進(jìn)氣道試驗(yàn)試驗(yàn)方法

1、不同流量系數(shù)下的總壓恢復(fù)系數(shù)的測(cè)定

模型由進(jìn)氣道試驗(yàn)支架支撐，使模型入口位于試驗(yàn)段觀察窗附近。固定模型迎角和側(cè)滑角，通過(guò)安裝在進(jìn)氣道出口截面處的總、靜壓測(cè)量管測(cè)量進(jìn)氣道出口總、靜壓值。改變流量調(diào)節(jié)錐的位置，就得到與不同流量系數(shù)相對(duì)應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)。

2、喘振點(diǎn)的測(cè)量

進(jìn)氣道的喘振，是指進(jìn)氣道在亞臨界的某個(gè)工作狀態(tài)下，發(fā)生內(nèi)部氣流的不穩(wěn)定現(xiàn)象。在這種情況下，正激波在進(jìn)氣道管道內(nèi)外迅速地來(lái)回移動(dòng)，氣流會(huì)發(fā)生劇烈的振動(dòng)。對(duì)于超聲速進(jìn)氣道，流量小到一定程度時(shí)，可能發(fā)生進(jìn)氣道喘振，這個(gè)喘振點(diǎn)決定該進(jìn)氣道工作線的長(zhǎng)度，決定在各種工作狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)的工作裕度。所以希望得到準(zhǔn)確的喘振流量。試驗(yàn)方法有兩種，都是在預(yù)計(jì)的喘振流量附近，以最小的步長(zhǎng)，一步一步地向喘振點(diǎn)逼近，并記錄每步的各種數(shù)據(jù)。一種方法是在不喘振的狀態(tài)，一步步地使進(jìn)氣道喘振起來(lái)。另一種方法是在進(jìn)氣道喘振狀態(tài)，一步步向停喘的方向移動(dòng)，直到進(jìn)氣道停止喘振。觀測(cè)喘振點(diǎn)的方法很多，可以直接從動(dòng)態(tài)測(cè)壓儀器上壓力值的激烈波動(dòng)來(lái)判斷喘振的發(fā)生，也可以用紋影儀觀察和拍照。如高速CCD相繼記錄喘振的脈動(dòng)頻率。

3、載荷分布測(cè)量

為了獲得進(jìn)氣道部件的載荷和外阻，在其內(nèi)表面沿軸向、徑向開(kāi)一系列測(cè)壓孔測(cè)量壓力，測(cè)量方法和模型表面壓力分布試驗(yàn)測(cè)量方法相同。

4、吸除流量測(cè)量

試驗(yàn)中采用吸除噴管吸除進(jìn)氣道唇口、斜板等處的邊界層。吸除的流量通過(guò)測(cè)得的總、靜壓值計(jì)算得到。

5、進(jìn)氣道進(jìn)口處機(jī)身邊界層厚度測(cè)量

為了確定兩側(cè)進(jìn)氣道邊界層隔道尺寸，需測(cè)量進(jìn)氣道進(jìn)口處機(jī)身邊界層厚度。測(cè)量方法是使用單點(diǎn)總壓探針測(cè)量，探針相對(duì)機(jī)身的移動(dòng)距離由控制裝置控制和記錄。

6、進(jìn)氣道出口流場(chǎng)測(cè)量

進(jìn)氣道必須滿(mǎn)足發(fā)動(dòng)機(jī)在各種工作狀態(tài)下需要的流量。在進(jìn)氣道出口之后是流量的測(cè)量段，測(cè)量段要不止總壓測(cè)量和避免靜壓測(cè)量點(diǎn)。

（1）界面選擇

進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)屬兩個(gè)單位管，要共同商定一個(gè)測(cè)量界面，大家都用這個(gè)界面測(cè)得的數(shù)據(jù)進(jìn)行性能計(jì)算。美國(guó)國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)ARP1420中給出選定界面的4條原則：

a、氣動(dòng)界面定為進(jìn)氣道出口截面；

b、氣動(dòng)界面定在靠發(fā)動(dòng)機(jī)一側(cè)，應(yīng)位于前支板、工作葉片排的前緣；

c、氣動(dòng)界面要躲開(kāi)吸氣、放氣等輔助氣流，測(cè)量結(jié)果是最終提供發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流；

d、氣動(dòng)界面上的測(cè)壓耙、測(cè)量?jī)x表等不影響性能測(cè)量。

（2）測(cè)壓耙排列

測(cè)壓耙的數(shù)量、排列形式，都由發(fā)動(dòng)機(jī)制造商來(lái)定。使用哪個(gè)制造商的發(fā)動(dòng)機(jī)，就按這個(gè)制造商的標(biāo)準(zhǔn)要求做。每耙上的測(cè)量點(diǎn)可按等面積分布。

進(jìn)氣道是一個(gè)系統(tǒng)的總稱(chēng)，包括進(jìn)氣口、輔助進(jìn)氣口、放氣口和進(jìn)氣通道，它是保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的重要部件，它直接影響到飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率、發(fā)動(dòng)機(jī)是否正常工作、推力的大小等，起到至關(guān)重要的作用，尤其對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)的性能有很大的影響。其作用有：提供給發(fā)動(dòng)機(jī)一定流量的空氣，飛行時(shí)要實(shí)現(xiàn)對(duì)高速氣流的減速增壓，將氣流的動(dòng)壓轉(zhuǎn)化成壓力能，隨著飛行速度的增加，進(jìn)氣道的增壓作用將更大。

進(jìn)氣道的形式有可調(diào)式和不可調(diào)式，三維軸對(duì)稱(chēng)型和二維矩形等。

①模型比例

由以下幾個(gè)因素確定在常規(guī)風(fēng)洞中進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷谋壤?

a．模型長(zhǎng)不超過(guò)試驗(yàn)段高

模型應(yīng)在試驗(yàn)段的流場(chǎng)均勻區(qū)內(nèi)，進(jìn)氣道模型進(jìn)氣口之后1倍當(dāng)量直徑處是個(gè)關(guān)鍵截面，此截面之后可以超出模型區(qū)。

b．模型展長(zhǎng)不超過(guò)0.6倍試驗(yàn)段寬

對(duì)小展弦比飛機(jī)模型，斬?cái)嗤庖砗?，一般都能滿(mǎn)足要求；對(duì)于大展弦比飛機(jī)模型，展長(zhǎng)的要求要充分注意。

②模擬范圍

進(jìn)氣道模型應(yīng)與飛行器保持幾何相似，其內(nèi)管道形狀要求模擬到發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口前，特別是進(jìn)氣錐和唇口部分形狀的模擬尤為重要；其外部形狀的模擬可根據(jù)需要適當(dāng)選取，通?？赡M到進(jìn)氣道的邊界層放氣口或放氣門(mén)處。前機(jī)身、進(jìn)氣道唇口、進(jìn)氣道輔助進(jìn)氣門(mén)部分及有關(guān)融合處等影響進(jìn)氣道流動(dòng)的部分也需精確模擬。規(guī)定進(jìn)口之后1倍當(dāng)量進(jìn)口直徑長(zhǎng)度處之前為全模擬。進(jìn)氣道的內(nèi)管道為全模擬。

③模型支撐

進(jìn)氣道模型支撐方式，可以是尾支、腹支和背支等。原則是在各種試驗(yàn)狀態(tài)下，模型不能伸出試驗(yàn)段的模型區(qū)，且進(jìn)氣道進(jìn)口始終在流場(chǎng)均勻區(qū)中。

總壓排管：在進(jìn)氣道出口安裝有總壓排管。它可以固定在風(fēng)洞進(jìn)氣道試驗(yàn)裝置上?？倝号殴艿男螤钣胁煌贾?，可以繞縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)也可以是固定的。排管上總壓測(cè)量的沿徑向可按等面積布置，也可以安裝動(dòng)態(tài)壓力傳感器。在總壓排管處進(jìn)氣道壁面上布置4～8個(gè)靜壓測(cè)量孔。

①調(diào)節(jié)流量裝置：進(jìn)氣道試驗(yàn)必須具有可調(diào)節(jié)流量的裝置，它可以改變進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣流量，同時(shí)與風(fēng)洞和進(jìn)氣道模型相匹配，通常采用電機(jī)驅(qū)動(dòng)節(jié)流錐移動(dòng)來(lái)實(shí)現(xiàn)。

②流量控制系統(tǒng)：流量控制系統(tǒng)主要由截流錐、步進(jìn)電機(jī)、電源、計(jì)算機(jī)組成。截流錐與測(cè)試段相連，步進(jìn)電機(jī)通過(guò)電源供電控制截流錐的位置變化，最終計(jì)算機(jī)通過(guò)對(duì)步進(jìn)電機(jī)的控制達(dá)到對(duì)流經(jīng)進(jìn)氣道模型測(cè)試段空氣流量的控制。

③壓力測(cè)量系統(tǒng)：包括動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量系統(tǒng)和靜態(tài)壓力測(cè)量系統(tǒng)。

a．動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量系統(tǒng)。動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量系統(tǒng)由放大器、濾波器、動(dòng)態(tài)信號(hào)采集處理系統(tǒng)和磁帶記錄儀等組成。動(dòng)態(tài)傳感器采用由美國(guó)制造的Kulite小型高頻率響應(yīng)動(dòng)態(tài)壓力傳感器，其輸出的模擬電壓信號(hào)在進(jìn)入采集計(jì)算機(jī)前要經(jīng)過(guò)放大器放大、低通濾波器濾波、高速A/D轉(zhuǎn)換等處理轉(zhuǎn)變?yōu)楸阌诖鎯?chǔ)、傳輸和分析處理的數(shù)字信號(hào)(或數(shù)據(jù))。

b．靜態(tài)壓力測(cè)量系統(tǒng)。采用780B壓力采集系統(tǒng)或其他測(cè)量系統(tǒng)，該系統(tǒng)主要由計(jì)算機(jī)、數(shù)據(jù)采集控制單元、壓力控制單元靜壓測(cè)點(diǎn)，總壓測(cè)點(diǎn)、動(dòng)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)等。

④引射器：進(jìn)氣道試驗(yàn)一般采用沖壓方式測(cè)量流人的流量，但是在低速或低馬赫數(shù)，以及大迎角狀態(tài)試驗(yàn)時(shí)，沖壓方式得不到大的流量，達(dá)不到實(shí)際進(jìn)氣道工作時(shí)的流量。進(jìn)氣道工作線與發(fā)動(dòng)機(jī)工作線沒(méi)有交點(diǎn)，需要安裝引射器來(lái)提高進(jìn)氣道的流量，其形式可以采用高壓引射方式。引射器也可以采用真空引射方式。引射器一般放置在風(fēng)洞外面，通過(guò)軟管將進(jìn)氣道出口與其相連接。

⑤流量計(jì)：進(jìn)氣道試驗(yàn)流量的測(cè)量是通過(guò)測(cè)量出El截面氣流的總壓P。和靜壓P計(jì)算得到，為測(cè)量準(zhǔn)確，可以在節(jié)流錐后面安裝高精度的流量計(jì)，流量計(jì)經(jīng)過(guò)標(biāo)準(zhǔn)氣體流量裝置校準(zhǔn)。 2100433B

機(jī)身/進(jìn)氣道一體化歸根到底是機(jī)身與動(dòng)力裝置特性的匹配。飛機(jī)設(shè)計(jì)中，如以嵌入式的機(jī)翼根部為進(jìn)氣道入口，保證了機(jī)身附面層保持在進(jìn)氣道外面；然而，進(jìn)氣道亞聲速導(dǎo)管損失和不良速度場(chǎng)分布效應(yīng)的負(fù)面影響，與單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)由分叉進(jìn)氣道供氣，在偏航時(shí)產(chǎn)生的流量不對(duì)稱(chēng)分布的周期效應(yīng)結(jié)合在一起，使發(fā)動(dòng)機(jī)性能大受影響。這里的分叉進(jìn)氣道，在國(guó)外被稱(chēng)之為“雙進(jìn)口進(jìn)氣道”。通常，這種流量不對(duì)稱(chēng)的流動(dòng)現(xiàn)象，其最終結(jié)果是進(jìn)氣道總壓恢復(fù)突然下降，使進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的速度場(chǎng)分布顯著惡化，影響進(jìn)/發(fā)匹配；此外，如果氣流在機(jī)身兩側(cè)管道之間振蕩，就會(huì)引起壓力快速變化而出現(xiàn)進(jìn)氣道音爆的噪聲，并引起飛機(jī)振動(dòng)。出現(xiàn)在其中的流動(dòng)不穩(wěn)定性，是飛機(jī)設(shè)計(jì)不能允許的。其解決的工程措施是，避免兩側(cè)進(jìn)氣導(dǎo)管的拐彎過(guò)急，并適度地延長(zhǎng)共同管道的長(zhǎng)度，使兩股氣流匯合后的靜壓力平衡功能保持到下游的壓氣機(jī)進(jìn)口處。

沒(méi)有預(yù)壓縮作用的皮托式進(jìn)氣道，在大Ma數(shù)飛行的情況下，僅產(chǎn)生一道簡(jiǎn)單的正激波，造成很大的總壓損失。但是，這個(gè)損失可由生成若干道較弱的斜激波(經(jīng)過(guò)進(jìn)口中心錐體或楔形板預(yù)壓縮表面)，而不是僅通過(guò)一道簡(jiǎn)單的強(qiáng)激波來(lái)減少。例如，皮托式進(jìn)氣道在Ma=2.0的總壓損失為27% ，當(dāng)在進(jìn)口內(nèi)插入了一塊簡(jiǎn)單(單級(jí))楔形體的時(shí)候，可以減少到9%(見(jiàn)圖1)。對(duì)于腹部進(jìn)氣道，完全可采用一體化設(shè)計(jì)，將楔板轉(zhuǎn)化成前機(jī)身下表面凸出的一塊斜坡，從而簡(jiǎn)化了進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，降低了制造難度，減輕了總質(zhì)量。該一體化設(shè)計(jì)縮比模型的側(cè)視細(xì)節(jié)參見(jiàn)圖2。

進(jìn)氣道9%的壓力損失將減小動(dòng)力裝置凈推力約15% ，并增大燃油消耗率約6% 。雖然附加一塊適當(dāng)?shù)男ㄐ误w要付出其復(fù)雜性、成本、質(zhì)量和亞聲速阻力為代價(jià)，但有了更多的傾斜壓縮表面，總壓損失可以更進(jìn)一步降低，這一點(diǎn)，對(duì)于急需“增推減阻”的飛機(jī)設(shè)計(jì)或改進(jìn)改型，顯然有重大意義。

對(duì)F-15戰(zhàn)斗機(jī)的主要要求是能充分利用剩余推力成功地實(shí)現(xiàn)空中優(yōu)勢(shì)和完成攔截任務(wù)，并具有較高的超聲速性能。其推進(jìn)系統(tǒng)的成功設(shè)計(jì)為其達(dá)到所要求的性能起了很大的作用，其中比較突出的有：位于機(jī)翼前緊靠機(jī)身的兩側(cè)可變幾何二維進(jìn)氣道，采用高推重比的發(fā)動(dòng)機(jī)F-100，低阻的機(jī)身后體/噴管系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)。此推進(jìn)系統(tǒng)的成功設(shè)計(jì)共經(jīng)歷了5年3個(gè)階段(概念設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)確定、系統(tǒng)發(fā)展)。

進(jìn)氣道-機(jī)身構(gòu)型進(jìn)氣道的形式

對(duì)F-15進(jìn)氣道的具體要求是：在機(jī)動(dòng)飛行及最大馬赫數(shù)飛行時(shí)有較高性能，氣流在一般飛行條件下有最小的畸變，在特殊飛行條件下有可被接受的畸變，進(jìn)氣道具有最小的重量。

通過(guò)對(duì)翼下進(jìn)氣道、雙發(fā)單進(jìn)氣道和機(jī)身兩側(cè)進(jìn)氣道等3種形式的大量風(fēng)洞試驗(yàn)，選定了機(jī)身兩側(cè)進(jìn)氣形式。通過(guò)對(duì)單級(jí)二維壓縮及帶有中心錐或半中心錐的軸對(duì)稱(chēng)等兩種形狀進(jìn)氣道的風(fēng)洞試驗(yàn)，證實(shí)二維進(jìn)氣道具有高的總壓恢復(fù)和小的流場(chǎng)畸變，且較軸對(duì)稱(chēng)形狀更不易受側(cè)向流動(dòng)的影響，因此，確定采用二維進(jìn)氣道。隨后，進(jìn)一步的風(fēng)洞試驗(yàn)確定應(yīng)采用四波系減速的二維進(jìn)氣道。為獲得最小的結(jié)構(gòu)重量，風(fēng)洞試驗(yàn)比較后決定采用3個(gè)隨迎角變化可轉(zhuǎn)動(dòng)的壓縮楔板。圖7所示為F-15進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)。為實(shí)現(xiàn)可變幾何捕獲面積，所有壓縮楔板均可隨迎角和馬赫數(shù)的變化而相應(yīng)轉(zhuǎn)動(dòng)。整個(gè)進(jìn)氣道系統(tǒng)由一個(gè)計(jì)算機(jī)單獨(dú)控制，以使在很寬的超聲速飛行范圍內(nèi)和其他飛行條件下達(dá)到進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)的最優(yōu)匹配。

進(jìn)氣道-機(jī)身構(gòu)型前機(jī)身及進(jìn)氣道的相應(yīng)修型

為實(shí)現(xiàn)前機(jī)身/進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)，前機(jī)身的修型有：機(jī)身下表面的圓滑化，機(jī)身側(cè)表面的圓滑化。機(jī)頭的抬高，及機(jī)身最大寬度線上移等。圖8畫(huà)出了修型前后前機(jī)身的外形和相應(yīng)的局部流場(chǎng)。進(jìn)氣道的相應(yīng)修型有：進(jìn)氣遭外唇口前緣變鈍，進(jìn)氣道隔開(kāi)機(jī)身一定距離，第三級(jí)壓縮楔板稍微抬高等。 2100433B