大涵道比涡扇发动机进气畸变测量耙风洞校准试验

赵海刚，赵东涛，汪涛，田晓平，党学武

(中国航空工业集团公司中国飞行试验研究院，陕西西安710089)

大涵道比涡扇发动机进气畸变测量耙风洞校准试验

赵海刚，赵东涛，汪涛，田晓平，党学武

(中国航空工业集团公司中国飞行试验研究院，陕西西安710089)

以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景，研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度，进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明：在马赫数0.2～0.6、攻角和侧滑角-20°～20°范围内，耙体压力测量相对误差小于0.5%，满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。

大涵道比涡扇发动机；飞行试验；进气道与发动机相容性；进气道畸变测量耙；风洞校准试验

1 引言

飞行中，任何原因引起的进气道/发动机相容性问题，均可造成发动机性能降低、喘振，甚至引起发动机空中停车等严重飞行事故。因此，进气道/发动机相容性考核，一直是现代军用飞机、发动机设计定型试飞，和民用飞机、发动机合格审定试飞中的重要试验科目之一[1，2]。作为此项试验的关键测量设备，测量耙通常呈6支或8支耙体周向等角度安装在飞机进气道出口同一截面，以测量试飞中发动机进口流场品质、流量等关键参数，为评估进气道与发动机相容性提供数据依据[3～9]。近年来，进气道测量耙已成为国内外试飞工程师重点研究和开发的方向之一。

国内在针对小涵道比涡扇发动机和歼击机试飞用进气道测量耙研制技术及其使用维护经验方面较为成熟。但由于试验对象的缺失，一直以来，适用于大型飞机和大涵道比涡扇发动机试飞用的大尺寸进气道测量耙研制还处于空白。为满足国产大型客机C919配装大涵道比涡扇发动机飞行试验对发动机进口流量品质测试技术的需求，通过若干关键技术攻关和创新设计，成功研制了基于动态、稳态压力，总温参数集成测试的大尺寸进气道压力畸变测量耙，填补了国内在此方面的空白。

本文通过在某低速和高速风洞中进行全尺寸量级测量耙风洞校准试验，获得了第一手关于新式测点布置的测量耙测试数据，为评估耙体角度与速度测量特性，优化耙体测点设计方案，和验证测量耙测试精度提供了数据依据。

2 测量耙测试系统设计

根据大涵道比涡扇发动机试飞技术需求，进气道测量耙共装机8支，周向等角度安装在进气道出口。测量耙设计长度(含安装座)为650 mm以上，单支耙体质量2.77 kg，采用复合材料/合金钢承力结构设计。耙体测量段等环面布置5个参数测量点，每个测点集成布置动态、稳态总压和总温3个参数。耙体端部内置1支振动加速度传感器，根部内置若干材料应变测量片，用于装机试飞过程中实时测量耙体结构强度特性，为耙体装机安全监控和评估耙体结构适应性提供数据依据。图1为测量耙数模图。

图1 进气道畸变测量耙数模图Fig.1 Inlet distortion rake model

在耙体测点布置时，创新性地将动态、稳态压力，总温参数集成内埋式布置在同一测点上。具体设计方式为将高度19 mm、ϕ10 mm×0.5 mm的外套管安装在每个测点上，外套管根部处设计3个ϕ3 mm的侧向通气孔，使进入到外套管中的气体顺利排除，防止气体在外套管中产生的回流影响参数测量精度。外套管的作用是消除耙体测量段对来流气体的绕流效应影响。动态压力传感器、温度、稳态压力受感部置于外套管内部，其中动态压力传感器采用可拆卸方式安装，便于传感器的定检、维修和更换，提高了传感器的利用率。

3 测量耙风洞校准试验方案

本次进气道测量耙校准试验的马赫数Ma= 0.20～0.60，间隔0.05标定一次；侧滑角β的标定范围为β=0°～30°，间隔5°标定一次；攻角α的标定范围为α=-30°～30°，间隔5°标定一次。试验中侧滑角定义为：以通过测量耙安装底面中心点作垂直于安装底面的垂线，测量耙绕垂线顺时钟旋转角度为正侧滑角，反之为负侧滑角。由于稳态总压测点处于测量耙对称线上，因此只标定正侧滑角。攻角定义为：测量耙绕垂线纵向旋转，迎风向角度为正攻角，背风向角度为负攻角。

3.1 高速风洞试验设备与测试系统

某高速风洞是一座半回流暂冲下吹式亚、跨、超三声速风洞。风洞侧壁半模迎角机构的运行范围为-60°～60°，迎角的控制精度小于±3′。测量耙通过设计的专用试验夹具固定在风洞试验段窗口转窗上，测压输出管线从风洞转窗引出，再通过氟塑料管路接入到电子压力扫描阀中。采用风洞内的标准压力和温度作为校准基准。

测量耙在高速风洞中进行了Ma=0.40、0.45、0.50、0.55和0.60共5个来流马赫数校准试验。

3.2 低速风洞试验设备与测试系统

某低速风洞为单回流闭口式低速增压风洞。整个试验风洞由活动轨道车、腹撑机构、控制系统及测量系统等组成。风洞压力测量系统由测压系统和高精度压力测量系统组成，具有测量精度高(约0.01%)、数据采集速率快等特点，同时可提供多任务、并行处理等功能。

测量耙采用腹撑方式支撑，通过整流罩、常压腹撑支杆及转接件与架车下转盘盖板下的外式天平相连。耙体上的测压管和温度传感器线穿过腹撑支杆引入风洞试验段，在试验段内对其进行测量。测量耙姿态角变化通过腹撑机构实现。为在试验中得到准确的模型区标准总压和总温，在风洞上壁转盘上安装了两个标准总压和总温探头。

测量耙在低速风洞内进行了Ma=0.20、0.25、0.30、0.35和0.40共5个来流马赫数校准试验。

4 试验测量结果与分析

4.1 角度特性试验测量结果与分析

测量耙风洞试验件等环面布置5个测点，每个测点均布置稳态总压、总温和动态总压参数。其中稳态总压管位于测量耙对称线上，管中心距外套管中心2.5 mm，距外套管端面设计深度d分别为1.0、4.5、1.8、3.5、2.8 mm，用以分析和研究受感部距外套管端面深度对压力损失系数的影响。

图2示出了马赫数0.25，各受感部距外套管端面设计深度分别为1.0、1.8、2.8、4.5 mm时，各测点压力损失系数随攻角和侧滑角的变化曲线。其中图2 (b)所示曲线对应的稳态压力受感部贴近于外套管下壁面(相对于耙体垂直方向，下同)，其余皆贴近于上壁面；压力损失系数δ定义为：测量耙上稳态压力测量数据与风洞中标准稳态压力数据的比值。

图2 压力损失系数随攻角和侧滑角的变化曲线Fig.2 Pressure loss coefficient vs.incidence and sliding angle

从图2(a)中可看出，在小侧滑角下，攻角变化对于稳态总压损失系数变化不大；但随着侧滑角的变大，攻角对压力损失系数的影响较为明显，呈下抛物线形式，即攻角绝对值越大压力损失越明显。其原因为，随着攻角和侧滑角的增大，外套管边缘气流分离特征更加明显，进而影响到外套管内部总压测量值的准确度。

在较大侧滑角状态下，随着攻角的增大，校准数据曲线不对称，即相同侧滑角下，图2(a)、图2(c)和图2(d)中正攻角相对负攻角压力损失系数变大，而图2 (b)损失系数变小。分析认为，图2(a)、图2(c)和图2(d)中稳态总压测点贴近于外套管内的上壁面，随着攻角的增大，外包套管上半部分的遮蔽作用增强，导致其正攻角时压力损失更为明显；而图2(b)对应的压力受感部贴近外套管下壁面，其规律恰好相反。

对比图2(a)、图2(c)和图2(d)中各稳态总压损失系数结果可知，相同攻角和侧滑角条件下，各压力损失系数值逐渐减小。其原因在于，测点距外套管端面的设计深度越深，外套管边缘气流的分离特征越明显，其对稳态总压的屏蔽影响越强。

4.2 速度特性试验测量结果与分析

图3示出了受感部距外套管端面设计深度1.0 mm，侧滑角依次为0°、20°、30°时，不同马赫数和攻角下的压力损失系数曲线。可见，在无侧滑状态下，压力损失系数随着马赫数的增大变化很小，压力损失系数接近于1.00。但随着侧滑角的增大，马赫数对压力损失系数的影响逐渐变大，即随着马赫数的增大，压力损失下降明显。其原因为，随着攻角和侧滑角的增大，外套管边缘气流出现分离流动，而马赫数越大外套管边缘气流的分离越剧烈，压力损失越大。分析图3(a)、图3(b)中曲线可得，在马赫数0.2～0.6、攻角和侧滑角-20°～20°范围内，耙体稳态压力损失系数大于97.5%，即满足试飞中稳态压力测量相对误差小于0.5%的精度要求。

5 结论

(1)测点距外套管端面的设计深度越深，外套管对稳态总压的屏蔽影响越强，且随着来流速度和耙体攻角、侧滑角的增大，屏蔽趋势更加明显，稳态压力损失系数越大。

(2)受感部距外套管端面设计深度1.0 mm时，在马赫数0.2～0.6、攻角和侧滑角-20°～20°范围内，耙体压力测量相对误差小于0.5%，满足试飞中对测量耙稳态压力测试精度的要求。

图3 压力损失系数随马赫数和攻角的变化曲线Fig.3 Pressure loss coefficient vs.Mach number and incidence

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Measurement and Characteristic Analysis of Inlet Distortion Rake for High Bypass Ratio Turbofan in Wind Tunnel

ZHAO Hai-gang，ZHAO Dong-tao，WANG Tao，TIAN Xiao-ping，DANG Xue-wu
(Chinese Flight Test Establishment，Aviation Industry Corporation of China，Xi’an 710089，China)

The inlet distortion rake used in flight test of the high bypass ratio turbofan engine for C919 was developed based on dynamic and static pressure tests as well as total temperature parameters tests.The in⁃let distortion rake was adjusted in wind tunnel in order to analyze velocitymeasurement characteristic with different angles and Mach number.Then the test data was selected and calculated.At last it can be conclud⁃ed that the pressure loss coefficient was less than 0.5%with angles within-20°～20°and Mach numberwithin 0.2～0.6.So the inlet distortion rake can meet the measurement requirements of inlet flowfield and flow of high bypass ratio turbofan engine.

high bypass ratio turbofan engine；flight test；inlet/engine compatibility；inlet distortion rake；adjusting test in wind tunnel

V211.7

：A

：1672-2620(2014)03-0059-04

2013-10-09；

：2014-05-10

赵海刚(1979-)，男，陕西宝鸡人，工程师，硕士，主要从事进气道与发动机相容性试飞研究。