2.4米跨声速风洞推力矢量试验技术

李建强，李耀华，郭旦平，苗 磊，杜 宁，黄存栋，周 洪，曾利权，张 诣

（中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳 621000）

2.4米跨声速风洞推力矢量试验技术

李建强＊，李耀华，郭旦平，苗 磊，杜 宁，黄存栋，周 洪，曾利权，张 诣

（中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳 621000）

针对先进战斗机推力矢量高速试验需求，研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统，在2.4m跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台，实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠，质量流量测控精度优于0.5%；全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理，重复性精度达到国军标常规测力合格指标；建立的试验技术系统可用于来流马赫数0.3～1.2、迎角－10°～60°、喷管偏角－20°～20°、喷流总质量流量0～3kg／s的双发战斗机推力矢量试验。

2.4米跨声速风洞；推力矢量；试验系统；双发战斗机

0 引 言

推力矢量技术是实现战斗机过失速机动和直接力模式超机动能力的一项气动－动力装置一体化技术，其实质是通过喷管喷流转向，将发动机推力的一部分及其相应产生的力矩直接用于飞机飞行操纵控制。由于该部分控制力和力矩与飞机的飞行速度、高度、姿态无关，在现代战斗机突破失速障、增强机敏性，改善起降性能、巡航性能及隐形特性等方面均具有重要作用，因而，推力矢量技术业已成为先进战斗机的必备技术［1－4］和重要标志。

飞机采用推力矢量控制飞行，飞机飞行控制律和发动机操作控制律的匹配协调和精确设计极为关键，任何控制的不匹配、不协调、不精确，都可能增大飞行安全风险，甚至产生飞行事故，因此在飞机推力矢量控制律设计时，除了要求提供相应飞行条件状态下喷管转向喷流对飞机气动力和力矩影响外，还要求提供保障飞机正常飞行和发动机正常稳定工作的喷流推进特性参数，即要求同时提供发动机转向喷流推进特性及其对飞机气动特性的影响。由于喷流本身及其与飞机绕流相互干扰的复杂性，风洞模型推力矢量模拟试验一直是获得喷管转向喷流推进特性及其对飞机气动特性影响的主要手段［5］。为了满足矢量喷管和推力矢量控制技术研究发展需求，国内外主要气动力与技术试验研究机构和大批研究人员，开展了大量的推力矢量试验模拟和测量方法技术研究。文献［6－12］介绍了美国和欧洲一些主要气动力研究机构的高／低速风洞推力矢量试验模拟技术与装置及其在型号研制中的应用情况，文献［13－17］则介绍了国内部分高／低速风洞推力矢量试验技术研究成果。综观这些试验方法和技术，大致可归为三类：一是重点面向飞行器飞行控制律设计的转向喷流对飞行器气动干扰试验技术［5，8－9，11－13］，一般只测量转向喷流对飞机气动干扰，或是将喷管推进特性和模型气动特性一体测量；二是可同时进行喷管特性与飞行器气动特性模拟和分别测量的试验技术［5，15－17］，喷管测量段与供气段（非测量段）之间通过空气桥连接；三是重点面向矢量喷管和发动机推进特性研究的喷管特性试验台［5，7］。就其所采用的风洞模型支撑方式来看，有翼尖通气支撑的，也有立尾（包括双立尾）通气支撑的，但以通气叶片腹部（或背部）支撑占多；就其喷管转向喷流推进特性测量而言，多以单尾喷管为研究对象，即便有面向双喷管的［5，7，10］，也是将两个喷管矢量喷流推进特性一体测量，不能对两个喷管喷流推进特性同时分别测量。现代先进战斗机对高速高机动能力要求高，机动动作、过程复杂，两个喷管喷流非对称偏转、流量不相等的飞行状态和过程可能不可避免，因而客观上对两个尾喷管转向喷流推进特性及其对飞机高速气动干扰同时分别测量提出了需求。考虑到飞机高速推力矢量试验模型的复杂性以及高速风洞对试验模型堵塞度限制，中国空气动研究中心充分利用2.4m跨声速风洞试验段尺寸与结构特点与优势，开展了双发战斗机推力矢量试验技术研究，建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台，实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。

1 总体技术方案

图1 总体技术方案图Fig.1 Overall planning of the technology

围绕实现双发战斗机绕流和两个喷管常温空气介质喷流同时精细模拟、两个喷管矢量喷流推进特性和飞机模型气动特性的同时分别测量，结合2.4m跨声速风洞试验段尺寸与迎角机构特点，制定了双发推力矢量模型通气叶片支撑于风洞试验段中，以模型内部通气管道（非测量段）向喷管段（测量段）提供喷流介质，以空气桥系统实现喷流介质从非测量段到测量段的转换，通过更换不同轴线偏角喷管实现喷流名义转角，以安装于模型内部的三台天平同时分别测量模型气动特性和两喷管矢量喷流推进特性的总体技术方案（见图1）。试验时，飞机飞行来流模拟通过风洞实现，两喷管各自的喷流流量与落压比采用基于数字流量阀的闭环供气控制系统实现，而模型试验迎角则通过风洞迎角机构和通气叶片预偏来实现。本技术方案中，影响试验顺利进行和试验结果精准度的因素主要有：模型系统（包括内供气管路）强度刚度保证，强度影响安全，刚度不足则会导致飞机与内管路系统相碰，影响试验顺利进行；空气桥系统强度刚度及其与推力天平匹配设计，空气桥系统强度低影响承压与安全，刚度大则对推力天平性能及试验结果影响大；天平设计与校准，天平布局影响力臂大小，结构影响变形，校准影响修正，都会影响测量精准度；喷管喷流质量流量与落压比的精确测量和稳定控制，直接影响推力大小及试验精准度。通过针对性研究，发展了相关技术。

2 模型系统及支撑设计

为满足同一时刻两个喷管不同喷流质量流量与落压比模拟要求，双发尾喷飞机模型内部需布置两路独立的喷流供气管路，而为达到飞机及两个喷管气动力的同时分别测量，飞机及两个喷管必须互不干涉且有独立的测量天平，因此，双发战斗机推力矢量试验模型是一个包括战斗机模型和置于飞机模型内腔且独立于模型的内通气管路系统两大部分的模型系统。其中，内通气管路系统主要由双路通气支杆、空气桥、测量段（喷流总压）和喷管等部件，结构十分复杂，其尺寸取决于飞机两喷管轴线间距离、喷流最大质量流量要求和供气最高压力等，内管路系统尺寸决定着推力矢量模型系统尺度。图2为双发战斗机推力矢量研究模型结构布局。通过采用双路“Z”型通气支杆（图3）和飞机模型大部件模块化结构设计，既解决了三台天平的可靠安装和推力天平与喷管同轴问题，又有效保证了模型系统结构强度与刚度，从而有效保住了试验的顺利进行和实验安全。

图2 模型结构布局示意图Fig.2 The model schematic diagram

图3 双路“Z”型通气支杆Fig.3 The“Z”shape air through support

3 推力天平及空气桥设计

双发战斗机机身一般为扁平状，针对这一特点，双发推力矢量研究模型三台天平及通气管路系统采用了图4和图5所示布局设计。由图5可见，推力天平一端与“Z”型通气支杆连接后固连于通气叶片支撑上，而另一端则通过过渡接头分别与空气桥系统、喷管组合体相连接，推力天平不仅测量了喷管转向喷流推进特性，同时也测得了空气桥带来的影响。

图4 天平及通气管路布局（横断面视图）Fig.4 The layout of the balance and supply pipe

图5 天平及空气桥系统布置图（俯视）Fig.5 Sketch of the balance and the flexible metal bellows

图6 天平、空气桥耦合设计流程图Fig.6 The coupling design flowsheet of the balance and flexible metal bellow

采用空气桥的本意是只希望实现高压空气从通气支杆到喷管测量段的转换，而不要影响推力天平测量。实际中，由于空气桥通气、承压后其刚度会发生变化，并会严重影响天平工作公式和灵敏度。为使这部分影响应尽可能小且必须予以修正，发展了基于刚度的空气桥系统与推力天平一体化设计技术，通过推力天平和空气桥参数化建模、静力学分析、两者按照实际安装状态进行装配的一体化耦合分析优化，获得了满足载荷及精准度要求的推力天平和承压6MPa、对天平测量影响小的空气桥系统。图6为天平和空气桥设计基本流程，图7为空气桥系统、推力天平一体化耦合分析有限元模型，图8和图9分别为推力天平和空气桥系统设计优化结果，表1则给出了推力天平和推力天平带空气桥时各分量的应变。

图7 一体化耦合分析有限元模型Fig.7 The integrative coupling finite－element analytical model

图8 推力天平仿真优化结果Fig.8 Results of the thrust balance

图9 天平与空气桥一体化优化计算结果Fig.9 Results of integrative coupling finite－element analytical

表1 推力天平应变Table 1 The thrust vectoring balance strains

为检验推力天平、空气桥系统一体化优化设计结果，在完成单独推力天平静态校准后，对天平带空气桥系统组合体进行了有／无通气及充气校准。图10给出了推力天平＋空气桥校准方式。表2为各种校准状态下推力天平的综合误差，可见校准综合误差均接近常规天平的校准误差水平，可满足试验需要。

图10 天平校准示意图Fig.10 Sketch of calibrating the balance

表2 推力天平校准载荷及误差Table 2 The load and error of the thrust vectoring balance calibration

4 高精度流量测量控制系统

喷管喷流质量流量与落压比直接参与推力计算，直接影响推力大小及试验精准度，因而必须对其进行精确测量和稳定控制。为此提出了基于数字流量阀的二级调压、高精度流量计测量和上下位机、主从站式结构闭环质量流量测控方案，设计研制了质量流量按二进制递增、最高承压15MPa、最大质量流量3kg／s的数字流量阀（图11）和闭环流量测控系统（图12）。图13和图14分别给出了流量调试曲线及控制精度。

图11 数字流量阀Fig.11 Sketch of digital massflow valve

图12 推力矢量控制系统总图Fig.12 A sketch of thrust vectoring control system

图13 流量控制曲线Fig.13 The curve of the flow control

图14 流量控制精度曲线Fig.14 The curve of the flow control accuracy

5 技术验证及结果

为检验试验技术与系统的功能与能力，在FL－26风洞进行了双发战斗机研究模型推力矢量试验，试验Ma为0.3、0.6和1.2，模型名义迎角范围－10°～60°，名义偏航角为0°，喷管偏角＝0°、20°，喷流落压比0～9，基于模型机翼气动弦长的试验雷诺数Re数为（2.4～7.3）×106。利用研制的三台天平同时分别测得了有／无喷流下飞机模型气动力和两个喷管喷流推进特性。图15为模型安装照片。

图15 试验模型系统在FL－26风洞安装照片Fig.15 The test system in FL－26wind tunnel

图16给出了M＝0.6、喷管偏角Ψ＝20°、主流落压比NPR＝3.7时，全机带转向喷流下的重复性试验曲线，表3则给出了重复性试验均方根偏差，图17和图18给出了飞机模型和喷管转向喷流推进特性部分测量结果。由图、表可见：飞机模型气动特性和两个喷管转向喷流推进特性随迎角、落压比变化规律合理，试验重复性精度达到国军标常规测力合格指标，表明整个试验系统工作正常、稳定，各台天平、喷流测控精准度高，试验数据可信。

图16 推力矢量模型重复性试验Fig.16 The repeated test results of the thrust vectoring model

图17 Ma＝0.6，喷管偏转20°全机纵向特性Fig.17 The aerodynamic characteristics of the model Ma＝0.6，Ψ＝20°

图18 Ma＝0.6，喷管偏转20°转向喷流推进特性Fig.18 The propulsion characteristics of nozzles Ma＝0.6，Ψ＝20°

表3 各天平重复性试验均方根误差（Ma＝0.6，NPR＝3.7，Table 3 Accuracy of repeatale test of the model and nozzles

表3 各天平重复性试验均方根误差（Ma＝0.6，NPR＝3.7，Table 3 Accuracy of repeatale test of the model and nozzles

主机 －5° －2° 0 2° 5° σCx 0.00058 0.00064 0.00045 0.00037 0.00020 σCy 0.00194 0.00255 0.00219 0.00233 0.00218 σmz .00025 0.00028 0.00016 0.00021 0.00030 1＃喷管 －5° －2° 0 2° 5° σCxt 0.00027 0.00028 0.00031 0.00034 0.00036 σCyt 0.00009 0.00006 0.00005 0.00008 0.00010 σmz 0.00004 0.00003 0.00003 0.00005 0.00006 2＃喷管 －5° －2° 0 2° 5° σCxt 0.00027 0.00030 0.00033 0.00038 0.00040 σCyt 0.00006 0.00004 0.00004 0.00005 0.00007 σmz 0.00004 0.00004 0.00005 0.00006 0.00008

6 结 论

通过本研究，可以得到如下结论：

（1）发展了一种通气叶片支撑、“Z”型通气管道和波纹管空气桥实现供气转换、三台内式六分量天平同时分别测量的试验技术，研制了风洞喷流测控系统、双发推力矢量模型及双路通气不传力系统、通气叶片支撑、测力天平及校准装置，使2.4米风洞形成了完整的双发战斗机推力矢量试验模拟与测量能力；

（2）发展的基于刚度匹配的天平－空气桥一体化设计技术，有效解决了天平、空气桥匹配设计与影响减小难题；

（3）研制的基于调压阀稳压、二进制数字阀流量调节控制的喷流流量实时采集与控制系统，流量测控精准度高（达到了0.5%），不但满足了单、双发飞机推力矢量试验喷流质量流量精确稳定控制需求，而且可广泛用于其他风洞和地面试验的喷流测控；

（4）系统调试和风洞验证试验表明，设备系统操作使用方便、运行稳定，可用于来流马赫数0.3～1.2、迎角－10°～60°、喷管偏角－20°～20°、喷流总质量流量0～3kg／s的双发战斗机推力矢量试验。

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The thrust vectoring experiment technique in the 2.4m×2.4mtransonic wind tunnel

Li Jianqiang＊，Li Yaohua，Guo Danping，Miao Lei，Du Ning，Huang Cundong，Zhou Hong，Zeng Liquan，Zhang Yi

（High Speed Aerodynamics Research Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

In order to meet the requirement for the testing of the advanced aircrafts’thrust vectoring techniques in high speed wind tunnel，a device for the flexible metal bellow system’s calibration of the performance impact on thrust vectoring balance and the corresponding high precision flow close－loop measurement and control system based on the digital flow valve are developed.A test platform for a twin－engine aircraft thrust vectoring，including the supply lamina support，the flexible metal bellow for realizing the jet air supply and three balances system，is established.Separate measurement of both aerodynamic characteristics and propulsion characteristics is achieved simultaneously.The system adjustment and the results of model tests demonstrate that，the experimental equipment and the overall system operate accurately and steadily，the precision of jet mass flow measurement is better than 0.5%.The experimental results of aerodynamic characteristics and propulsion characteristics obtained in the research are normative and reasonable，and the precision of repeatability tests is up to the standard of GJB.The experimental skills obtained in the research can satisfy the twin－engine aircraft requirement，and the test condition is within the margin of Mach number of 0.3～1.2，angle of attack of－10°～60°，nozzle thrust vector angle of－20°～20°，jet mass flow 0～3kg／s.

twin－engine aircraft；thrust vector；experimental technology

V211.7

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.0131

0258－1825（2016）01－0020－07

2015－07－23；

2015－08－16

李建强＊（1964－），研究员，空气动力学专业.E－mail：ljqxqlpm1＠sina.com

李建强，李耀华，郭旦平，等.2.4米跨声速风洞推力矢量试验技术［J］.空气动力学学报，2016，34（1）：20－26.

10.7638／kqdlxxb－2015. Li J Q，Li Y H，Guo D P，et al.The thrust vectoring experiment technique in the 2.4m×2.4m transonic wind tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：20－26.