基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究

巫朝君，孔 鹏，王勋年，卢翔宇，陈辅政

（中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000）

0 引 言

飞机进气道性能的好坏直接影响到发动机所产生的推力大小以及发动机能否正常工作，进而制约着飞机的综合作战性能和安全性，进气道与发动机的相容性则是其中的关键因素之一。对于确定的发动机来说，要准确弄清进气道与之的相容性，就必须弄清在所有主要影响因素条件下进气道与发动机流量匹配情况，进气道内部流场的稳态、动态畸变等问题。

气动中心低速所的常规进气道风洞试验采用腹部支撑方式；大迎角试验时，是把模型滚转90°安装，加上60°预弯支杆，通过侧滑角机构来实现的，较难保证进气口处于风洞流场中心；进气道试验模型采用部段模型，模拟了喉道以前的进气道内管道和外形，以及前机身的大部分，没有模拟鸭翼等位于进气道入口附近的部件对进气道进口流场的影响。同时，低速所的进气道试验还存在几点亟待优化的问题：（1）引射装置处于试验段内，模型和引射装置的总阻塞度较大，试验最大马赫数满足不了型号研制对马赫数与高速风洞衔接的需求；（2）实现大迎角进气道试验的技术手段相对落后，影响试验效率；（3）4m×3m风洞试验任务一直异常繁忙，宜逐渐把一些特种试验移到其它风洞进行，合理利用资源。

1 试验装置研制

1.1 引射器

本项技术研究的难点在于研制体积小、满足技术要求的引射器，用于模拟飞机模型进气道流量，这是本项技术研究的核心装置。

根据先进战斗机的工作状态，为满足进气道试验进气流量的模拟及开展大迎角进气道性能试验研究的要求，提出了引射器／张线尾撑一体化设计的方案。为优化引射器性能，引射器采用圆柱形、双环缝式结构形式，由外套、中心体和尾段构成；其前端与通气支杆相连接，左右两端通过两路进气管道与张线尾撑装置相连。引射器外套前端开槽以减轻整体重量，增加加强筋以改善强度。该方案采用两级环缝实现超声速流动形成负压区，引射进气道的气体流动；引射气流和从进气道进入的被引射气流混合后从喷管排出，实现进气流量模拟；通过引射器／张线尾撑的一体化设计，利用张线尾撑装置实现大迎角试验能力。引射器结构示意图见图1。

图1 引射器结构Fig.1 Structure of the ejector

为了引射器的成功设计，以及对引射器的性能及体积进行多方面的优化，还对设计的引射器进行了CFD数值模拟。计算时给定引射器的工作状态，改变高压引射气源的总压（工作压力），求解引射器的引射气流和被引射气流参数（静压、总压和温度等），利用测量到的温度和压力计算引射器的进气流量等参数，进行相互检验。

1.2 流量测量装置

为提高流量测量精准度和总压测量精准度，减小测量耙自身对进气道内流场的干扰，要求测量耙阻塞度要小于10%。进行测量耙设计时，采用直径1mm的空心金属导管作为测压探头，共有6个耙臂，每个耙臂上布置5个测量探头，按照等环面积分布方式布置；周向均布6个动态传感器探头；测量段管壁上与测量探头前端截面对应处布置6个静压孔。测量装置在测量端面的测量点分布示意图见图2。

图2 测量点分布示意图Fig.2 Sketch map of measuring points

1.3 气源控制系统

引射器由高压气源驱动，其主要流程为：高压气源经高压球阀、过滤器、减压阀等输出，通过高压金属软管连接到两路数字阀，数字阀串接空气换热器、流量测量单元、后置过滤器，再接入引射器。

为提高供气压力控制精度，研制了基于13bit数字阀的控制系统，采用以下流量／压力控制方法：主管路流量调节控制运算为非线性PID运算，其控制量通过数字阀完成对主管路流量的控制；根据主管路流量的给定值与反馈值的差值、以及数字阀入口总压和总温，计算出数字阀的阀位偏差，以此偏差作为数字阀的阀位补偿值重新调整喉道的流通面积，从而调整主管路流量。这种方法使流量控制精度达到了0.1%。

2 试验技术方案

采用张线尾撑与引射器装置相结合的方法，把引射器置于张线尾撑装置上，通过通气支杆、流量测量段与模型连接，引射器的驱动气体由高压气源经两路进气管道提供，由引射器的引射作用实现进气道的进气流量模拟，方案示意图见图3。通过张线装置和下转盘实现迎角－10°～90°，侧滑角－15°～15°的要求；根据需求，侧滑角可进一步拓展到－30°～30°；试验马赫数可以到0.3。

为检验该试验装置的性能，进行了引射器装置的性能研究，采用张线尾撑和常规腹撑方式进行某战斗机进气道性能的对比试验研究及鸭翼对进气道性能影响的研究。

（2）就目前药学教学团队骨干教师组成来看，“双师素质”骨干教师人数相对较少，今后需培养或聘请高水平的“双师素质”骨干教师，通过与企业合作、进修和培训，不断提高药学骨干教师的实践技能和创新能力。在条件合适时，安排药学骨干教师出国进修，开阔眼界。

图3 试验方案示意图Fig.3 Sketch map of test

对引射器性能研究采用2个木制的钟形罩调试模型，进气口为圆唇口，后端模拟进气道出口，2个模型的喉道截面积分别为0.006361m2和0.003848m2。通过气源控制系统，分单路和双路两种供气流量／压力控制方式，由低到高逐渐增加驱动气源压力（测出对应的供气流量、供气压力），依次测量出引射器在各供气压力／流量点对应的引射流量，确定引射器在工作压力范围内的最大流量，研究引射器性能与供气流量的对应关系。

开展鸭翼对进气道性能的影响研究，采用某战斗机金属模型，模拟了机头、前机身、鸭翼、进气道唇口、进气道内通道及进气道出口截面。分几种情况研究鸭翼对进气道性能的影响：（1）状态一：部段鸭翼，面积约为全鸭翼面积的60%，4°安装角；（2）状态二：部段鸭翼，面积约为全鸭翼面积的60%，7°安装角；（3）状态三：左侧为全鸭翼，右侧为部段鸭翼，4°安装角；（4）无鸭翼状态。

3 引射器性能校准

为摸清引射器的性能，在φ3.2m低速风洞进行了引射器的性能研究试验，试验结果表明：引射器的引射流量随供气压力／流量的增大而增大，采用双路供气时引射流量随供气压力增大的速率较单路供气时快；双路供气时，0.9MPa的压力就可使引射流量基本达到最大值，使用单路供气时，需1.6MPa的压力才能达到同样效果。图4为部分结果曲线。

引射器的引射流量一定时，采用单路供气与双路供气所需的供气流量相同。

引射器的引射流量随模型喉道面积不同而不同，采用调试模型（喉道截面积为0.006361m2）时，引射流量达1.34kg／s。

图4 引射器工作性能Fig.4 Capability of the ejector

4 进气道性能试验研究

4.1 支撑方式对进气道性能的影响

采用引射器／张线尾撑方案与常规腹撑方案的对比试验结果表明：两种试验方案的结果规律一致；在进气道与发动机流量匹配点附近，采用引射器／张线尾撑方案得到的总压恢复系数高于后者约0.2%，而综合畸变指数低于后者约0.3%。这主要是采用引射器／张线尾撑一体化方案时，支撑装置体积相对较小，总体阻塞度小于腹撑装置的阻塞度，且模型一直处于中心流场，进气口局部流场受支撑装置等的影响较小的原因，这对开展大迎角进气道试验是有利的。图5为基本状态下的典型结果。

4.2 鸭翼对进气道性能的影响

利用引射器／张线尾撑方案，开展了包括无鸭翼状态和不同鸭翼模拟程度对进气道性能的影响研究。

表1～3给出了在典型试验条件下，进气道与发动机的匹配特性数据（风速70m／s）。试验结果表明，迎角α和侧滑角β都为0°时，不同的鸭翼状态对进气道性能影响仅表现在稳态畸变和综合畸变指数改变上，最大分别约为0.6%和3.6%。

表1 匹配点数据（α＝β＝0°）Table1 Matching point data of inlet and engine

图5 进气道性能曲线Fig.5 Characteristic curve of inlet

表2 匹配点数据（α＝45°、β＝0°）Table2 Matching point data of inlet and engine

表3 匹配点数据（α＝0°、β＝－15°）Table3 Matching point data of inlet and engine

侧滑角0°时，在小迎角范围内3种鸭翼状态对进气道性能几乎无影响，迎角45°时，与无鸭翼状态相比，总压恢复系数最大降低约0.3%，稳态畸变增加约12%，综合畸变指数增加了7%，但变化的绝对量值较小，畸变本身的最大值均在发动机的可容许范围内；3种鸭翼状态之间变化较小。

迎角0°时，在小侧滑角范围内3种鸭翼状态对进气道性能基本无影响，侧滑角－15°时，同无鸭翼状态相比，总压恢复系数和流量系数约降低0.2%，稳态畸变降低2.6%，综合畸变指数W增加了2%，但变化的绝对量值较小，畸变的量值在发动机的可容许范围内变化；3种不同的鸭翼状态之间变化较小。

在迎角和侧滑角都改变情况下，侧滑角－15°、迎角45°以上时，鸭翼状态三与无鸭翼状态相比对进气道性能的影响才略明显，总压恢复系数和流量系数约降低了0.7%，稳态畸变增加约0.6%，综合畸变指数增加了7%，但畸变本身的最大值均在发动机的可容许范围内。

从进气道与发动机的相容性角度讲，有或没有模拟鸭翼基本不对进气道与发动机的相容性产生影响。

5 结束语

该研究在φ3.2m风洞发展了一种基于引射器／张线尾撑一体化的战斗机大迎角进气道风洞试验技术。（1）研制了张线尾撑／引射器一体化的进气道装置，引射器引射流量达1.34kg／s，可完全满足中国已有战斗机在3m量级的风洞开展进气道试验时的流量模拟及开展大迎角试验研究的需求；由于φ3.2m风洞最大风速可达115m／s，还可实现试验马赫数与高速风洞衔接的试验数据需求。（2）开展了鸭翼对战斗机进气道性能影响研究，获得了包括无鸭翼、部段鸭翼和全鸭翼在不同姿态角状况下对进气道性能的影响规律，为进气道试验中模型外形模拟程度提供了依据。

［1］ 巫朝君，王勋年，孔鹏，等.飞机全模进气道低速风洞试验技术研究实施方案［R］.中国空气动力研究与发展中心，2008.

［2］ 姜正行，徐华舫，胡同，等.飞机内流空气动力学［M］.北京：航空工业出版社，1989.

［3］ 恽起麟，吴望一，童秉纲，等.风洞实验［M］.北京：国防工业出版社，2000.

［4］ 张津，洪杰，陈光，等.现代航空发动机技术与发展［M］.北京：北京航空航天大学出版社，2006.

［5］ 李周复，李潜，曲芳亮，等.风洞特种试验技术［M］.北京：航空工业出版社，2010.