进气道//发动机相容性试飞中总压畸变数据的采集与处理

汪涛，姜健，史建邦

进气道//发动机相容性试飞中总压畸变数据的采集与处理

汪涛，姜健，史建邦

(中国飞行试验研究院发动机所，陕西西安710089)

研究了进气道/发动机相容性试飞中总压畸变数据的采集与处理方法，详细介绍了传感器选型、测点布局、受感部设计、测试及采集系统构建的要点，开发了通用动态数据处理软件，并重点研究了动态总压数据处理方法和参数选择问题。通过某型飞机/发动机的进气道/发动机相容性试飞应用及其数据处理表明：提出的测试与采集方案合理可行，工程应用情况良好；动态数据处理中应合理选择截止频率、滤波器阶次以及滤波函数。

进气道/发动机相容性；总压畸变；紊流度；滤波

1 引言

航空发动机的气动研究理论上都是在均匀进气条件下进行，即认为进气道出口气流参数均匀。但在实际情况中，航空发动机无一例外地必须在非均匀进气（即进气畸变）条件下工作。在早期的亚声速、小机动飞行条件下，设计人员主要重视其性能的好坏，追求高的性能指标，而对进气畸变的影响，即对进气道/发动机相容性问题未给予足够重视。但随着飞机飞行速度和高度的不断提高、机动性的不断增加，进气畸变的影响越来越突出，在实际飞行中暴露出来的相容性问题也越来越严重。在此背景下，自20世纪70年代以来，美、英及苏联等国大力研究了进气流场畸变引起的进气道/发动机相容性问题[1]。由于进气流场压力畸变（包括稳态压力畸变和动态压力畸变）主要由飞机侧滑、大攻角飞行时引起，这些都会影响发动机稳定工作，因此，在进气道/发动机相容性试飞中，对进气总压畸变的测量尤为关键[2～9]。

在进气道/发动机相容性试飞中，通过测量发动机气动界面上气流的总压分布，来描述发动机进口流场的畸变程度。总压畸变的测量和采集，测量数据尤其是动态总压畸变数据的处理，是其核心问题。其中涵盖了传感器选型、测点布局、受感部设计、测试及采集方法、稳态及动态数据处理方法等技术细节问题。

本文结合某型飞机/发动机的进气道/发动机相容性试飞，从测试需求、系统构建直至数据处理，逐一进行了研究，尤其是对动态数据的采集和处理方法进行了较为深入的分析，并开发了通用数据处理软件。

2 传感器选型及受感部设计

总压畸变测量，是通过进气道/发动机气动界面上气流总压分布来描述发动机进口流场。实际中，由于无法测量出整个气动界面上的气流参数，故采用抽样测量几十个参数的方法来代替。目前，俄标多采用“水”字型测量耙，布置30点稳态总压和6点动态总压进行测量；而美标多采用“米”字型测量耙，布置40/48点稳态总压及40/48点动态总压进行测量。我国在此领域对俄罗斯的合作和继承较多，一般采用俄罗斯所使用的方法。为减小测量误差，测量布局时应参考早期数值计算/风洞试验结果，尽可能使耙布置在最低/最高压力区[10]。

在传感器选型上，稳态总压测量选用绝对压力传感器，测量范围根据飞机的高度-速度包线确定。动态总压测量选用固有频率较高的传感器，且当气流脉动频率高于发动机转子频率4倍时，上游气流畸变对发动机稳定性几乎无影响[2]，为此全尺寸动态总压探头的频响应为1 000 Hz。因此，在传感器选择上，传感器的固有频率至少要比对发动机稳定性有影响的最高频率高2～3倍，以避免信号失真，保证传感器的平坦响应特性。动态传感器应靠近测点安装，以避免由于安装问题而影响所需频率的测量。

根据上述原则，本文折中采用了“水”字型测量耙(如图1所示)，6支耙等周向间距布置，每支耙上的5点稳态总压和5点动态总压沿半径方向等环面布置。稳态压力传感器选用了KYCO8A型绝对压力传感器，其测量范围为0～170 kPa。动态总压传感器选用了KULITE公司的XCEL-70-152-25A型压电式传感器，其测量范围为0～170 kPa绝压，固有频率大于3 000 Hz，适用环境温度范围为-50～80℃。为满足安装要求，对动态压力传感器进行了封装，如图2所示。

图1 总压畸变测量耙Fig.1 Total pressure distortion measurement rake

图2 动态压力传感器Fig.2 Dynamic total pressure sensor

测量耙上包含了稳态受感部和封装过的动态压力传感器，测量耙为悬臂支板结构[11]，内侧整体穿有支撑环，安全性较好，堵塞比小于5%。制造过程中，首先加工一套振动试验件，并按文献[12]中有关规定进行振动试验，振动严酷等级选取G级。振动试验及X射线检查合格后，按与试验件相同的技术条件制造装机用测量耙。

3 测试及采集系统架构

试飞中，测试及采集系统架构非常庞大，一架飞机的测试参数一般在四千个左右。由于进气道总压畸变参数有其特殊性，按照分布式测试系统构架，本文专门研制了进气道畸变子系统进行测试和采集，如图3所示。该系统由稳态、动态压力传感器，两台中等增益快变参数调节器，两台慢变参数调节器，进气道畸变采集器和数字记录器组成。

图3 测试及采集系统架构图Fig.3 Measuring and acquisition system

压力耙上稳态压力特性为：0～180 kPa，采样率取32 Hz，稳态压力从受感部后端引出管处通过紫铜管或氟塑料管引至压力传感器处。动态压力特性为：0～180 kPa，0～400 Hz(即有影响的最高频率为400 Hz，超过400 Hz的脉动气流对本文发动机稳定性无影响，该频率由发动机前期地面试验得到)，采样率取1 000 Hz。该系统加装30个KYCO8A绝对压力传感器，传感器输出经慢变参数调节器进行放大、滤波处理；快变参数调节器对30个KULITE动态压力传感器提供桥压，并对输出动态压力信号进行放大、滤波，然后与慢变参数调节器输出的信号一并送至进气道畸变采集器进行采集、编码，以PCM串行数据流的形式送至记录器进行记录。

在采集系统研制过程中还验证了采集系统与动、稳态压力传感器的匹配性，动态压力信号采集的准确性，以及各通道信号采集的相位一致性(要求400 Hz时相位差小于3°)，以上验证均满足要求。

4 飞行试验数据处理及研究

应用上述方法，本文构建了测试及采集系统，对某型飞机/发动机进行了进气道/发动机相容性试飞，主要的10种飞行工况如表1所示。表中H为飞行高度，Ma为飞行马赫数、α为飞行攻角。

表1 飞行工况编号Table 1 Fight test conditions

试飞获得了连续记录的稳态和动态总压数据，进气道出口综合畸变指数W由动态紊流度ε和稳态周向畸变指数δO相加得到。即：

稳态周向畸变由30点稳态总压数据绘制图谱(如图4所示)并通过插值计算指数，其计算方法相对固定，在此不赘述。

图4 稳态总压畸变云图Fig.4 Static total pressure distortion contour

动态数据处理较为复杂。动态压力信号在采集中不可避免地混入了高频成分，因此首先必须对数字信号进行滤波，滤波后再根据下式进行计算。

式中：n为动态总压测量点数，m为一段时间内每个测量点所得到的数据样本量，Ptd_ij为第i支动态压力测量点第j时刻的动态压力，Ptave_i为第i支稳态压力测量点的平均压力。

动态数据处理关键在于滤波，滤波后用式(2)计算紊流度。由于数字滤波方法并不固定，往往不同方法处理结果相差较大，因此本文编制了数字滤波软件，软件界面见图5。滤波函数有五种可选，截止频率、滤波器阶次均可调。输入、输出功能完善，可输入全部30列数据或其中几列，可输出滤波后的动态数据及每个测点对应的紊流度，也可根据式(2)直接给出面平均紊流度。本文利用该软件重点研究了数字滤波方法，给出了数字滤波合理的参数选取。另外，对于随机脉动数据，为获得误差不大于2%的压力均方差估算值，一般要持续1～2 s的样本容量。本文统一取飞行姿态稳定后的2 s时间样本。

4.1 截止频率的影响

对于采集到的动态总压数据，选取合适的低通截止频率十分重要，频率过大或过小都得不到准确结果。对于进气道采集到的动态数据，截止频率的选取与两因素有关：一是实际应用时发动机的转速(即扰动频率)，二是满足采样定律的要求。由于目前并无准确的理论公式可供参考，根据文献[13]～[16]，截止频率fc的工程估算值可采用下式计算：

图5 开发的数字滤波软件Fig.5 Software for dynamic data processing

式中：Hz为发动机扰动频率(Hz)，Vmax为发动机进口处最大质量流速(m/s)，D1为发动机进口截面直径(m)。

利用谱分析工具对动态数据信号进行分析表明：信号频率成分主要集中在300 Hz以下，与截止频率理论计算结果150 Hz≤fc≤380 Hz比较吻合。

确定信号的主要频率成分后，利用本文软件分别以50、100、150、200、250、300、350、400、450 Hz为低通截止频率，以4阶Blackman窗函数进行滤波，各工况的面平均紊流度如图6所示。从图中看，随着低通截止频率的提高，紊流度逐步上升，到400 Hz后趋于平坦，说明低通截止频率取400 Hz合适。

4.2 滤波器阶次的影响

图7示出了滤波器阶次对紊流度的影响。从图中看，滤波器选取1阶和3阶时结果明显偏小，2阶时结果普遍偏大，只有在4阶以上时结果才趋于平稳。因此，对于本文对象的试验数据，滤波器阶次应不小于4阶。

4.3 滤波窗函数的影响

图6 截止频率对紊流度的影响Fig.6 Cut-off frequency vs turbulence

图7 滤波器阶次对紊流度的影响Fig.7 Filter order vs turbulence

图8 滤波窗函数对紊流度的影响Fig.8 Filtering function vs turbulence

本文的滤波函数选用了窗函数，图8给出了五种窗函数(Hanning窗、Hamming窗、Blackman窗、Tri⁃ang窗、Kaise窗)对滤波结果的影响。从图中看，滤波窗函数对紊流度计算结果几乎没影响。

5 结论

(1)本文提出的测试与采集方案合理可行，工程应用情况良好。

(2)滤波参数选择对动态数据处理非常关键，滤波函数对结果影响较小，但低通截止频率和滤波器阶次对结果影响很大。对于本文试验，低通截止频率应不低于400 Hz，滤波器阶次应不小于4阶。

[1]姜健，于芳芳，赵海刚，等.进气道/发动机相容性评价体系的完善与发展[J].科学技术与工程，2009，9(21)：6474—6483.

[2]刘大响，叶培梁，胡俊，等.航空燃气涡轮发动机稳定性设计与评定技术[M].北京：航空工业出版社，2004：3—13.

[3]吴虎，廉小纯，陈辅群.动态压力畸变下压缩系统稳定性分析[J].推进技术，1996，17(4)：32—36.

[4]廉小纯，陈辅群，王骊安.进气总压总温畸变对压气机稳定性的影响[J].航空动力学报，1993，8(2)：105—108.

[5]吴虎，廉小纯，陈辅群.稳态联合畸变下多级轴流压气机的气动稳定性分析[J].航空学报，1996，17(4)：452—455.

[6]Bowditch D N，Coltrin R E.A Survey of Inlet/Engine Dis⁃tortion Capability[R].AIAA 83-1166，1983.

[7]Willam T C.History,Philosophy,Physics,and Future Di⁃rections of Aircraft Propulsion System/Inlet Integration[R]. ASME GT2004-54210，2004.

[8]Rabe D，Bolcs A，Russler P.Influence of Inlet Distortion onTransonicCompressorBladeLoading[R].AIAA 95-2461，1995.

[9]Walsh K R，Yuhas A J，Williams J G，et al.Inlet Distor⁃tion for an F/A-18A Aircraft during Stabilized Maneuvers up to 60°Angle of Attack[R].NASA TM-104329，1997.

[10]Frederick S，Jeffrey W T，Henry H A.Effect of Number of Probes and Their Orientation on the Calculation of Several CompressorFaceDistortionDescriptors[R].NASA TM-72859，1979.

[11]Andrew J Y，Ronald J R，Richard R B，et al.Design and Development of an F/A-18 Inlet Distortion Rake-A Cost and Time Saving Solution[R].AIAA 94-2132-CP，1994.

[12]GJB150.16-86，军用设备环境试验方法——振动试验[S].

[13]Beale D.An Acceptance Process for the Evaluation of In⁃let Distortion[R].AIAA 92-39182，1992.

[14]惠增宏，张理，竹朝霞，等.进气道实验中动态数据采集及处理方法研究[J].实验力学，2002，17(1)：48—54.

[15]吴森林，顾卫群，任铭林.压力畸变动态数据的数字滤波处理方法[J].燃气涡轮试验与研究，2007，20(1)：48—51.

[16]Norby W P，Ladd J A，Yuhas A J.Dynamic Inlet Distor⁃tion Prediction with a Combined Computational Fluid Dy⁃namics andDistortionSynthesis Approach[R].NASA CR-198053，1996.

Acquisition and Processing of Total Pressure Distortion Data in Inlet/Engine Compatibility Flight Test

WANG Tao，JIANG Jian，SHI Jian-bang
(
Engine Department of Chinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China)

The methods on acquisition and processing of total pressure distortion data in inlet/engine com⁃patibility flight test were researched.The sensor selection,station distribution,the rake design,and data ac⁃quisition system construction were specified.General software for dynamic data processing was developed, data processing method and parameter selection were emphasized.Applying the methods to an inlet/engine compatibility flight test project,final results showed that the measuring and processing methods were rea⁃sonable and feasible,cut-off frequency and filter order and filtering function should be carefully selected in dynamic data processing.

inlet/engine compatibility；total pressure distortion；turbulivity；filtering

V211.48

A

1672-2620(2012)02-0054-05

2011-08-05；

2011-09-26

汪涛(1983-)，男，陕西安康人，工程师，硕士研究生，研究方向为进气道/发动机相容性试飞。