測耙數量對進氣道穩態畸變特性測量的影響

王 霄，沈天榮，潘 英，*，郭佳男，任智博

(1.沈陽飛機設計研究所，沈陽 110035；2.中國飛行試驗研究院，西安 710089；3.沈陽發動機研究所，沈陽 110015)

0 引 言

進發匹配試飛是飛機和發動機定型鑒定試飛必不可少的科目，對飛機性能和安全評估有著十分重要的作用。進發匹配試飛測試改裝方案設計中進氣道出口和發動機進口氣動交界面（aerodynamic interface plane, AIP）流場測耙數量最為關鍵。測耙數量越多，對流場的測試準確度越好，但數量增加會增大測量截面的阻塞比，進而增大測耙對流場本身的干擾，降低測試精度，增加試飛測試的風險。為滿足測試精度要求，傳統經驗認為測耙數量一般最低為6支[1-3]。

進氣道風洞試驗和進發聯合臺架試驗也存在上述測耙數量問題。從型號初步設計階段到生產試制階段，風洞試驗是進氣道設計的主要手段，通常會進行方案選型、方案優化、性能、載荷、調節特性、校核等多期進氣道風洞試驗，但受縮比模型進氣道出口尺寸制約，測耙數量無法達到理想狀態。20世紀末期，我國進氣道風洞試驗主要在以AT1風洞為代表的試驗段尺寸為0.6 m×0.6 m量級的超聲速風洞中進行，重型戰斗機的進氣道風洞模型比例在1∶18左右，受堵塞度的限制，進氣道出口流場測耙數量只能達到6支。進入21世紀后，1.2 m×1.2 m量級的超聲速風洞成為主流，進氣道風洞試驗模型比例可以達到1∶13，中型戰斗機的進氣道風洞試驗模型比例可以達到1∶10，進氣道風洞試驗逐漸過渡到8支測耙形式。進入生產試制階段后制造出全尺寸真實進氣道，可以開展進發聯合臺架試驗，但其通常不帶機身，試驗臺在室內，來流空間受限，且只能模擬地面靜止狀態，臺架試驗測耙數量設計相對寬松，但測耙角度仍受連接進氣道和發動機的轉接段具體結構等限制。而進發匹配試飛測試上，無論是普通戰斗機還是艦載戰斗機，受測耙設計加工工藝、AIP截面阻塞比等條件限制，長期以來一直采用6支測耙形式。

美國戰斗機進發匹配試飛中主要采用8支測耙形式[4-7]。美國海軍F/A-18A戰斗機進氣道-發動機相容性飛行試驗試飛了所有臨界機動條件（包括亞聲速和超聲速條件），特別側重于飛機主要作戰機動區域。用于測量發動機進口進氣道畸變的進氣道測壓排管，其特點是40個近耦合高/低響應傳感器以8支板5環布局設置在發動機頭部整流罩之前4 inch處。為避開機體安裝影響，測耙整體旋轉了9°。到了F-22戰斗機時又有所改進，傳感器安裝形式更為先進，最主要的變化就是取消測耙臂結構，將原測耙臂上的進發匹配試飛傳感器安裝于發動機低壓壓氣機第一級葉片上，避免了測耙系統對發動機進口流場的影響，但測點數量仍然是8支板5環布置。圖1中給出了F-22飛機進發匹配試飛測點布置及傳感器安裝示意圖。

圖1 F-22飛機進發匹配試飛測點布置及傳感器安裝示意圖Fig.1 Measurement point layout and sensor installation diagram for the advance matching flight test of F-22 aircraft

此外，F-22戰斗機進發匹配試飛測試時，相比F/A-18A戰斗機每支測耙上增加2個（共16個）高響應溫度傳感器?？傮w來看，美國在進氣道-發動機相容性飛行試驗中傳感器種類、數量比國內現狀有明顯優勢，傳感器安裝形式更為先進。

近年來國內外對于進氣道出口流場畸變的測試研究工作開展較為廣泛和充分，耙的數量多為6支或8支[8-16]。比如：李大偉等[8]采用二次測量的方法利用4支可旋轉測耙達到8支測耙的效果，對流場變化劇烈的S形進氣道進行了地面試驗，并和CFD計算結果對比研究；汪濤等[14]在超聲速飛機研究中采用水字形6支測耙；趙海剛等[16]在試飛用大涵道比渦扇發動機進口畸變測量耙研制中，大型客機C919則采用米字形8支測耙形式。

通過長期對特定型號戰斗機進氣道風洞試驗數據對比發現，6支測耙和8支測耙測得的進氣道穩態畸變特性有一定差別，特別是畸變較大情況下差別還比較明顯，因此研究戰斗機進發匹配試飛中測耙數量對計算進氣道穩態畸變特性影響有較大的工程應用價值。

我們依據大量的高/低速進氣道風洞試驗、全尺寸進發聯合臺架試驗以及進發匹配試飛測試數據，從中選取典型狀態下的數據，通過計算和比較不同測耙數量下穩態畸變數值、對比不同測耙數量壓力云圖判斷測耙對真實流場捕捉精細程度等方法，對測耙數量影響進行研究。

1 穩態畸變的計算

穩態畸變是衡量進氣道出口流場品質和評定進發匹配穩定性的重要參數，可以有各種不同的度量方法定義。為評定穩態畸變的影響，飛機和發動機必須要有一個統一的、定量的度量方法且貫穿飛機設計全程，包括進氣道設計、進氣道風洞試驗、進發聯合臺架試驗和進發匹配試飛等。英美國家通常采用的參數是基于θ角扇形區的畸變系數：

式中，p0pj是測量截面平均總壓，qpj是測量截面平均動壓，p0θ是測量截面任意角度（θ）扇形區中平均總壓最低值，其中θ值可以取60°、90°、120°等。

國內通常采用穩態周向畸變這個指數來度量測量截面的穩態壓力畸變程度。穩態周向畸變定義為測量截面上沿周向總壓低于平均總壓的低壓區內平均總壓恢復系數與測量截面平均總壓恢復系數的差值相對測量截面平均總壓恢復系數的大小。有時低壓區所在的連續弧長不止一段，則對每一段分別計算后取其中最大者。具體計算公式如下：

式中：

σ為測量截面平均總壓恢復系數， σ0i為第i個連續低壓區內平均總壓恢復系數。

式中，rB為測量截面發動機冒罩半徑，R為測量截面半徑。 θ0i=θ2i-θ1i（第i個總壓恢復系數低于 σ的連續弧長），滿足： θ0i≥60?時， ?σ0i=?σ0i； θ0i＜60?時，

圖2中給出了用于說明穩態周向畸變計算的總壓恢復系數沿周向分布及其展開示意圖。

圖2 穩態周向畸變計算示意圖Fig.2 Schematic diagram of the calculation results of steadystate circumferential distortion

從穩態周向畸變計算過程可以看出，連續弧長的大小對穩態周向畸變的測試精度起關鍵作用，而連續弧長的大小受測耙數量影響很大。

2 測耙數量對計算穩態畸變的影響

2.1 風洞試驗情況

隨著國內主流生產型風洞尺寸的增大，進氣道風洞試驗模型比例顯著增大，因此同樣尺寸的測耙和動態傳感器條件下，測量截面能夠容許設置8支測耙而仍符合對管道流動阻塞度的要求（測耙對流場的干擾主要體現在阻塞度上而非數量上，通常阻塞度要求小于5%且不形成第二喉道）。

為適應在起飛和亞跨超聲速大速度范圍下發動機換算流量的大幅度變化，一種典型第三代戰斗機進氣道設計為二元四波系外壓式可調進氣道，且設置有輔助進氣門，其流動極其復雜，與進發匹配穩定性密切相關的參數之一—穩態周向畸變指數預測也面臨困難。型號設計中進氣道風洞試驗是獲取該參數的重要手段。圖3中給出了進氣道風洞試驗中測量截面采用8支測耙的測點布置示意圖。圖中8支測耙周向均勻分布，每支測耙上5個總壓測點沿徑向按等面積環分布。

圖3 進氣道風洞試驗測耙分布示意圖Fig.3 Schematic diagram of rakes distribution of the intake tract in the wind tunnel test

測耙數量主要影響進氣道穩態周向畸變指數。從風洞試驗結果中選取3個穩態周向畸變超過6%的典型狀態分析測耙數量的影響。表1中給出了3個典型狀態進氣道特性數據。

表1 典型狀態進發匹配特性數據Table 1 Advance matching characteristic data for typical states

設計進發匹配試飛方案時，考慮到試飛與風洞試驗數據的天地相關性分析需求，計算了試飛用6支測耙和風洞試驗用8支測耙兩種不同耙數對總壓圖譜和穩態周向畸變的潛在影響。通常認為8支耙測得的圖譜更為接近真實情況，先根據8支測耙數據（大比例模型風洞試驗）繪制相應圖譜，然后按圖4中6支測耙（進發匹配試飛用）測點位置從圖譜中抽取數據，再繪制6支測耙形式圖譜，并按抽取的數據重新計算穩態周向畸變指數。

圖4 插值用6支測耙示意圖（試飛）Fig.4 Schematic diagram of data interpolation with 6 rakes (flight test)

圖5中給出了Ma= 0.2典型狀態下風洞試驗進氣道出口云圖。圖中白色空心點為風洞試驗8支測耙測點位置，黑色實心點為試飛用6支測耙形式測點在風洞試驗云圖上的位置，從8支測耙繪制的風洞試驗云圖上抽取6支測耙測點的數據后重新計算進氣道進發匹配特性參數和重新繪制進氣道出口云圖。

圖5 風洞試驗云圖上8支耙測點和6支耙抽取點位置Fig.5 Locations of the 8-rakes measuring points and 6-rakes extraction points on the wind tunnel tested nephogram

圖6中分別給出了3個馬赫數下根據8支測耙測點風洞試驗數據繪制的圖譜和根據圖譜按6支測耙測點位置抽取數據后重新按6支測耙形式繪制的圖譜之間的對比。圖中可見，Ma= 0時6支耙測量的圖譜與8支耙差異明顯，這是由于6支測耙沒捕捉到測量截面正下方低壓區所致。Ma= 0.2和Ma=0.8時圖譜也有一定差異，上側和下側均有一定信息缺失。

圖6 不同耙數量進氣道出口圖譜對比Fig.6 Comparison of maps outlet flow of the intake track for different rake numbers

表2中給出了8支測耙試驗數據和6支測耙插值數據的總壓恢復系數和周向畸變指數對比。表中可見兩種情況總壓恢復系數和周向畸變指數計算結果有一定差別，特別是Ma= 0時的周向畸變指數差別較大，Δσ0偏差達到-0.035，無法準確評估進氣道出口流場畸變。

表2 典型狀態的風洞試驗數據Table 2 Wind tunnel test data for typical states

2.2 進發聯合臺架試驗情況

在地面試車臺進行的改進型全尺寸進氣道發動機聯合臺架試驗中則分別進行了8支測耙和6支測耙形式的進氣道出口流場測試。為了進一步研究更多測耙的效果，我們根據二次測量原理，將精確控制發動機流量為同一狀態下的8支測耙和6支測耙測得數據進行疊加，作為14支耙的測量結果進行對比分析。

圖7中給出了8支耙、6支耙和14支耙臺架試驗進氣道出口流場圖譜。圖中可見，6支耙形式正下方低壓區沒有檢測到，最終造成穩態周向畸變值比8支耙形式小約0.009，而14支測耙形式的畸變值與8支測耙形式的畸變值相差僅0.003，說明8支測耙形式已經能夠較好滿足測試需求。

圖7 不同耙數量下全尺寸進發聯合臺架試驗結果Fig.7 Full-scale advance joint bench test results for different rake numbers

圖8中給出了8支耙和6支耙形式下穩態周向畸變指數隨流量變化的情況對比?？梢?，流量越大，測耙數量引起的穩態周向畸變指數差別也越大。

圖8 不同耙數量穩態周向畸變流量特性對比Fig.8 Comparison of the steady-state circumferential distortion flow characteristics for different rake numbers

2.3 進發匹配試飛情況

進發匹配試飛采用了6支測耙形式。圖9中給出了進發匹配飛行試驗進氣道出口流場圖譜。圖中可見，同風洞試驗和臺架試驗8支測耙圖譜相比，進氣道出口正下方流場低壓區捕捉不充分，這與前面風洞試驗、聯合臺架試驗中8支耙和6支耙對比分析的結論相吻合。

圖9 不同馬赫數下進發匹配飛行試驗圖譜（6支耙）Fig.9 Flight tests maps for advance matching at different Mach numbers (6 rakes)

圖10中給出了新設計進氣道后進發匹配試飛獲取的進氣道出口圖譜，試飛測試克服測耙設計加工工藝困難，保證滿足阻塞度要求的情況下采用周向均布8支測耙，每支測耙徑向測點等面積環分布。圖中可見，8支測耙較好捕捉到進氣道出口流場分布情況，特別是下方低壓區的捕捉。

圖10 新設計進氣道在不同馬赫數下進發匹配飛行試驗圖譜（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 不同機型情況分析

民航發動機進口尺寸相對較大，試飛測試更多采用8支測耙[17]。同民航飛機相比，現代戰斗機進氣道進口形狀復雜，進氣管道截面形狀及軸線曲率變化大，進氣道流動極其復雜，為獲取準確的進氣道性能參數，進發匹配試飛中應盡可能采用8支測耙形式。特別是艦載戰斗機在艦面環境下，受艦首來流及偏流板反射等因素影響，進氣道流場更加復雜，且發動機工作在特殊的狀態，對進發匹配穩定性要求也更加苛刻，為準確測量流場畸變參數，更有必要采用8支測耙的測量方式。目前已經在型號設計進氣道風洞試驗、全尺寸進發聯合臺架試驗以及進發匹配試飛測試中全部采用8支測耙方式，但在試飛測試中由于安全性要求極高，測耙結構強度大，測量截面阻塞比已經接近極限，后續將聯合相關單位對測耙結構進一步優化。此外，受風洞試驗、臺架試驗和試飛測試成本限制，沒有對極少出現的7支或9支測耙形式進行測試研究。

3 結 論

本文針對進氣道風洞試驗、全尺寸進發聯合臺架試驗和進發匹配試飛，對常用的 6 支耙、8 支耙和 14支耙形式測量結果進行對比研究，結果表明在這些試驗中有必要采用8支測耙的測量方式。

隨著技術發展，新一代飛機為了滿足隱身要求，通常采用大S彎進氣道對發動機實現全遮擋，造成進氣道出口流場畸變更加復雜，旋流的影響不容忽視，進發匹配試飛測試中除了需要采用8支測耙，還將逐步探索采用五孔探針對壓力畸變和旋流同步進行測量。

艦載機艦面起飛時進氣道、發動機都處于極限工作狀態，加之高速航行的母艦艦面復雜流場以及起飛位噴流偏流板反射再吸入造成的溫升和溫度畸變，諸多因素組合影響下的艦面起飛進發匹配問題一直是困擾設計人員的技術難點，因此，多支測耙下溫度場畸變和壓力場畸變同步精確測量與數據分析技術是進發匹配試飛測試技術發展的必然方向。