yàn)件有進(jìn)氣道及唇口，同時，增加進(jìn)氣口前機(jī)身蒙皮及進(jìn)氣道上部前蒙皮，以便更加真實(shí)地模擬進(jìn)氣口周圍的氣流流動情況。由于地面試驗(yàn)臺架上只能安裝1臺發(fā)動機(jī)和一側(cè)進(jìn)氣道，因此，為了考察雙發(fā)工作情況，在進(jìn)氣道進(jìn)口前飛機(jī)對稱面位置設(shè)置隔板，阻止另一側(cè)氣流卷入工作側(cè)進(jìn)氣道，考慮隔板附面層影響，根據(jù)地面狀態(tài)時進(jìn)氣道入口處氣流速度及隔板長度，按照平板附面層理論計(jì)算得到附面層厚度約為2.2 mm，因此隔板向沒有發(fā)動機(jī)一側(cè)偏移2.2 mm；當(dāng)模擬單發(fā)工作時則去掉隔板。所以，本次試驗(yàn)的試驗(yàn)件包括左側(cè)進(jìn)氣道、唇口、進(jìn)氣口前機(jī)身蒙皮、進(jìn)氣道上部前蒙皮、隔板，各試驗(yàn)件的連接如圖1所示。

圖1 各試驗(yàn)件連接

試驗(yàn)狀態(tài)定義如下：

狀態(tài)1：加裝隔板模擬雙發(fā)正常工作；

狀態(tài)2：取消隔板模擬單發(fā)停車。

2 試驗(yàn)原理

2.1 進(jìn)氣道出口參數(shù)計(jì)算

進(jìn)氣道出口參數(shù)測量通過在進(jìn)氣道出口測量段安裝測壓耙，耙上布置總壓、靜壓、脈動壓力測點(diǎn)，測點(diǎn)分布形式為：沿周向布置8個測壓臂，每個測壓臂上按等環(huán)面積布置5個穩(wěn)態(tài)總壓測點(diǎn)，共40個點(diǎn)；在最外等環(huán)面沿周向布置8個脈動總壓測點(diǎn)；在管壁上沿周向布置8個穩(wěn)態(tài)靜壓測點(diǎn)。進(jìn)氣道出口截面壓力測點(diǎn)分布如圖2所示。

圖2 進(jìn)氣道出口截面壓力測點(diǎn)分布

根據(jù)總壓傳感器測量結(jié)果，計(jì)算進(jìn)氣道出口參數(shù)按照各測壓臂φ，將相鄰的σj用直線連接，得到隨φ變化的連續(xù)函數(shù)σ(φ)，找出低壓區(qū)（σj＜σ）的個數(shù)，對每個低壓區(qū)用線性插值求出區(qū)域邊界φ1和φ2，計(jì)算出低壓區(qū)的σdj

式（1）~（7）為穩(wěn)態(tài)參數(shù)計(jì)算。Tu根據(jù)動態(tài)總壓測點(diǎn)值計(jì)算得到

W為Δσ0與Tu之和

根據(jù)一元等熵流動關(guān)系式

得到

其中

根據(jù)進(jìn)氣道出口參數(shù)計(jì)算得到

根據(jù)一元等熵流動關(guān)系式及氣體函數(shù)與速度系數(shù)的關(guān)系，推導(dǎo)得出[18]

2.2 進(jìn)氣道流量標(biāo)定試驗(yàn)

在式（17）中，進(jìn)氣道出口流量根據(jù)進(jìn)氣道出口參數(shù)計(jì)算得到，與真實(shí)流量有一定偏差。因此，為了獲得更加準(zhǔn)確的進(jìn)氣道出口參數(shù)，將地面吹風(fēng)試驗(yàn)艙關(guān)艙，采用上游供氣、下游抽氣的方法，通過進(jìn)氣道出口測壓耙測量進(jìn)氣道出口總壓、靜壓及脈動總壓，同時，在試驗(yàn)過程中保證試驗(yàn)密閉艙內(nèi)環(huán)境與當(dāng)?shù)卮髿猸h(huán)境相同。試驗(yàn)采用聲速噴嘴進(jìn)行流量校準(zhǔn)，可校準(zhǔn)的范圍為4.0~8.5 kg/s。流量標(biāo)定試驗(yàn)原理如圖3所示。進(jìn)氣道實(shí)際流量We通過聲速噴嘴控制得到，計(jì)算流量通過式（17）計(jì)算得到，通過流量標(biāo)定建立計(jì)算流量與實(shí)際流量的關(guān)系

圖3 流量標(biāo)定試驗(yàn)原理

按照流量標(biāo)定試驗(yàn)結(jié)果對進(jìn)氣道出口參數(shù)進(jìn)行修正，修正方法為：

根據(jù)式（17）、（18）得到

根據(jù)式（19）、（20）得到

根據(jù)式（21）對p02進(jìn)行修正得到p02X，其中，對σX和σX不進(jìn)行修正。修正后的σX通過式（1）計(jì)算得到，根據(jù)式（15）對進(jìn)行修正得到MαX。通過修正前Mα與MX的關(guān)系擬合插值得修正后MαX下的Δσ0X，Tu反映壓力脈動強(qiáng)度，不進(jìn)行修正。

2.3 進(jìn)氣道地面抽吸試驗(yàn)

為了獲取全尺寸進(jìn)氣道出口參數(shù)，在地面吹風(fēng)試驗(yàn)艙內(nèi)，采用試驗(yàn)艙門敞開、下游抽吸的方法，通過進(jìn)氣道出口截面壓力測點(diǎn)測量值，根據(jù)式（1）~（18）計(jì)算得到進(jìn)氣道總壓恢復(fù)特性、畸變特性和出口平均馬赫數(shù)。地面抽吸試驗(yàn)原理如圖4所示。

圖4 地面抽吸試驗(yàn)原理

2.4 進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)地面匹配試驗(yàn)

將真實(shí)進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)對接，固定在地面試車臺上，起動發(fā)動機(jī)，考察發(fā)動機(jī)在慢車、80%、90%、95%、100%轉(zhuǎn)速下以及加減速過程中，單發(fā)停車和雙發(fā)工作時進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的匹配安全性。

3 結(jié)果及分析

3.1 流量標(biāo)定試驗(yàn)

在流量標(biāo)定試驗(yàn)中，實(shí)際流量We通過聲速噴嘴控制得到，計(jì)算流量根據(jù)進(jìn)氣道出口測壓耙測量值并通過式（17）計(jì)算得到。對于試驗(yàn)狀態(tài)1、2，通過最小二乘法擬合，得出流量校準(zhǔn)曲線如圖5所示。從圖中可見，試驗(yàn)狀態(tài)1、2流量修正系數(shù)分別為C1=0.958、C2=0.957，二者數(shù)值相當(dāng)，可以認(rèn)為不同試驗(yàn)狀態(tài)對流量標(biāo)定結(jié)果無影響，因此，取流量修正系數(shù)為0.957。

圖5 不同試驗(yàn)狀態(tài)流量校準(zhǔn)曲線

3.2 地面抽吸試驗(yàn)

3.2.1 試驗(yàn)結(jié)果分析

目前進(jìn)氣道性能的獲取主要以縮比模型進(jìn)氣道測壓風(fēng)洞試驗(yàn)為主，該方法是國內(nèi)外公認(rèn)的進(jìn)氣道性能獲取的主要手段之一[19]。在首次飛行之前，為了確保進(jìn)/發(fā)匹配安全，進(jìn)氣道性能研究的主要手段是風(fēng)洞試驗(yàn)，其數(shù)據(jù)準(zhǔn)確度可滿足工程使用要求。為了對比全尺寸進(jìn)氣道性能，選取的對比數(shù)據(jù)為該進(jìn)氣道縮比模型在南京航空航天大學(xué)NH-2低速風(fēng)洞的吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果。

不同試驗(yàn)狀態(tài)地面抽吸試驗(yàn)與縮比模型進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)氣道出口性能的對比如圖6所示。

圖6 進(jìn)氣道性能對比

從圖中可見：

（1）與狀態(tài)2相比，狀態(tài)1的總壓恢復(fù)系數(shù)較低、畸變指數(shù)較大，表明單發(fā)停車狀態(tài)進(jìn)氣道性能優(yōu)于雙發(fā)正常工作狀態(tài)的，這主要是由于地面狀態(tài)為進(jìn)氣道抽吸狀態(tài)，單發(fā)停車時進(jìn)氣道從四周抽吸進(jìn)氣，而雙發(fā)工作時無法從另一側(cè)進(jìn)氣道抽吸進(jìn)氣，因此單發(fā)停車進(jìn)氣道進(jìn)氣較雙發(fā)工作進(jìn)氣道進(jìn)氣均勻，從而導(dǎo)致單發(fā)停車時進(jìn)氣道性能優(yōu)于雙發(fā)工作時的，這與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果一致，證明了在進(jìn)氣道入口前飛機(jī)對稱面位置加裝隔板起到一定的模擬雙發(fā)正常工作的作用；

（2）與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相比，采用同樣形式和測壓點(diǎn)分布的測量段，狀態(tài)1、2的總壓恢復(fù)和畸變均優(yōu)于縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，這是由于縮比模型尺寸較小，總壓測量耙對流場的阻滯干擾較全尺寸的大；

（3）對于進(jìn)氣道穩(wěn)態(tài)畸變的獲取可以通過試驗(yàn)或CFD仿真得到，而紊流度的獲取只能在試驗(yàn)中通過脈動壓力傳感器測量得到。因此，進(jìn)氣道的綜合畸變指數(shù)只能通過試驗(yàn)測量得到，對于進(jìn)氣道性能的獲取CFD仿真無法替代試驗(yàn)。

3.2.2 圖譜分析

由于全尺寸進(jìn)氣道地面抽吸試驗(yàn)與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)的流量點(diǎn)不同，所以僅選取了進(jìn)/發(fā)共同工作點(diǎn)附近（Ma≈0.5）的流場特性進(jìn)行了對比。

（1）狀態(tài)1：加裝隔板模擬雙發(fā)正常工作。在發(fā)動機(jī)工作點(diǎn)附近，全尺寸抽吸試驗(yàn)（狀態(tài)1）與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)（雙發(fā)正常工作）時進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)對比如圖7所示。從圖中可見，真實(shí)進(jìn)氣道與風(fēng)洞試驗(yàn)的圖譜分布規(guī)律一致、梯度略有差別，且縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)特性較差，這主要是由于縮比模型進(jìn)氣道測壓耙對氣流的阻滯作用較大造成的。同時，結(jié)合圖6試驗(yàn)結(jié)果可知，全尺寸進(jìn)氣道性能優(yōu)于縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，進(jìn)一步證明加裝隔板模擬雙發(fā)工作狀態(tài)是合理的。

圖7 全尺寸抽吸試驗(yàn)（狀態(tài)1）與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)（雙發(fā)正常工作）時進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)對比

（2）狀態(tài)2：取消隔板模擬單發(fā)停車。在發(fā)動機(jī)工作點(diǎn)附近，全尺寸抽吸試驗(yàn)（狀態(tài)2）與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)（單發(fā)停車后正常工作側(cè)）進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)對比如圖8所示。從圖中可見，二者壓力梯度分布規(guī)律一致。證明取消隔板具有一定模擬單發(fā)停車的效果，狀態(tài)2高壓區(qū)位置相比風(fēng)洞試驗(yàn)向順時針方向略有移動（圖2中也可見），這主要是由于狀態(tài)2右側(cè)沒有安裝真實(shí)進(jìn)氣道，同時進(jìn)氣口前只有機(jī)身上蒙皮，導(dǎo)致進(jìn)氣環(huán)境不真實(shí)而造成的。

圖8 全尺寸抽吸試驗(yàn)（狀態(tài)2）與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)（單發(fā)停車后正常工作側(cè)）進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)對比

3.3 地面抽吸試驗(yàn)結(jié)果修正

根據(jù)流量標(biāo)定試驗(yàn)所得到的流量修正系數(shù)，對地面抽吸試驗(yàn)狀態(tài)1、2進(jìn)氣道出口參數(shù)進(jìn)行修正，修正前后進(jìn)氣道性能與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對比如圖9所示。

圖9 修正前后進(jìn)氣道性能與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對比

從圖中可見，使用聲速噴嘴控制的實(shí)際流量比計(jì)算流量偏小，所以修正后進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)減小，綜合畸變指數(shù)增大，但與縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)值相比，總壓恢復(fù)系數(shù)仍然較大，綜合畸變指數(shù)仍然較小。因此，全尺寸進(jìn)氣道性能優(yōu)于風(fēng)洞試驗(yàn)縮比模型的。結(jié)果表明：當(dāng)縮比模型進(jìn)氣道性能滿足發(fā)動機(jī)需求時，真實(shí)飛機(jī)的進(jìn)/發(fā)匹配安全性是可以保證的。

3.4 進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)地面匹配試驗(yàn)驗(yàn)證

將發(fā)動機(jī)與進(jìn)氣道對接固定在地面試車臺上，通過加裝隔板模擬雙發(fā)工作，去掉隔板模擬單發(fā)停車，起動發(fā)動機(jī)，在慢車、80%、90%、95%、100%轉(zhuǎn)速下以及加減速過程中，發(fā)動機(jī)工作正常，未出現(xiàn)停車和喘振，說明對于單發(fā)停車或雙發(fā)正常工作狀態(tài)，進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)在地面狀態(tài)的匹配是安全的。地面試驗(yàn)臺架如圖10所示。

圖10 地面試驗(yàn)臺架

4 結(jié)論

（1）由于地面試車臺上只能安裝1臺發(fā)動機(jī)和一側(cè)進(jìn)氣道，本文通過在進(jìn)氣道入口前飛機(jī)對稱面位置巧妙設(shè)計(jì)隔板，通過地面抽吸試驗(yàn)進(jìn)氣道出口的性能及總壓恢復(fù)系數(shù)對比表明，加裝隔板模擬雙發(fā)工作及取消隔板模擬單發(fā)停車是合理的；

（2）根據(jù)全尺寸進(jìn)氣道流量標(biāo)定試驗(yàn)獲得計(jì)算流量Wa和實(shí)際流量We的關(guān)系，并擬合得到流量修正系數(shù)，對地面抽吸試驗(yàn)進(jìn)氣道出口參數(shù)進(jìn)行修正，結(jié)果顯示：由于實(shí)際流量We較計(jì)算流量Wa偏小，所以修正后與修正前相比，總壓恢復(fù)系數(shù)W降低、綜合畸變指數(shù)W增大，與風(fēng)洞試驗(yàn)值相比，W高于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，W低于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，這是由于全尺寸模型總壓測量耙對氣流的阻滯作用較縮比模型的小所致；

（3）全尺寸進(jìn)氣道性能優(yōu)于縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)的，當(dāng)縮比模型進(jìn)氣道性能滿足發(fā)動機(jī)需求時，真實(shí)飛機(jī)的進(jìn)/發(fā)匹配安全性可以保證；

（4）在地面試車臺上，將發(fā)動機(jī)與真實(shí)進(jìn)氣道對接，考察發(fā)動機(jī)工作時與進(jìn)氣道的匹配情況，結(jié)果表明：發(fā)動機(jī)在雙發(fā)工作或單發(fā)停車狀態(tài)下，在不同轉(zhuǎn)速及加減速過程中工作正常，進(jìn)一步驗(yàn)證了進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)在地面狀態(tài)匹配良好；

（5）本文采用加裝隔板在單發(fā)試驗(yàn)臺架雙模擬雙發(fā)工作的方法適用于背負(fù)式近距并排進(jìn)氣道，但其流量標(biāo)定方法可以應(yīng)用到任何類型的全尺寸/縮比模型進(jìn)氣道性能測量及結(jié)果修正。