馬燕榮

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

空氣流量組合測(cè)量耙的研制及試驗(yàn)

馬燕榮

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

在某型發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣流量測(cè)量中，設(shè)計(jì)了一種組合測(cè)量耙，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣流場(chǎng)和附面層壓力分布同時(shí)進(jìn)行測(cè)量。組合測(cè)量耙的測(cè)點(diǎn)分布依據(jù)飛行臺(tái)被試發(fā)動(dòng)機(jī)附面層特性模擬計(jì)算結(jié)果，結(jié)構(gòu)形式有效減少了測(cè)量耙的數(shù)量及安裝空間。試驗(yàn)結(jié)果表明，利用組合測(cè)量耙測(cè)量數(shù)據(jù)計(jì)算的空氣流量，與被試發(fā)動(dòng)機(jī)理論設(shè)計(jì)的空氣流量基本一致。介紹了組合測(cè)量耙的研制過(guò)程、附面層模擬計(jì)算、測(cè)量方案布局及試驗(yàn)結(jié)果，并例舉出附面層測(cè)量結(jié)果及空氣流量計(jì)算結(jié)果。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；空氣流量測(cè)量；附面層測(cè)量；組合測(cè)量耙；飛行試驗(yàn)

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能試驗(yàn)中，需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量進(jìn)行計(jì)算。以往的發(fā)動(dòng)機(jī)飛行測(cè)試試驗(yàn)，通過(guò)在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口安裝總壓耙，對(duì)飛行過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口壓力(總、靜壓)進(jìn)行測(cè)量，然后計(jì)算出空氣流量。這種測(cè)量及計(jì)算方法，忽略了進(jìn)氣道附面層的影響，導(dǎo)致計(jì)算的發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量存在較大偏差。如對(duì)于S彎進(jìn)氣道的飛機(jī)，在飛行過(guò)程中，當(dāng)吸入前機(jī)身的來(lái)流附面層后，附面層低能流體在彎道曲率變化較大的區(qū)域，容易出現(xiàn)流動(dòng)分離，進(jìn)一步加劇流場(chǎng)畸變[1]。因此，如果能在飛行試驗(yàn)過(guò)程中，利用測(cè)量的相關(guān)參數(shù)導(dǎo)出表征附面層的特征，不僅能提高發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量計(jì)算精度，而且可為準(zhǔn)確評(píng)定進(jìn)氣道設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

飛行臺(tái)試驗(yàn)中，為對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口處的附面層進(jìn)行測(cè)量，曾專門設(shè)計(jì)了附面層測(cè)量耙，安裝于飛行臺(tái)被試發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙過(guò)渡段位置。但由于要計(jì)算被試發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量，必須在同一截面安裝總壓耙對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)進(jìn)行測(cè)量，結(jié)果導(dǎo)致被試發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口測(cè)量截面安裝耙臂過(guò)多。基于前期研究及試驗(yàn)結(jié)果，結(jié)合某型發(fā)動(dòng)機(jī)飛行臺(tái)試飛，提出研制一種新型組合測(cè)量耙，將空氣流量測(cè)量耙和附面層測(cè)量耙設(shè)計(jì)在一起，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣流場(chǎng)和附面層壓力分布同時(shí)進(jìn)行測(cè)量，以有效減少耙的數(shù)量、安裝工作量及安裝空間。

組合測(cè)量耙設(shè)計(jì)過(guò)程中，為布置附面層總壓測(cè)點(diǎn)位置，需確定飛行臺(tái)試飛過(guò)程中，被試發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙過(guò)渡段處附面層的厚度，因此首先采用CFD對(duì)飛行臺(tái)被試發(fā)動(dòng)機(jī)附面層的特性進(jìn)行模擬計(jì)算。

2 附面層模擬計(jì)算

2.1 幾何模型的建立與網(wǎng)格劃分

根據(jù)飛行臺(tái)被試發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙的實(shí)際幾何尺寸建立吊艙計(jì)算模型。考慮到利用數(shù)值模擬方法計(jì)算高空高速飛行器通常采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)作為邊界條件，在吊艙前端建立一個(gè)半徑為5 m的半球，并采用適當(dāng)?shù)墓饣瑘A角連接吊艙前端與遠(yuǎn)場(chǎng)計(jì)算區(qū)域。計(jì)算幾何模型如圖1所示。

圖1 計(jì)算幾何模型Fig.1 Calculated geometrical model

為控制整體網(wǎng)格數(shù)量，提高計(jì)算效率，將計(jì)算模型分成吊艙區(qū)域和遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)域分別進(jìn)行網(wǎng)格劃分。遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，吊艙區(qū)域采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。為精確計(jì)算吊艙邊界部分附面層特性，邊界區(qū)域采用逐漸增大的邊界層網(wǎng)格。吊艙前端圓角處網(wǎng)格采用等比例增大的模式劃分，主流區(qū)以附面層邊界面為起始面采用等比例增大的結(jié)構(gòu)體網(wǎng)格。計(jì)算模型網(wǎng)格如圖2所示。

2.2 計(jì)算結(jié)果

采用求解連續(xù)方程、動(dòng)量方程、能量方程，及標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型加壁面函數(shù)的方法計(jì)算。計(jì)算過(guò)程中，遠(yuǎn)場(chǎng)壓力條件中的靜壓值根據(jù)飛行高度確定，馬赫數(shù)根據(jù)飛行速度和當(dāng)?shù)芈曀俅_定。

對(duì)附面層的計(jì)算共分三個(gè)方面來(lái)分析：首先計(jì)算飛行高度8 km、飛行速度300 km/h工況，得到附面層特性；其次根據(jù)飛行臺(tái)的飛行包線(最大飛行高度12 km，最大飛行速度600 km/h)，保持飛行速度不變，將計(jì)算高度從12 km逐步降低到1 km，分析附面層厚度隨飛行高度的變化；最后在保持8 km飛行高度下，將飛行速度從650 km/h降低到50 km/h，分析附面層隨飛行速度的變化。

圖2 計(jì)算模型網(wǎng)格Fig.2 Calculated model mesh

圖3為飛行高度8 km、飛行速度300 km/h典型工況下，計(jì)算的吊艙內(nèi)速度沿徑向的變化?？梢?，典型工況下吊艙內(nèi)的邊界層厚度為43 mm。

圖3 吊艙內(nèi)速度沿徑向的變化Fig.3 Velocity radial distribution in nacelle

圖4為吊艙內(nèi)附面層厚度隨飛行高度的變化情況?？梢?，隨著飛行高度的上升，吊艙內(nèi)附面層厚度逐漸增加。

圖4 附面層厚度隨飛行高度的變化Fig.4 Boundary layer thickness vs.altitude

圖5為吊艙內(nèi)附面層厚度隨速度的變化關(guān)系?？梢?，隨著飛行速度的增大，附面層厚度逐漸減小。

圖5 附面層厚度隨飛行速度的變化Fig.5 Boundary layer thickness vs.velocity

3 耙體設(shè)計(jì)及測(cè)量方案

飛行臺(tái)被試發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口直徑為905 mm。設(shè)計(jì)的組合測(cè)量耙為一周向均勻分布的水字形測(cè)壓耙，共6支耙臂。6支耙臂在進(jìn)氣道中央由一組鋼絲阻尼環(huán)串聯(lián)在一起，以減少耙體在試驗(yàn)中的振動(dòng)[2]。其中3支耙臂只用于測(cè)量空氣流量計(jì)算用總壓/靜壓及總、靜壓差(采用皮托管測(cè)量)，耙體設(shè)計(jì)如圖6 (a)所示，每只耙臂上的測(cè)點(diǎn)按等環(huán)面分布，其測(cè)點(diǎn)的相對(duì)徑向距離從小到大依次為0.408、0.578、0.707、0.817和0.918。另外3支耙臂為獲取附面層內(nèi)的壓力，根據(jù)CFD計(jì)算結(jié)果(圖3)，預(yù)估飛行臺(tái)被試發(fā)動(dòng)機(jī)附面層厚度在50 mm以內(nèi)，因此去掉⑤號(hào)測(cè)點(diǎn)，代之以10個(gè)密布的總壓測(cè)點(diǎn)；其余4個(gè)測(cè)點(diǎn)仍采用皮托管測(cè)量總壓/靜壓及總、靜壓差。考慮到附面層近壁面20%距離內(nèi)影響較大[3]，前5個(gè)測(cè)點(diǎn)布點(diǎn)間距為5 mm，從第6個(gè)測(cè)點(diǎn)開始間距增至8 mm，設(shè)計(jì)方案如圖6(b)所示。加工過(guò)程中，由于耙體與安裝座之間連接工藝需要，對(duì)第4個(gè)測(cè)點(diǎn)位置做了適量調(diào)整，加工完成后的測(cè)量耙臂如圖7所示。

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圖6 組合測(cè)量耙臂測(cè)點(diǎn)分布示意圖Fig.6 Array of probes for new jointed rake

圖7 加工完成后的組合測(cè)量耙臂Fig.7 The arm of new jointed rake

圖8 測(cè)量耙的安裝示意圖Fig.8 Installation of rakes

在飛行臺(tái)被試發(fā)動(dòng)機(jī)過(guò)渡段安裝組合測(cè)量耙，在同一截面安裝附面層總溫測(cè)量耙[4]，安裝示意圖見圖8。總溫測(cè)量耙由3支耙臂組成，每支耙上3個(gè)總溫測(cè)頭。另外，在耙安裝截面過(guò)渡段壁面加裝6個(gè)靜壓座，對(duì)被試發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口壁面靜壓進(jìn)行測(cè)量。

30個(gè)附面層總壓采用美國(guó)產(chǎn)的小量程壓差傳感器(P1662)測(cè)量，27個(gè)皮托管分別采用絕壓傳感器(GYJ-1)和壓差傳感器(P1662)對(duì)被試發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓及總、靜壓差進(jìn)行測(cè)量，過(guò)渡段壁面靜壓采用絕壓傳感器(GYJ-1)測(cè)量。總溫采用K型熱電偶測(cè)量。

飛行臺(tái)試飛過(guò)程中，被試發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口組合測(cè)量耙、總溫耙及壁面靜壓測(cè)量參數(shù)，由機(jī)載KAM500采集器采集，D40F記錄器以固態(tài)盤記錄方式記錄PCM信號(hào)，F(xiàn)SM-1A型GPS時(shí)間碼發(fā)生器同時(shí)為采集器、記錄器提供IRIG-B格式的GPS標(biāo)準(zhǔn)時(shí)間，遙測(cè)發(fā)射機(jī)VTX5540NT、3255天線等將采集器送出的PCM信號(hào)發(fā)射到地面進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控。

4 附面層測(cè)量結(jié)果

結(jié)合該型發(fā)動(dòng)機(jī)飛行臺(tái)試飛，新研的組合測(cè)量耙在飛行臺(tái)上進(jìn)行了地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。不同高度、不同速度飛行條件下，被試發(fā)動(dòng)機(jī)同一狀態(tài)，組合測(cè)量耙測(cè)量數(shù)據(jù)如圖9所示?？梢?，靠近壁面的4個(gè)測(cè)點(diǎn)在附面層內(nèi)，即附面層厚度約為35 mm。這與前文預(yù)估的附面層厚度在50 mm以內(nèi)的結(jié)果較為吻合。

從工程測(cè)量和應(yīng)用角度考慮，附面層厚度相當(dāng)小，同時(shí)由于傳感器布置、測(cè)量、校準(zhǔn)、計(jì)算等誤差，使得試驗(yàn)測(cè)量附面層厚度在精度上很難保證，所以在一定的可接受誤差范圍內(nèi)估算(根據(jù)實(shí)際測(cè)量結(jié)果)出附面層厚度比較符合工程應(yīng)用需要。

根據(jù)計(jì)算及試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)，假定附面層厚度(δ)隨被試發(fā)動(dòng)機(jī)低壓換算轉(zhuǎn)速(n1hs)呈線性變化，附面層厚度計(jì)算式可擬合為δ=10.285+0.427n1hs，可用于被試發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量計(jì)算。

圖9 飛行過(guò)程中的測(cè)量數(shù)據(jù)Fig.9 Measured data of flight test

5 流量計(jì)算及分析

利用組合測(cè)量耙測(cè)量數(shù)據(jù)，對(duì)被試發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量進(jìn)行計(jì)算，結(jié)果與被試發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)空氣流量基本一致。計(jì)算方法及計(jì)算結(jié)果如下[5，6]。

分別采用四種方法對(duì)被試發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量進(jìn)行計(jì)算。

方法一：忽略附面層對(duì)空氣流量的影響。不帶附面層測(cè)點(diǎn)的測(cè)量耙上共5個(gè)皮托管測(cè)點(diǎn)，由試飛數(shù)據(jù)可知，靠近壁面的最外皮托管測(cè)點(diǎn)已處于附面層內(nèi)，因此去掉此點(diǎn)，算出每個(gè)測(cè)點(diǎn)的換算流量，然后累加得出總的換算流量。

方法二：根據(jù)不帶附面層測(cè)點(diǎn)的測(cè)量耙上靠近壁面的最外皮托管測(cè)點(diǎn)的數(shù)據(jù)，計(jì)算附面層流量。

方法三：由試飛數(shù)據(jù)可知，帶附面層測(cè)點(diǎn)的測(cè)量耙中，靠近壁面的最外4個(gè)測(cè)點(diǎn)處于附面層內(nèi)，根據(jù)這4個(gè)測(cè)點(diǎn)所測(cè)數(shù)據(jù)計(jì)算附面層流量。

方法四：根據(jù)附面層測(cè)點(diǎn)測(cè)量數(shù)據(jù)，計(jì)算出附面層的速度分布v，利用最小二乘法擬合出速度關(guān)于附面層測(cè)點(diǎn)到壁面距離y的函數(shù)v=f(y)，得到附面層位移厚度，進(jìn)而得到氣流流通有效面積，最后在此基礎(chǔ)上計(jì)算空氣流量。

5.2 計(jì)算結(jié)果

按以上四種方法計(jì)算的空氣流量如表1所示?？梢?，方法二、方法三及方法四的計(jì)算結(jié)果基本相同或相近，方法一計(jì)算結(jié)果明顯偏差。這是由于方法一在計(jì)算過(guò)程中忽略了附面層影響；另外三種方法均考慮了附面層影響，差異只是選取不同測(cè)點(diǎn)數(shù)據(jù)或采用不同計(jì)算方法所致。

表1 四種方式計(jì)算的空氣流量Table 1 Calculation results of airflow by four different methods

為比較附面層對(duì)空氣流量計(jì)算的影響，圖10給出了方法一和方法二兩種計(jì)算方法獲得的進(jìn)氣流量隨發(fā)動(dòng)機(jī)低壓換算轉(zhuǎn)速的變化趨勢(shì)?？梢?，考慮附面層影響計(jì)算的進(jìn)氣流量，要小于不考慮附面層影響計(jì)算的進(jìn)氣流量。

圖10 進(jìn)氣流量隨低壓換算轉(zhuǎn)速的變化Fig.10 Airflow vs.low pressure corrected speed

6 結(jié)論

(1)利用組合測(cè)量耙測(cè)試數(shù)據(jù)計(jì)算的被試發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量，與發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的空氣流量較吻合。研制的空氣流量組合測(cè)量耙及其在飛行臺(tái)上的測(cè)量方案、計(jì)算方法，可用于發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量測(cè)量；采用組合測(cè)量耙可以測(cè)量出附面層內(nèi)的壓力變化，為附面層相關(guān)研究提供試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持。

(2)根據(jù)計(jì)算結(jié)果對(duì)組合測(cè)量耙上測(cè)點(diǎn)位置進(jìn)行布置；為減小計(jì)算誤差、降低測(cè)量誤差，采用皮托管代替?zhèn)鹘y(tǒng)的總壓測(cè)點(diǎn)，采用小量程相對(duì)壓差傳感器對(duì)總、靜壓差進(jìn)行測(cè)量；將發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣流量測(cè)量和附面層壓力測(cè)量結(jié)合在一起，既符合組合測(cè)量耙設(shè)計(jì)指標(biāo)，又滿足被試發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)試要求，此技術(shù)可推廣應(yīng)用于其他型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量測(cè)量。

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Development and Experiment of Jointed Rake for Airflow and Boundary-Layer Measurement

MA Yan-rong
(Chinese Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China)

During measurement of inlet airflow for an aero-engine,a new jointed rake for airflow and boundary-layer measurement has been designed and built.According to the results of boundary layer char?acteristic analog calculation,the measurement stations were arrayed to reduce the rake number and installa?tion space.The test results show that airflow of an aero-engine computed form measured data by the new jointed rake at flight test agrees with the values of designed.The new rake design,boundary layer simulated calculation,measurement station array and test were presented.The measuring results of boundary layer pressure and calculated airflow results were also exemplified.

aero-engine；airflow measurement；boundary layer measurement；jointed rake；flight test

V217+.3

：A

：1672-2620(2014)03-0054-05

2013-11-11；

：2014-03-04

馬燕榮(1975-)，女，陜西渭南人，高級(jí)工程師，碩士，從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性試飛工作。