测耙数量对进气道稳态畸变特性测量的影响

王 霄，沈天荣，潘 英，*，郭佳男，任智博

(1.沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035；2.中国飞行试验研究院，西安 710089；3.沈阳发动机研究所，沈阳 110015)

0 引 言

进发匹配试飞是飞机和发动机定型鉴定试飞必不可少的科目，对飞机性能和安全评估有着十分重要的作用。进发匹配试飞测试改装方案设计中进气道出口和发动机进口气动交界面（aerodynamic interface plane, AIP）流场测耙数量最为关键。测耙数量越多，对流场的测试准确度越好，但数量增加会增大测量截面的阻塞比，进而增大测耙对流场本身的干扰，降低测试精度，增加试飞测试的风险。为满足测试精度要求，传统经验认为测耙数量一般最低为6支[1-3]。

进气道风洞试验和进发联合台架试验也存在上述测耙数量问题。从型号初步设计阶段到生产试制阶段，风洞试验是进气道设计的主要手段，通常会进行方案选型、方案优化、性能、载荷、调节特性、校核等多期进气道风洞试验，但受缩比模型进气道出口尺寸制约，测耙数量无法达到理想状态。20世纪末期，我国进气道风洞试验主要在以AT1风洞为代表的试验段尺寸为0.6 m×0.6 m量级的超声速风洞中进行，重型战斗机的进气道风洞模型比例在1∶18左右，受堵塞度的限制，进气道出口流场测耙数量只能达到6支。进入21世纪后，1.2 m×1.2 m量级的超声速风洞成为主流，进气道风洞试验模型比例可以达到1∶13，中型战斗机的进气道风洞试验模型比例可以达到1∶10，进气道风洞试验逐渐过渡到8支测耙形式。进入生产试制阶段后制造出全尺寸真实进气道，可以开展进发联合台架试验，但其通常不带机身，试验台在室内，来流空间受限，且只能模拟地面静止状态，台架试验测耙数量设计相对宽松，但测耙角度仍受连接进气道和发动机的转接段具体结构等限制。而进发匹配试飞测试上，无论是普通战斗机还是舰载战斗机，受测耙设计加工工艺、AIP截面阻塞比等条件限制，长期以来一直采用6支测耙形式。

美国战斗机进发匹配试飞中主要采用8支测耙形式[4-7]。美国海军F/A-18A战斗机进气道-发动机相容性飞行试验试飞了所有临界机动条件（包括亚声速和超声速条件），特别侧重于飞机主要作战机动区域。用于测量发动机进口进气道畸变的进气道测压排管，其特点是40个近耦合高/低响应传感器以8支板5环布局设置在发动机头部整流罩之前4 inch处。为避开机体安装影响，测耙整体旋转了9°。到了F-22战斗机时又有所改进，传感器安装形式更为先进，最主要的变化就是取消测耙臂结构，将原测耙臂上的进发匹配试飞传感器安装于发动机低压压气机第一级叶片上，避免了测耙系统对发动机进口流场的影响，但测点数量仍然是8支板5环布置。图1中给出了F-22飞机进发匹配试飞测点布置及传感器安装示意图。

图1 F-22飞机进发匹配试飞测点布置及传感器安装示意图Fig.1 Measurement point layout and sensor installation diagram for the advance matching flight test of F-22 aircraft

此外，F-22战斗机进发匹配试飞测试时，相比F/A-18A战斗机每支测耙上增加2个（共16个）高响应温度传感器。总体来看，美国在进气道-发动机相容性飞行试验中传感器种类、数量比国内现状有明显优势，传感器安装形式更为先进。

近年来国内外对于进气道出口流场畸变的测试研究工作开展较为广泛和充分，耙的数量多为6支或8支[8-16]。比如：李大伟等[8]采用二次测量的方法利用4支可旋转测耙达到8支测耙的效果，对流场变化剧烈的S形进气道进行了地面试验，并和CFD计算结果对比研究；汪涛等[14]在超声速飞机研究中采用水字形6支测耙；赵海刚等[16]在试飞用大涵道比涡扇发动机进口畸变测量耙研制中，大型客机C919则采用米字形8支测耙形式。

通过长期对特定型号战斗机进气道风洞试验数据对比发现，6支测耙和8支测耙测得的进气道稳态畸变特性有一定差别，特别是畸变较大情况下差别还比较明显，因此研究战斗机进发匹配试飞中测耙数量对计算进气道稳态畸变特性影响有较大的工程应用价值。

我们依据大量的高/低速进气道风洞试验、全尺寸进发联合台架试验以及进发匹配试飞测试数据，从中选取典型状态下的数据，通过计算和比较不同测耙数量下稳态畸变数值、对比不同测耙数量压力云图判断测耙对真实流场捕捉精细程度等方法，对测耙数量影响进行研究。

1 稳态畸变的计算

稳态畸变是衡量进气道出口流场品质和评定进发匹配稳定性的重要参数，可以有各种不同的度量方法定义。为评定稳态畸变的影响，飞机和发动机必须要有一个统一的、定量的度量方法且贯穿飞机设计全程，包括进气道设计、进气道风洞试验、进发联合台架试验和进发匹配试飞等。英美国家通常采用的参数是基于θ角扇形区的畸变系数：

式中，p0pj是测量截面平均总压，qpj是测量截面平均动压，p0θ是测量截面任意角度（θ）扇形区中平均总压最低值，其中θ值可以取60°、90°、120°等。

国内通常采用稳态周向畸变这个指数来度量测量截面的稳态压力畸变程度。稳态周向畸变定义为测量截面上沿周向总压低于平均总压的低压区内平均总压恢复系数与测量截面平均总压恢复系数的差值相对测量截面平均总压恢复系数的大小。有时低压区所在的连续弧长不止一段，则对每一段分别计算后取其中最大者。具体计算公式如下：

式中：

σ为测量截面平均总压恢复系数， σ0i为第i个连续低压区内平均总压恢复系数。

式中，rB为测量截面发动机冒罩半径，R为测量截面半径。 θ0i=θ2i-θ1i（第i个总压恢复系数低于 σ的连续弧长），满足： θ0i≥60◦时， ∆σ0i=∆σ0i； θ0i＜60◦时，

图2中给出了用于说明稳态周向畸变计算的总压恢复系数沿周向分布及其展开示意图。

图2 稳态周向畸变计算示意图Fig.2 Schematic diagram of the calculation results of steadystate circumferential distortion

从稳态周向畸变计算过程可以看出，连续弧长的大小对稳态周向畸变的测试精度起关键作用，而连续弧长的大小受测耙数量影响很大。

2 测耙数量对计算稳态畸变的影响

2.1 风洞试验情况

随着国内主流生产型风洞尺寸的增大，进气道风洞试验模型比例显著增大，因此同样尺寸的测耙和动态传感器条件下，测量截面能够容许设置8支测耙而仍符合对管道流动阻塞度的要求（测耙对流场的干扰主要体现在阻塞度上而非数量上，通常阻塞度要求小于5%且不形成第二喉道）。

为适应在起飞和亚跨超声速大速度范围下发动机换算流量的大幅度变化，一种典型第三代战斗机进气道设计为二元四波系外压式可调进气道，且设置有辅助进气门，其流动极其复杂，与进发匹配稳定性密切相关的参数之一—稳态周向畸变指数预测也面临困难。型号设计中进气道风洞试验是获取该参数的重要手段。图3中给出了进气道风洞试验中测量截面采用8支测耙的测点布置示意图。图中8支测耙周向均匀分布，每支测耙上5个总压测点沿径向按等面积环分布。

图3 进气道风洞试验测耙分布示意图Fig.3 Schematic diagram of rakes distribution of the intake tract in the wind tunnel test

测耙数量主要影响进气道稳态周向畸变指数。从风洞试验结果中选取3个稳态周向畸变超过6%的典型状态分析测耙数量的影响。表1中给出了3个典型状态进气道特性数据。

表1 典型状态进发匹配特性数据Table 1 Advance matching characteristic data for typical states

设计进发匹配试飞方案时，考虑到试飞与风洞试验数据的天地相关性分析需求，计算了试飞用6支测耙和风洞试验用8支测耙两种不同耙数对总压图谱和稳态周向畸变的潜在影响。通常认为8支耙测得的图谱更为接近真实情况，先根据8支测耙数据（大比例模型风洞试验）绘制相应图谱，然后按图4中6支测耙（进发匹配试飞用）测点位置从图谱中抽取数据，再绘制6支测耙形式图谱，并按抽取的数据重新计算稳态周向畸变指数。

图4 插值用6支测耙示意图（试飞）Fig.4 Schematic diagram of data interpolation with 6 rakes (flight test)

图5中给出了Ma= 0.2典型状态下风洞试验进气道出口云图。图中白色空心点为风洞试验8支测耙测点位置，黑色实心点为试飞用6支测耙形式测点在风洞试验云图上的位置，从8支测耙绘制的风洞试验云图上抽取6支测耙测点的数据后重新计算进气道进发匹配特性参数和重新绘制进气道出口云图。

图5 风洞试验云图上8支耙测点和6支耙抽取点位置Fig.5 Locations of the 8-rakes measuring points and 6-rakes extraction points on the wind tunnel tested nephogram

图6中分别给出了3个马赫数下根据8支测耙测点风洞试验数据绘制的图谱和根据图谱按6支测耙测点位置抽取数据后重新按6支测耙形式绘制的图谱之间的对比。图中可见，Ma= 0时6支耙测量的图谱与8支耙差异明显，这是由于6支测耙没捕捉到测量截面正下方低压区所致。Ma= 0.2和Ma=0.8时图谱也有一定差异，上侧和下侧均有一定信息缺失。

图6 不同耙数量进气道出口图谱对比Fig.6 Comparison of maps outlet flow of the intake track for different rake numbers

表2中给出了8支测耙试验数据和6支测耙插值数据的总压恢复系数和周向畸变指数对比。表中可见两种情况总压恢复系数和周向畸变指数计算结果有一定差别，特别是Ma= 0时的周向畸变指数差别较大，Δσ0偏差达到-0.035，无法准确评估进气道出口流场畸变。

表2 典型状态的风洞试验数据Table 2 Wind tunnel test data for typical states

2.2 进发联合台架试验情况

在地面试车台进行的改进型全尺寸进气道发动机联合台架试验中则分别进行了8支测耙和6支测耙形式的进气道出口流场测试。为了进一步研究更多测耙的效果，我们根据二次测量原理，将精确控制发动机流量为同一状态下的8支测耙和6支测耙测得数据进行叠加，作为14支耙的测量结果进行对比分析。

图7中给出了8支耙、6支耙和14支耙台架试验进气道出口流场图谱。图中可见，6支耙形式正下方低压区没有检测到，最终造成稳态周向畸变值比8支耙形式小约0.009，而14支测耙形式的畸变值与8支测耙形式的畸变值相差仅0.003，说明8支测耙形式已经能够较好满足测试需求。

图7 不同耙数量下全尺寸进发联合台架试验结果Fig.7 Full-scale advance joint bench test results for different rake numbers

图8中给出了8支耙和6支耙形式下稳态周向畸变指数随流量变化的情况对比。可见，流量越大，测耙数量引起的稳态周向畸变指数差别也越大。

图8 不同耙数量稳态周向畸变流量特性对比Fig.8 Comparison of the steady-state circumferential distortion flow characteristics for different rake numbers

2.3 进发匹配试飞情况

进发匹配试飞采用了6支测耙形式。图9中给出了进发匹配飞行试验进气道出口流场图谱。图中可见，同风洞试验和台架试验8支测耙图谱相比，进气道出口正下方流场低压区捕捉不充分，这与前面风洞试验、联合台架试验中8支耙和6支耙对比分析的结论相吻合。

图9 不同马赫数下进发匹配飞行试验图谱（6支耙）Fig.9 Flight tests maps for advance matching at different Mach numbers (6 rakes)

图10中给出了新设计进气道后进发匹配试飞获取的进气道出口图谱，试飞测试克服测耙设计加工工艺困难，保证满足阻塞度要求的情况下采用周向均布8支测耙，每支测耙径向测点等面积环分布。图中可见，8支测耙较好捕捉到进气道出口流场分布情况，特别是下方低压区的捕捉。

图10 新设计进气道在不同马赫数下进发匹配飞行试验图谱（8支耙）Fig.10 Flight test maps for advance matching at different Mach numbers for the intake tract with new design (8 rakes)

2.4 不同机型情况分析

民航发动机进口尺寸相对较大，试飞测试更多采用8支测耙[17]。同民航飞机相比，现代战斗机进气道进口形状复杂，进气管道截面形状及轴线曲率变化大，进气道流动极其复杂，为获取准确的进气道性能参数，进发匹配试飞中应尽可能采用8支测耙形式。特别是舰载战斗机在舰面环境下，受舰首来流及偏流板反射等因素影响，进气道流场更加复杂，且发动机工作在特殊的状态，对进发匹配稳定性要求也更加苛刻，为准确测量流场畸变参数，更有必要采用8支测耙的测量方式。目前已经在型号设计进气道风洞试验、全尺寸进发联合台架试验以及进发匹配试飞测试中全部采用8支测耙方式，但在试飞测试中由于安全性要求极高，测耙结构强度大，测量截面阻塞比已经接近极限，后续将联合相关单位对测耙结构进一步优化。此外，受风洞试验、台架试验和试飞测试成本限制，没有对极少出现的7支或9支测耙形式进行测试研究。

3 结 论

本文针对进气道风洞试验、全尺寸进发联合台架试验和进发匹配试飞，对常用的 6 支耙、8 支耙和 14支耙形式测量结果进行对比研究，结果表明在这些试验中有必要采用8支测耙的测量方式。

随着技术发展，新一代飞机为了满足隐身要求，通常采用大S弯进气道对发动机实现全遮挡，造成进气道出口流场畸变更加复杂，旋流的影响不容忽视，进发匹配试飞测试中除了需要采用8支测耙，还将逐步探索采用五孔探针对压力畸变和旋流同步进行测量。

舰载机舰面起飞时进气道、发动机都处于极限工作状态，加之高速航行的母舰舰面复杂流场以及起飞位喷流偏流板反射再吸入造成的温升和温度畸变，诸多因素组合影响下的舰面起飞进发匹配问题一直是困扰设计人员的技术难点，因此，多支测耙下温度场畸变和压力场畸变同步精确测量与数据分析技术是进发匹配试飞测试技术发展的必然方向。