战斗机推进系统模拟低速风洞试验技术研究

王勋年,巫朝君,陈 洪,李真旭

(1.西北工业大学航空学院,西安 710072;2.中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳 622662)

0 引 言

随着航空技术的发展,飞机的外部绕流和推进系统的流动之间的相互影响变得更为复杂,对飞机的性能有更重要的影响。先进战斗机的设计中采用了飞机推进系统一体化设计的概念,即在飞机设计的战术技术要求与约束条件下,寻找最优的发动机/机体布局,以便在整个飞行包线内得到最佳的外流特性和高质量的内流特性。现代战斗机的空战能力很大程度上取决于飞机的高机动性和敏捷性,而机动飞行往往在低速或亚声速、大迎角范围内进行,同时有些飞机采用推力转向技术,使得进气/喷流对飞机的外流和内流影响都很严重。

飞机进气道的进气流和尾喷管的喷流对飞行器外流的影响,通常称为“推进系统进排气影响”。这种复杂的干扰流场,目前尚难以用计算方法给出精确的结果,主要通过风洞试验来测定。为了获得推进系统进排气影响,目前需要采用多个模型进行多期风洞试验。在目前常规的模型风洞试验中,一般在进气道前加装整流锥来近似模拟发动机进气口附近的绕流,不模拟喷流;再在常规模型试验的基础上,开展通气模型试验和喷流试验,获得通气影响和喷流影响结果;最后对常规模型的风洞试验结果进行通气影响和喷流影响修正。但是这种试验方法有很多问题,一是低速风洞试验时通气模型的进气量较小,因此飞机进气口附近的流场和实际情况差异很大,影响试验结果的准确度;二是飞机在大迎角状态流动是高度非线性的,进气和喷流对飞机流场的干扰并不是两者的线性叠加,此外进气和喷流之间也有相互干扰;三是采用多个模型进行试验,通过修正获得的通气和喷流影响误差较大,而且增加了试验成本和周期。

该研究的目的是发展一种新的风洞试验技术,通过在试验模型的机身内部安装发动机模拟器,实现其进气和喷流的同时模拟,以便测定进气/喷流对飞行器的气动影响量。

在该项研究中,采用简化的先进战斗机模型,其进气和喷流的技术指标具有代表性和先进性。研究的内容包括研制引射式发动机模拟器及其校准装置、全机试验模型、测力天平及模型支撑装置,通过风洞试验测量进气/喷流对飞行器的气动影响量。

1 引射式模拟器

研究的难点在于研制满足技术要求的引射式发动机模拟器,用于模拟飞机模型进气和喷流,这是本项研究的核心装置。

根据先进战斗机的工作状态,提出了全机模型试验进气流量和喷流落压比的模拟要求：一是喷流落压比大于2。二是进气流量大于 70%,即试验风速70m/s,进气流量大于0.4kg/s;试验风速0m/s,进气流量大于0.37kg/s。

为了满足进气流量、落压比的试验要求,提出了模拟器采用两级引射和抽气相结合的方案,见图1。该方案采用两级环缝实现超声速流动形成负压区,引射进气道的流动;为了提高进气流量,又在第二级引射缝前设置了抽气缝,通过风洞外的抽气装置抽吸进气道的气流;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。在研究过程中,为进一步提高进气流量,在环缝引射的基础上增加了中心引射喷嘴;二级环缝增加了混合槽,以加强引射气流和被引射气流的混合,进一步提高被引射气流流量。

图1 引射模拟器方案示意图Fig.1 Sketch of ejector simulator

为了保证模拟器的设计成功,以及对模拟器的性能进行多方面的考核,还对设计的模拟器进行了CFD数值模拟计算。计算时给定模拟器的尾喷管状态,改变高压引射气源的总压(工作压力),求解模拟器的引射气流和被引射气流参数(静压、总压、温度等),利用测量到的温度和压力计算模拟器的进气流量和落压比等参数。研究了引射器内流场,对不接抽气管路的情况进行了计算,并与试验结果进行了比较,吻合较好,说明本项数值模拟的方法是可行的,同时也验证了模拟器设计的可靠性。

模拟器的结构如图2。

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图2 模拟器结构Fig.2 Structure of the ejector simulator

2 试验方案

研制试验模型时进行了飞机模型、天平、引射模拟器、支撑系统的一体化设计,见图3。

图3 试验模型Fig.3 Test model

试验模型的主要几何参数如下：

机翼参考面积 S=0.24m2

机身长度 LE=1.2m

机翼展长 Ls=0.73m

模型内安装了通气的环式六分量测力天平。模型机身和天平的浮动端相连,天平的固定端安装在模拟器的前段上。模型的进气道通过软连接与模拟器前段的进气管连通,实现导气又不传力的要求。模拟器后段的排气管路与模型机身有间隙。模拟器中段由通气支杆支撑,针对模拟器工作时的供气和抽气要求,通气支杆内部布置了高压供气管路和抽气管路。因此,天平测量的气动载荷包括模型的气动力和进气道的内阻,没有包括模拟器、喷管和模型支撑的作用力。

试验模型为多功能试验模型,可以满足常规测力试验、通气模型试验、喷流试验、进气/喷流试验的要求。在常规测力试验状态,模型的进气道和喷口封闭,进气口采用堵锥封闭。通气试验时,拆除进气口堵锥,封闭模拟器的引射环缝和抽气缝。进气/喷流试验时,通过模拟器的抽吸,使得进气道入口流量增大以满足试验模拟要求,进气流与模拟器的引射气流混合后通过模型的尾喷口喷出。喷流试验时,进气口采用堵锥模拟,封闭模拟器的抽气缝,通过引射环缝注入高压气流形成模型的喷流。

3 引射式模拟器的校准

校准内容包括：模拟器在单级引射、单级引射+抽气、双级引射、双级引射+抽气等4种工作状态下的工作性能,结果表明可以满足较大范围的进气/喷流参数的模拟。主要结果如表1所示。

表1 模拟器工作性能Table 1 Capability of simulator

双级引射+抽气状态,风速0m/s,最大进气流量达68.6%,此时喷流落压比1.53。当风速70m/s,最大进气流量达72%,此时落压比1.76,进气流量满足设计要求。双级引射不抽气状态与双级引射+抽气状态相比,最大流量下降25%,相应的落压比基本不变。

第二级引射+抽气状态,风速0m/s,最大进气流量达99.6%,此时喷流落压比1.7。当风速70m/s,最大进气流量达94%,此时落压比2.14,进气流量、落压比都满足设计要求。第二级引射不抽气状态与第二级引射+抽气状态相比,最大流量下降40%,但是相应的落压比上升0.17。

当喷流的落压比提高时,进气流量逐渐下降,落压比超过2.5以后,进气流量只能达到较小的值。如双级引射+抽气状态,落压比2.86,进气流量只有26%。

校准试验结果还表明,在相同的供气压力下,模型的迎角和侧滑角对进气流量和喷流落压比的影响在1%以内,因此可以忽略迎角和侧滑角对模拟器工作特性的影响。图4为校准的部分结果曲线。

图4 模拟器校准曲线Fig.4 Calibration curve of the simulator

4 全机推进系统模拟试验

利用研制的模型进行了验证性试验研究,在Φ 3.2m风洞进行了常规的全机模型试验(进气口用堵锥,简称堵锥模型)、通气模型试验、喷流模型试验及进气/喷流模型试验。其中喷流模型试验的落压比2.1,进气/喷流模型试验的落压比2.14,进气流量94%。试验迎角范围-5°～48°,侧滑角范围0°～15°,试验风速为70m/s。试验获得了进气/喷流对全机气动特性的影响。试验的主要结果见表2～4,试验精度满足国军标合格要求。

图5 纵向气动特性曲线Fig.5 Longitudianl aerodynamic characteristics

试验结果表明,通气对最大升力系数影响很小,使升力线斜率略增加,航向稳定度下降了10%左右,对横向特性和侧力特性影响很小;喷流使得最大升力系数略有增加,对横侧向的影响较小;进气/喷流试验对全机气动特性的影响主要表现在最大升力系数下降,使纵向稳定性有所下降,零升俯仰力矩减小,对侧力和滚转力矩影响较小,使航向稳定性下降24%。

表2 试验重复性精度Table 2 Precision of test

表3 纵向气动特性Table 3 Longitudianl aerodynamic characteristics

表4 横侧向气动特征参数(α=5°)Table 4 Lateral aerodynamic characteristics

表5给出了目前常用的通气和喷流修正结果与进气/喷流试验结果的对比。两者相比,通气和喷流修正结果获得的全机气动特性使最大升力系数偏大0.09,纵向稳定性、航向稳定性偏大10%左右。主要原因是通气试验的进气流量小(约20%),而进气/喷流试验进气流量大(94%),改变了进气口前机头的流动,使得机头下表面和侧面的负压增加,而且还模拟了进气和喷流的耦合效应。

表5 含进气和喷流效应的气动特性Table 5 Aerodynamic characteristics with intake and jet effects

天平测量的气动力中包含了进气道内阻,由于内流测量点较少,采用动量法修正内阻的误差较大,因此没有给出阻力的试验结果。目前正在开展进气道内阻的修正方法研究。

5 结束语

该项研究发展了一种新的战斗机推进系统模拟风洞试验技术。一是研制了引射式模拟器,能够实现同时模拟战斗机进气和喷流的试验要求,具有进气流量大、喷流落压比高的特性。二是研制了内置模拟器的试验模型、测力天平和通气支撑等设备,可以方便地实现常规试验、通气试验、喷流试验、进气/喷流试验。经过风洞试验验证,该项试验技术能够同时模拟战斗机的进气和喷流效应,试验获得了包含进气和喷流影响的全机气动特性,试验结果合理可信。与目前常用的进气、喷流修正方法相比,该项技术能更准确地模拟战斗机进气/喷流效应。

[1] 王勋年,杨万富,巫朝君,等.战斗机推进系统模拟试验技术研究论证[R].中国空气动力研究与发展中心低速所,2001.

[2] 王勋年,杨万富,张 钧,等.发动机模拟器设计[R].中国空气动力研究与发展中心低速所,2002.

[3] 杨万富,王勋年,李真旭,等.发动机模拟器校准试验[R].中国空气动力研究与发展中心低速所,2004.

[4] 张 钧,杨万富,王勋年,等.SFM 1：13模型及推进系统装置设计图[R].中国空气动力研究与发展中心低速所,2004.

[5] 巫朝君,王勋年,杨万富,等.战斗机推进系统模拟试验报告[R].中国空气动力研究与发展中心低速所, 2005.

[6] 王勋年,巫朝君,唐建平,等.战斗机推进系统模拟试验技术研究总结[R].中国空气动力研究与发展中心低速所,2005.