高速喷流干扰及控制技术研究

王 彤,白玉平,宋文成 ,李 玲 ,王丽萍

(中国航空工业空气动力研究院,沈阳 110034)

0 引 言

推力转向技术是目前提高现代战斗机的机动性、敏捷性,改善飞机飞行性能的气动-动力装置一体化技术,也是下一代战斗机广泛采用的先进技术之一。实践表明,它在现代战斗机突破失速障、实现大迎角过失速机动、增强敏感性和机动性,提高作战能力,减小起飞着陆距离,改善飞机起落特性以及改善飞机隐身特性等方面具有十分重要的作用。

飞机推力转向时,一方面提供了直接的推力方向改变,另一方面,喷流方向的变换,也使绕飞机气流的流动发生了变化,因此也对飞机的气动力产生重要影响。

该试验研究采用激波诱导法,即通过引入二次射流产生激波,由于激波诱导作用使喷流偏转,研究喷流转向对气动特性的影响。通过控制喷流落压比,研究推力转向喷流对全机气动特性的影响,即在满足尾喷管喷口处喷流落压比的条件下,研究矢量喷流和飞机外部绕流之间的干扰对飞机气动特性的影响以及二次引射气流对喷流偏转的影响。

1 试验设备和模型

1.1 试验设备

1.1.1 风 洞

FL-2风洞是一座直流暂冲下吹式亚、跨、超三声速风洞,试验段截面尺寸为1.2m×1.2m,风洞全长74m。FL-2风洞模型迎角变化由四连杆机构完成,侧滑角变化由与模型中部支架配合的多个横向接头完成,模型姿态角的变化范围和精度为：

α=-15°～ 25°,精度 ：Δα=±3′;

β=-15°～ 15°,精度：Δβ=±3′;

γ=0°,误差 Δγ=±6′。

FL-2风洞流场校测和标模试验的各项性能指标均满足GJB1179-91的规定和要求[1-2]。

1.1.2 喷流气源及压力控制系统

喷流气源利用止回阀与闸阀的配合使用,用一个容积为100m3、设计压力为2×106Pa的卧罐作为气源。气流通过减压阀,调压阀调节喷流入口的压力,给出不同的落压比。

该试验要控制两路供气压力,由电动调压阀调节管路供气压力来实现对主喷流压力的控制,通过手动调压阀控制二次引射气流压力,压力变化范围均为0～1.2MPa。

1.1.3 试验天平

试验采用两台六分量天平进行测力,其中环式天平测量喷流气动力,该天平固定端与供气支架相连,测量端与喷流系统相连接,并且喷流系统与模型外壳不相碰,保证了该天平只测量喷流气动力;杆式主天平测量模型气动力,其固定端与供气支架相连,测量端与模型相连,两台天平的连接方式均采用锥连接的方式,静校误差见表1和2。

表2 环式喷流天平静校误差Table 2 The calibration error of annular balance

1.2 模型及供气支撑系统

模型全长1000mm,剖面为长径 110mm、短径85mm的椭圆,模型及支架最大阻塞度为2.3%。模型的前、后体采用了分离式结构,前后两个天平分别与供气支架相固连,同时喷流系统与模型外壳不相碰,支架与模型外壳不相碰,这种结构保证了杆式主天平测量值中只包括模型外壳的气动力,而不包括喷流的气动力,因此试验中可以测量出喷流对模型的影响量。

试验模型的支撑方式采用腹部支撑,供气管路分两路,一路作为主喷流供气管路,另一路作为二次引射供气管路,两路供气气流压力可以分别进行控制,以实现不同压力比的喷流偏转。供气支架与FL-2风洞迎角机构连接,试验中通过控制四连杆机构实现模型迎角变化。试验模型与腹部支撑如图1所示。

2 试验方法和项目

2.1 试验方法

试验采用腹部支撑方式,Ma数用常规控制方式,α的变化则由风洞的迎角机构完成。进行喷流影响试验时,固定M数和主喷流压力,变α,按设定的阶梯改变α,以实现所需的α;进行二次引射实现喷流偏转试验时,试验迎角为0°,固定M数和主喷流压力,改变二次引射喷流压力,实现不同引射压力下喷流偏转。

试验采用两台天平进行测力,杆式主天平用于测量模型气动力,通过通气试验数据和不通气试验数据的差值测量喷流影响;环式喷流天平测量喷流气动力,由喷流气动力估算喷流偏转角。

2.2 试验项目

试验主要进行了Ma数为0.6、0.8时的喷流干扰试验以及Ma数为0、0.6、0.8时的二次引射实现喷流偏转试验,其中喷流干扰试验的模型迎角为0°～12°,二次引射试验中固定模型迎角0°。

图1 试验模型及天平连接方式Fig.1 The model and the balance connection mode

3 数据处理

3.1 喷流影响数据处理

由于整个喷流系统不与模型相连接,杆式主天平只能感受到模型气动力,在数据处理时无需扣除静推力,因此喷流影响试验数据处理方法与常规测力相同,喷流影响由有喷流和无喷流试验结果差值获得。试验曲线图中的力和力矩系数均以风轴系给出,试验结果未进行腹撑影响修正。

3.2 二次引射数据处理

由于环式喷流天平只测量喷流气动力,并且在试验过程中迎角不变,为0°,在引入二次射流后使喷流偏转,从而产生法向力,因此喷流偏角可以通过环式天平测得的法向力和轴向力的比值求反正切得出,喷流推力直接由天平测得。

4 试验结果和讨论

试验进行了喷流影响和二次引射实现推力转向两部分研究。由于气源压力的限制,喷流落压比最大只能达到3.68(Ma数为0.8时),因此只进行了小落压比的试验研究。

4.1 喷流干扰试验

试验进行了Ma数为0.6和0.8时的喷流影响研究,通过控制喷流供气压力实现对落压比的控制,喷流落压比范围为0～3.68,试验结果如图2和3所示。

图2给出了Ma数为0.6时喷流的影响,由图可以看出随着喷流落压比的增加,同一迎角下升力系数增大,阻力系数减小,俯仰力矩系数减小,说明喷流对模型的气动特性起到增升、减阻的作用。

图3给出了Ma数为0.8时喷流的影响,由图可以看出喷流对模型气动特性起到增升、减阻的作用。

图3 Ma=0.8时喷流干扰Fig.3 Jet interference characteristics at Ma=0.8

4.2 二次引射实现推力转向试验研究

该试验对激波诱导法即二次引射实现推力转向进行了初步研究,试验马赫数为0、0.6和0.8。试验中采用手动调压阀进行二次流供气压力的控制,在供气压力较小时,压力控制不稳,因此在主喷流阀门全开(即主喷流落压比最大)的条件下只进行了0、0.4和0.6MPa 3个状态的二次流影响试验。试验结果表明：采用激波诱导法可以实现推力转向。

图4 Ma=0.6时推力系数图Fig.4 Thrust coefficient at Ma=0.6

图5 Ma=0.8时推力系数图Fig.5 Thrust coefficient at Ma=0.8

图4和5分别给出了Ma数为0.6和0.8时的推力图,二次引射试验中采取同一状态下连续采集数据的方式进行,图中(2)表示有二次流。由图可知：在不加入二次引射时,喷流推力随落压比的增加而增大;引入二次流以后,二次流对主喷流有阻碍作用,产生一定的推力损失。

图6给出了喷流偏角随Ma数和引射压力的变化曲线,Ma数不同时,喷流总压和二次引射压力相同,由图可知,在相同的条件下,通过提高引射压力,可以增大喷流偏转角。

图6 喷流偏角随Ma数和引射压力变化曲线Fig.6 The declination characteristics with Mach number and exit pressure ration

5 结 论

该试验对喷流影响和二次引射实现推力转向进行了研究,得出如下结论：

(1)亚、跨声速时,随着喷流落压比的增加,同一迎角下升力系数增大,阻力系数减小,俯仰力矩系数减小,说明喷流对模型的气动特性起到积极的作用;

(2)不加入二次引射时,喷流推力随落压比的增加而增大;引入二次流以后,二次流对主喷流有阻碍作用,产生一定的推力损失;

(3)在相同的条件下,通过提高引射压力可以增大喷流偏转角;

(4)外流场对喷流的引射对喷流偏转起到矫正作用,相同条件下,随Ma数的增加,喷流偏转角减小。

[1] 祁彦杰.FL-2风洞一期方向场校测[R].1994.

[2] 祁彦杰.FL-2风洞亚跨声速流场校测和标模试验报告[R].2004.

[3] 姜正行等编著.飞机内流空气动力学[M].北京：航空工业出版社,1989.

[4] CRISTOPHER J A,VICTOR J G,DAVID J W.Investigation of hybrid fluidic/mechanical thrust vectoring for fixed-exit exhaust nozzles[R].AIAA-97-3148.

[5] GULIANO V,WING D.Static investigation of a fix aperture exhaust nozzles employing fluidic injection for multiaxis thrust vector control[R].AIAA-97-3149.

[6] YVETTE S W,DOUGLAS L B.Advancements in exhaust system technology for the 21stcentury[R].AIAA-98-3100.

[7] DANIEL N M,PTRICK J Y,JEFFREY W H.Fluidic throat skewing for thrust vectoring in fixed-geometry nozzles[R].AIAA-99-0365.

[8] BLASZAK J,FANRENHOLZ F.Rocket thrust control by gas injection[R].Massachusetts institute of technology naval supersonic laboratory technical report 430,19.