趙海剛，趙東濤，汪濤，田曉平，黨學(xué)武

(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變測(cè)量耙風(fēng)洞校準(zhǔn)試驗(yàn)

趙海剛，趙東濤，汪濤，田曉平，黨學(xué)武

(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

以國(guó)產(chǎn)大型客機(jī)C919配裝的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)為應(yīng)用背景，研制了基于動(dòng)態(tài)、穩(wěn)態(tài)壓力和總溫參數(shù)集成測(cè)試的大尺寸進(jìn)氣道畸變測(cè)量耙。為評(píng)估和驗(yàn)證其角度、速度測(cè)量特性及參數(shù)測(cè)量精確度，進(jìn)行了全尺寸量級(jí)的進(jìn)氣道測(cè)量耙風(fēng)洞校準(zhǔn)試驗(yàn)研究。結(jié)果表明：在馬赫數(shù)0.2～0.6、攻角和側(cè)滑角-20°～20°范圍內(nèi)，耙體壓力測(cè)量相對(duì)誤差小于0.5%，滿足對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)品質(zhì)和流量的測(cè)試技術(shù)需求。

大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)；飛行試驗(yàn)；進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)相容性；進(jìn)氣道畸變測(cè)量耙；風(fēng)洞校準(zhǔn)試驗(yàn)

1 引言

飛行中，任何原因引起的進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性問(wèn)題，均可造成發(fā)動(dòng)機(jī)性能降低、喘振，甚至引起發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車(chē)等嚴(yán)重飛行事故。因此，進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性考核，一直是現(xiàn)代軍用飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)定型試飛，和民用飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)合格審定試飛中的重要試驗(yàn)科目之一[1，2]。作為此項(xiàng)試驗(yàn)的關(guān)鍵測(cè)量設(shè)備，測(cè)量耙通常呈6支或8支耙體周向等角度安裝在飛機(jī)進(jìn)氣道出口同一截面，以測(cè)量試飛中發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)品質(zhì)、流量等關(guān)鍵參數(shù)，為評(píng)估進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)相容性提供數(shù)據(jù)依據(jù)[3～9]。近年來(lái)，進(jìn)氣道測(cè)量耙已成為國(guó)內(nèi)外試飛工程師重點(diǎn)研究和開(kāi)發(fā)的方向之一。

國(guó)內(nèi)在針對(duì)小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和殲擊機(jī)試飛用進(jìn)氣道測(cè)量耙研制技術(shù)及其使用維護(hù)經(jīng)驗(yàn)方面較為成熟。但由于試驗(yàn)對(duì)象的缺失，一直以來(lái)，適用于大型飛機(jī)和大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)試飛用的大尺寸進(jìn)氣道測(cè)量耙研制還處于空白。為滿足國(guó)產(chǎn)大型客機(jī)C919配裝大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流量品質(zhì)測(cè)試技術(shù)的需求，通過(guò)若干關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)和創(chuàng)新設(shè)計(jì)，成功研制了基于動(dòng)態(tài)、穩(wěn)態(tài)壓力，總溫參數(shù)集成測(cè)試的大尺寸進(jìn)氣道壓力畸變測(cè)量耙，填補(bǔ)了國(guó)內(nèi)在此方面的空白。

本文通過(guò)在某低速和高速風(fēng)洞中進(jìn)行全尺寸量級(jí)測(cè)量耙風(fēng)洞校準(zhǔn)試驗(yàn)，獲得了第一手關(guān)于新式測(cè)點(diǎn)布置的測(cè)量耙測(cè)試數(shù)據(jù)，為評(píng)估耙體角度與速度測(cè)量特性，優(yōu)化耙體測(cè)點(diǎn)設(shè)計(jì)方案，和驗(yàn)證測(cè)量耙測(cè)試精度提供了數(shù)據(jù)依據(jù)。

2 測(cè)量耙測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)

根據(jù)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)試飛技術(shù)需求，進(jìn)氣道測(cè)量耙共裝機(jī)8支，周向等角度安裝在進(jìn)氣道出口。測(cè)量耙設(shè)計(jì)長(zhǎng)度(含安裝座)為650 mm以上，單支耙體質(zhì)量2.77 kg，采用復(fù)合材料/合金鋼承力結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。耙體測(cè)量段等環(huán)面布置5個(gè)參數(shù)測(cè)量點(diǎn)，每個(gè)測(cè)點(diǎn)集成布置動(dòng)態(tài)、穩(wěn)態(tài)總壓和總溫3個(gè)參數(shù)。耙體端部?jī)?nèi)置1支振動(dòng)加速度傳感器，根部?jī)?nèi)置若干材料應(yīng)變測(cè)量片，用于裝機(jī)試飛過(guò)程中實(shí)時(shí)測(cè)量耙體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度特性，為耙體裝機(jī)安全監(jiān)控和評(píng)估耙體結(jié)構(gòu)適應(yīng)性提供數(shù)據(jù)依據(jù)。圖1為測(cè)量耙數(shù)模圖。

圖1 進(jìn)氣道畸變測(cè)量耙數(shù)模圖Fig.1 Inlet distortion rake model

在耙體測(cè)點(diǎn)布置時(shí)，創(chuàng)新性地將動(dòng)態(tài)、穩(wěn)態(tài)壓力，總溫參數(shù)集成內(nèi)埋式布置在同一測(cè)點(diǎn)上。具體設(shè)計(jì)方式為將高度19 mm、?10 mm×0.5 mm的外套管安裝在每個(gè)測(cè)點(diǎn)上，外套管根部處設(shè)計(jì)3個(gè)?3 mm的側(cè)向通氣孔，使進(jìn)入到外套管中的氣體順利排除，防止氣體在外套管中產(chǎn)生的回流影響參數(shù)測(cè)量精度。外套管的作用是消除耙體測(cè)量段對(duì)來(lái)流氣體的繞流效應(yīng)影響。動(dòng)態(tài)壓力傳感器、溫度、穩(wěn)態(tài)壓力受感部置于外套管內(nèi)部，其中動(dòng)態(tài)壓力傳感器采用可拆卸方式安裝，便于傳感器的定檢、維修和更換，提高了傳感器的利用率。

3 測(cè)量耙風(fēng)洞校準(zhǔn)試驗(yàn)方案

本次進(jìn)氣道測(cè)量耙校準(zhǔn)試驗(yàn)的馬赫數(shù)Ma= 0.20～0.60，間隔0.05標(biāo)定一次；側(cè)滑角β的標(biāo)定范圍為β=0°～30°，間隔5°標(biāo)定一次；攻角α的標(biāo)定范圍為α=-30°～30°，間隔5°標(biāo)定一次。試驗(yàn)中側(cè)滑角定義為：以通過(guò)測(cè)量耙安裝底面中心點(diǎn)作垂直于安裝底面的垂線，測(cè)量耙繞垂線順時(shí)鐘旋轉(zhuǎn)角度為正側(cè)滑角，反之為負(fù)側(cè)滑角。由于穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)處于測(cè)量耙對(duì)稱(chēng)線上，因此只標(biāo)定正側(cè)滑角。攻角定義為：測(cè)量耙繞垂線縱向旋轉(zhuǎn)，迎風(fēng)向角度為正攻角，背風(fēng)向角度為負(fù)攻角。

3.1 高速風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備與測(cè)試系統(tǒng)

某高速風(fēng)洞是一座半回流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞。風(fēng)洞側(cè)壁半模迎角機(jī)構(gòu)的運(yùn)行范圍為-60°～60°，迎角的控制精度小于±3′。測(cè)量耙通過(guò)設(shè)計(jì)的專(zhuān)用試驗(yàn)夾具固定在風(fēng)洞試驗(yàn)段窗口轉(zhuǎn)窗上，測(cè)壓輸出管線從風(fēng)洞轉(zhuǎn)窗引出，再通過(guò)氟塑料管路接入到電子壓力掃描閥中。采用風(fēng)洞內(nèi)的標(biāo)準(zhǔn)壓力和溫度作為校準(zhǔn)基準(zhǔn)。

測(cè)量耙在高速風(fēng)洞中進(jìn)行了Ma=0.40、0.45、0.50、0.55和0.60共5個(gè)來(lái)流馬赫數(shù)校準(zhǔn)試驗(yàn)。

3.2 低速風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備與測(cè)試系統(tǒng)

某低速風(fēng)洞為單回流閉口式低速增壓風(fēng)洞。整個(gè)試驗(yàn)風(fēng)洞由活動(dòng)軌道車(chē)、腹撐機(jī)構(gòu)、控制系統(tǒng)及測(cè)量系統(tǒng)等組成。風(fēng)洞壓力測(cè)量系統(tǒng)由測(cè)壓系統(tǒng)和高精度壓力測(cè)量系統(tǒng)組成，具有測(cè)量精度高(約0.01%)、數(shù)據(jù)采集速率快等特點(diǎn)，同時(shí)可提供多任務(wù)、并行處理等功能。

測(cè)量耙采用腹撐方式支撐，通過(guò)整流罩、常壓腹撐支桿及轉(zhuǎn)接件與架車(chē)下轉(zhuǎn)盤(pán)蓋板下的外式天平相連。耙體上的測(cè)壓管和溫度傳感器線穿過(guò)腹撐支桿引入風(fēng)洞試驗(yàn)段，在試驗(yàn)段內(nèi)對(duì)其進(jìn)行測(cè)量。測(cè)量耙姿態(tài)角變化通過(guò)腹撐機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)。為在試驗(yàn)中得到準(zhǔn)確的模型區(qū)標(biāo)準(zhǔn)總壓和總溫，在風(fēng)洞上壁轉(zhuǎn)盤(pán)上安裝了兩個(gè)標(biāo)準(zhǔn)總壓和總溫探頭。

測(cè)量耙在低速風(fēng)洞內(nèi)進(jìn)行了Ma=0.20、0.25、0.30、0.35和0.40共5個(gè)來(lái)流馬赫數(shù)校準(zhǔn)試驗(yàn)。

4 試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果與分析

4.1 角度特性試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果與分析

測(cè)量耙風(fēng)洞試驗(yàn)件等環(huán)面布置5個(gè)測(cè)點(diǎn)，每個(gè)測(cè)點(diǎn)均布置穩(wěn)態(tài)總壓、總溫和動(dòng)態(tài)總壓參數(shù)。其中穩(wěn)態(tài)總壓管位于測(cè)量耙對(duì)稱(chēng)線上，管中心距外套管中心2.5 mm，距外套管端面設(shè)計(jì)深度d分別為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對(duì)壓力損失系數(shù)的影響。

圖2示出了馬赫數(shù)0.25，各受感部距外套管端面設(shè)計(jì)深度分別為1.0、1.8、2.8、4.5 mm時(shí)，各測(cè)點(diǎn)壓力損失系數(shù)隨攻角和側(cè)滑角的變化曲線。其中圖2 (b)所示曲線對(duì)應(yīng)的穩(wěn)態(tài)壓力受感部貼近于外套管下壁面(相對(duì)于耙體垂直方向，下同)，其余皆貼近于上壁面；壓力損失系數(shù)δ定義為：測(cè)量耙上穩(wěn)態(tài)壓力測(cè)量數(shù)據(jù)與風(fēng)洞中標(biāo)準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)壓力數(shù)據(jù)的比值。

圖2 壓力損失系數(shù)隨攻角和側(cè)滑角的變化曲線Fig.2 Pressure loss coefficient vs.incidence and sliding angle

從圖2(a)中可看出，在小側(cè)滑角下，攻角變化對(duì)于穩(wěn)態(tài)總壓損失系數(shù)變化不大；但隨著側(cè)滑角的變大，攻角對(duì)壓力損失系數(shù)的影響較為明顯，呈下拋物線形式，即攻角絕對(duì)值越大壓力損失越明顯。其原因?yàn)?，隨著攻角和側(cè)滑角的增大，外套管邊緣氣流分離特征更加明顯，進(jìn)而影響到外套管內(nèi)部總壓測(cè)量值的準(zhǔn)確度。

在較大側(cè)滑角狀態(tài)下，隨著攻角的增大，校準(zhǔn)數(shù)據(jù)曲線不對(duì)稱(chēng)，即相同側(cè)滑角下，圖2(a)、圖2(c)和圖2(d)中正攻角相對(duì)負(fù)攻角壓力損失系數(shù)變大，而圖2 (b)損失系數(shù)變小。分析認(rèn)為，圖2(a)、圖2(c)和圖2(d)中穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)貼近于外套管內(nèi)的上壁面，隨著攻角的增大，外包套管上半部分的遮蔽作用增強(qiáng)，導(dǎo)致其正攻角時(shí)壓力損失更為明顯；而圖2(b)對(duì)應(yīng)的壓力受感部貼近外套管下壁面，其規(guī)律恰好相反。

對(duì)比圖2(a)、圖2(c)和圖2(d)中各穩(wěn)態(tài)總壓損失系數(shù)結(jié)果可知，相同攻角和側(cè)滑角條件下，各壓力損失系數(shù)值逐漸減小。其原因在于，測(cè)點(diǎn)距外套管端面的設(shè)計(jì)深度越深，外套管邊緣氣流的分離特征越明顯，其對(duì)穩(wěn)態(tài)總壓的屏蔽影響越強(qiáng)。

4.2 速度特性試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果與分析

圖3示出了受感部距外套管端面設(shè)計(jì)深度1.0 mm，側(cè)滑角依次為0°、20°、30°時(shí)，不同馬赫數(shù)和攻角下的壓力損失系數(shù)曲線?？梢?jiàn)，在無(wú)側(cè)滑狀態(tài)下，壓力損失系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增大變化很小，壓力損失系數(shù)接近于1.00。但隨著側(cè)滑角的增大，馬赫數(shù)對(duì)壓力損失系數(shù)的影響逐漸變大，即隨著馬赫數(shù)的增大，壓力損失下降明顯。其原因?yàn)?，隨著攻角和側(cè)滑角的增大，外套管邊緣氣流出現(xiàn)分離流動(dòng)，而馬赫數(shù)越大外套管邊緣氣流的分離越劇烈，壓力損失越大。分析圖3(a)、圖3(b)中曲線可得，在馬赫數(shù)0.2～0.6、攻角和側(cè)滑角-20°～20°范圍內(nèi)，耙體穩(wěn)態(tài)壓力損失系數(shù)大于97.5%，即滿足試飛中穩(wěn)態(tài)壓力測(cè)量相對(duì)誤差小于0.5%的精度要求。

5 結(jié)論

(1)測(cè)點(diǎn)距外套管端面的設(shè)計(jì)深度越深，外套管對(duì)穩(wěn)態(tài)總壓的屏蔽影響越強(qiáng)，且隨著來(lái)流速度和耙體攻角、側(cè)滑角的增大，屏蔽趨勢(shì)更加明顯，穩(wěn)態(tài)壓力損失系數(shù)越大。

(2)受感部距外套管端面設(shè)計(jì)深度1.0 mm時(shí)，在馬赫數(shù)0.2～0.6、攻角和側(cè)滑角-20°～20°范圍內(nèi)，耙體壓力測(cè)量相對(duì)誤差小于0.5%，滿足試飛中對(duì)測(cè)量耙穩(wěn)態(tài)壓力測(cè)試精度的要求。

圖3 壓力損失系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角的變化曲線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

趙海剛(1979-)，男，陜西寶雞人，工程師，碩士，主要從事進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)相容性試飛研究。