低速風洞推力矢量試驗技術研究

賈 毅，鄭 芳，黃 浩，尹世博，郎衛東

（中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074）

低速風洞推力矢量試驗技術研究

賈 毅，鄭 芳，黃 浩，尹世博，郎衛東

（中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074）

介紹了中國航天空氣動力技術研究院FD-09低速風洞利用YF-16標模作為研究對象開發的一種推力矢量試驗系統，系統利用中壓氣源提供的最大2.0MPa壓縮空氣，通過通氣管路和推力矢量管道由模型尾噴管排出，用于模擬飛機噴流對全機氣動特性的影響。推力矢量試驗系統充分利用現有的大迎角機構預彎支桿作為模型支撐裝置和引氣管路，使同一次車次的試驗迎角范圍能夠達到-6°～90°，同時極大降低管路壓力損失，使得噴口最大落壓比NPR超過5，并且能夠實現模型腹部支撐和背部支撐兩種形式的相互轉換。試驗采用六分量常規測力天平和推力矢量傳感器以及總壓傳感器等，測量得到了推力矢量噴流對全機氣動性能的影響以及噴管的氣動性能。主要介紹整個系統布局、推力矢量管路的優化設計、測試設備以及兩套噴管的典型試驗結果。推力矢量試驗系統在經過支撐干擾修正、噴流狀態下傳感器校準、壓力管路化等方面做進一步的深入研究之后，將形成試驗能力。

推力矢量；落壓比；噴流影響；噴管特性

0 引 言

第四代戰斗機的特點集中體現在幾個方面：高機動性和敏捷性；發動機不開加力長時間超音速巡航；低可探測性；先進航電武器系統；短距／垂直起降。即所謂的“5S”（Super Maneuverability，Supersonic Cruise，Stealth，Super Avionics for Battle Awareness and Effectiveness，STOL／VTOL）標準，其中高機動性和機敏性對近距格斗的戰斗機具有重要意義，尤其在具有過失速機動能力的基礎上，同時兼顧超視距作戰能力［1-3］。推力矢量技術是目前提高現代戰斗機的機動性、敏捷性，改善飛機飛行性能的氣動-動力裝置一體化技術，也是第四代戰斗機廣泛采用的先進技術之一。實踐表明，它在戰斗機突破失速障礙、實現大迎角過失速機動、增強敏捷性和機動性，提高作戰能力，減小起飛著陸距離，改善飛機起落特性以及改善飛機隱身特性等方面具有十分重要的作用［4-5］。

飛機利用矢量推力時，一方面提供了直接的推力方向的改變，另一方面噴流方向的變換，也使繞飛機氣流的流動發生了變化，因此對飛機的氣動力產生重要影響。研究推力矢量技術不可回避的問題是研究它對飛機氣動特性的影響，這種影響在飛機設計過程中確定其氣動布局時必須予以考慮［6-7］，就國內外目前的情況來看，獲取較為準確可靠的數據還應以風洞試驗為主，大力發展推力矢量風洞試驗技術和試驗裝備是非常必要的。

國外航空發達國家在推力轉向技術研究過程中，對風洞試驗技術給予了高度的重視。以NASA蘭利研究中心為例，在上世紀70，80年代，發展了完善的全機和飛機后體測力、測壓試驗設備及推力轉向噴管地面試驗臺，進行了大量的研究試驗，在推力轉向技術的發展過程中起到了重要作用；俄羅斯在多座低速風洞均具有推力矢量試驗技術，模擬落壓比NPR最大可達10。

我國自“七五”期間開始陸續開展該技術領域的預研工作，特別是“九五”以來，加快了獨立研制推力轉向技術的步伐，已取得了一定的成果。氣動中心Φ3.2m低速風洞推力矢量試驗采用張線支撐，迎角范圍大，試驗中采用多天平連續掃描測試技術；航空氣動院FL-8低速風洞利用獨立氣瓶可提供3MPa壓力空氣，腹部、背部支撐方式組合進行試驗，發展了真實試驗狀態下的天平校準技術。中國航天空氣動力技術研究院FD-09低速風洞推力矢量試驗技術充分利用風洞大迎角支撐系統，在通氣管路優化設計、推力矢量測試天平應用以及尾噴管壓力測量方面提出了新的思路，初步建立了一套適合于在該風洞中運行的推力矢量試驗系統。

1 試驗系統

低速風洞推力矢量試驗系統包括：FD-09低速風洞、中壓氣源管路系統、壓力測量與控制系統、YF-16推力矢量標模、模型內部管路及測量設備。

1.1 風洞

FD-09風洞是一座單回流閉口低速風洞，試驗段長14m，橫截面為3m×3m四角圓化正方形，圓角半徑為0.5m，試驗段有效橫截面積為8.7854m2。風洞試驗風速為10～100m／s無級調速，氣流的湍流度為0.1%～0.13%，動壓偏差小于0.3%，風洞流場品質良好。

風洞配置大迎角尾支撐機構，支撐模型的通氣支桿連接在大迎角機構上，可以完成迎角變化范圍-6°～90°的試驗（圖1）。

圖1 風洞大迎角機構和通氣支桿Fig.1 High angle of attack equipment and hollow sting

1.2 推力矢量模型

模型采用YF-16的1∶10全金屬模型，翼展0.88339m，平均氣動弦長0.33334m，機身長度1.4553m，機身當量直徑0.1593m。推力矢量模型需要滿足腹部支撐和背部支撐兩種試驗狀態，并且拆裝方便，模型機身被設計成3段（圖2）。同時，模型內部空腔盡量做大，為模型內部推力矢量管路設計留出余量，避免在試驗過程中模型與內部管路相互接觸。

圖2 推力矢量模型示意圖Fig.2 Sketch of thrust vectoring model

1.3 壓力管路系統

壓力管路系統大致可以分為兩部分：風洞外管路由中壓氣源提供壓力來源，經過截止閥、氣動閘閥、電動調壓閥、壓力傳感器和控制裝置，最后連接到風洞下地板；另一部分是風洞內橡膠軟管、通氣支桿、模型內部管路、噴管以及測量傳感器構成的風洞內部管路系統（圖3）。

中壓氣源能夠提供2MPa壓力，管路系統設計承壓2.5MPa，能夠提供最大流量為5kg／s的壓縮空氣，風洞內部可以同時兩路供氣，滿足雙發模型推力矢量試驗的要求。

圖3 通氣管路示意圖Fig.3 Sketch of pipeline

模型內部管路系統設計是推力矢量試驗關鍵技術之一，首先要減小管路壓力損失，同時要滿足推力矢量噴管的測力要求和噴口總壓測量要求。由于模型內部空間有限，管路系統各部件必須合理安排，設計過程采用CFD方法進行了多輪優化。

（1）噴管設計

推力矢量試驗的主要目的是應用推力矢量噴管性能測試裝置，研究矢量噴流參數（如噴管形狀、噴流速度、噴流位置和方向、多噴干擾等）對推力矢量噴管性能參數（如流量系數、推力損失系數、矢量噴流偏轉效率等）的影響規律［8］。噴管設計參考了F-16飛機F100發動機尾噴管結構圖（圖4）。

噴管共設計2只（圖5），對應的出口落壓比分別為2和5，按照最佳面積比與出口壓力比的關系設計（見公式（1）～（3））。設計時噴管出口面積固定，通過理論計算得到最佳喉道面積，在面積比一定的情況下固定喉道位置，通過改變擴張段的擴張角來完成噴管設計，2只噴管偏轉角度為0°。

圖4 F100-PW-220加力渦扇發動機結構Fig.4 Sketch of F100-PW-220 turbofan engine

圖5 對應落壓比2、5的尾噴管Fig.5 Sketch of thrust vectoring nozzles

（2）模型內部管路

模型內部管路的功能是將通氣支桿引入的高壓氣體引導至噴管，它可以分為固定部分和浮動部分（圖6），中心通氣支桿為內管路的固定部分，在其后段兩個截面各徑向等間隔布置8個噴嘴。浮動部分包括環形通氣管路、噴管前室、整流蜂窩器和尾噴管等部分。浮動部分與固定部分之間連接推力矢量天平，用于測量噴管氣動力，它們之間氣流通道由噴嘴聯通，但互不相碰，為防止壓縮空氣從環室與噴嘴之間的間隙泄出，采用波紋管空氣橋形式進行密封。

環形通氣管路這一浮動部件以及噴管與模型內壁之間留有一定間隙，防止試驗過程中兩者接觸導致測量誤差，特別是噴管有偏轉角時浮動管路變形量也會增大。

圖6 模型內部管路示意圖Fig.6 Sketch of inner pipeline

1.4 測量設備

推力矢量試驗主要考察噴流對全機氣動力的影響以及噴管氣動性能，相應的測量系統由主測力天平和推力矢量天平／傳感器組成。主天平采用常規布局桿式天平，連接模型與中心通氣支桿（圖7）。推力矢量測力天平／傳感器（圖8）安裝在內管路浮動部分的環室內部（圖6），連接中心通氣支桿與浮動部分密封波紋管。在風洞試驗中，主測力天平感受到的力為模型本身的氣動力以及噴流對模型的干擾氣動力，推力矢量天平獲得噴管內噴流轉向后的反作用力。

圖7 測量天平安裝示意圖Fig.7 Sketch of force measurement balances

圖8 矢量推力測量傳感器Fig.8 Thrust vectoring force measurement sensor

推力矢量傳感器也可以測量噴管所受力和力矩，其主要優點是：外形尺寸較小，便于在狹小的管道內部安裝；各分量之間的輸出信號解耦，分量之間相互干擾小，校準不確定度小。傳感器設計參數見表1。

表1 推力矢量測力天平設計校準結果Table 1 Design and calibration result of thrust vectoring balance

除此之外，還需要合適的壓力傳感器（圖6）測量噴管前室總壓，獲得推力矢量試驗狀態的一個重要相似參數——落壓比。壓力傳感器安裝在浮動部件整流錐內部，總壓探頭位于整流蜂窩器之后，通過金屬管路與測壓傳感器相連。

推力矢量測力天平以及總壓傳感器信號線通過通氣支桿內設置的導線導管引到模型外，這種引線方式避免了信號線與模型觸碰而對測試產生影響。

2 試驗結果

推力矢量試驗系統建立以后，以YF-16標模作為研究對象進行了一系列試驗，內容包括重復性精度檢驗、噴流對全機氣動力影響研究、推力矢量噴管性能試驗。試驗過程中模型迎角范圍為-5°～90°，為了降低支撐干擾，采用腹部支撐和背部支撐相結合的方式完成，在迎角-5°～40°的范圍采用腹部支撐的方式完成，在迎角40°～90°的范圍采用背部支撐的方式完成（圖9）。

圖9 推力矢量風洞試驗Fig.9 Photos of force measurement test

2.1 重復性試驗結果

風洞試驗數據重復性精度指標是考察數據可靠性的一項重要依據，因此進行了多次重復性驗證試驗，試驗項目包括腹支撐和背支撐時不同落壓比狀態下各類重復性驗證試驗（圖10）。

圖10 重復性試驗結果（NPR=2）Fig.10 Repetition test results（NPR=2）

噴流狀態下的重復性試驗，相比常規測力增加了噴流對全機的動態影響，加上腹支撐支桿的影響比較大，導致阻力系數精度略低于國軍標要求。

2.2 噴流影響結果

低速風洞試驗時，發動機噴流對飛機氣動特性的影響主要表現在以下3個方面：噴流的直接作用，包括噴流的反作用推力、推力線不通過重心時的附加力矩及噴流直接打到飛機某部件上的作用力；噴流的引射效應，高速噴流由于氣流的粘性作用，抽吸（引射）外流，使外流流線向噴流軸線方向彎曲，流速增加，靜壓降低；噴流的體積效應，體積效應又稱自由邊界效應、位移效應，噴氣羽流（Jet plume boundary）類似一個實體邊界，對氣流產生阻塞作用，迫使外流流線向外彎曲，靜壓增高［9］。

圖11 噴流影響試驗結果Fig.11 Results of thrust vectoring influence

在噴流影響綜合作用下，飛機全機氣動力相對于無噴流狀態會有一定的變化（圖11）。當NPR=6時，小迎角下升力系數減小，相當于平移0.64°迎角，迎角0°阻力系數（軸向力系數）增加0.0194，相對于NPR=1時增加幅度達到64.8%。

2.3 噴管特性研究

噴管采用天平／傳感器測力時，整個供氣系統與飛機模型無接觸，測力元件不受噴流推力和供氣干擾的影響，可以方便地直接測出噴管氣動性能。為了確保試驗結果的準確性，在試驗前應當對推力矢量噴管的落壓比和實際流動狀態進行精確的檢測。

風洞中測量噴管的推力特性就是測出噴管的推力大小，在偏轉噴管時還要測出推力的偏轉角度。在此主要考察噴管推力系數Fj／Fi，即噴管測量推力與理論推力之比，理論推力計算方法見式（4）。

由于試驗中噴管只設計了2只直噴管，沒有設計帶偏轉角度的噴管，因此噴流在噴管上產生的作用力主要是推力。在不同的出口總壓下噴管上氣流作用產生的推力大致呈線性變化，兩只噴管均進行了多次推力測量以便驗證試驗重復性精度（圖12）。噴管推力系數結果見圖13。

圖12 噴流推力重復性測量Fig.12 Thrust vectoring force measurement

圖13 噴流推力系數Fig.13 Thrust vectoring coefficient

收擴噴管推力系數Fj／Fi受落壓比的影響較大，在達到噴管的設計落壓比之前，推力系數隨著落壓比的增加而迅速增加，在達到設計落壓比之后，推力系數曲線緩慢下降。這是由于噴管在非設計落壓比工作狀態時，氣流在噴管出口處欠膨脹或過膨脹造成壓力損失。從圖上可以看到看兩只噴管在落壓比接近設計值時壓力損失最小，噴管推力系數最大［10］。

噴管推力隨著模型迎角的變化趨勢見圖14，不同落壓比下噴管推力隨著迎角變化不大，中小迎角采用腹部支撐時大致隨迎角略有增大，中大迎角時采用背部支撐，推力的變化規律大致與腹部支撐時一致。

圖14 1＃噴管噴流推力Fig.14 Thrust vectoring force（1＃nozzle）

3 結 論

利用YF-16標模作為研究對象，建立了低速風洞推力矢量試驗系統，獲得了噴流對全機氣動力的影響以及噴管氣動特性數據，該系統在以下幾方面有所創新：

（1）采用CFD方法進行管道流動數值模擬優化設計，有效降低管道內部流動壓力損失，保證在氣源壓力較低的情況下也能滿足型號試驗要求；

（2）利用FD-09低速風洞大迎角機構，將模型支桿同時用于通氣管路，使得試驗過程中模型與支桿之間位置相對固定，同時腹部支撐和背部支撐方式的轉換方便快捷；

（3）采用管道內部總壓測量方式優化設計，減小測壓管路長度，使得壓力測量反應迅速，同時減小對模型氣動力的干擾；

（4）同時直接測量噴管推力與全機氣動力的風洞試驗方法使得噴流干擾對全機的影響以及噴管氣動力同時獲得；

（5）采用小型六分量測力天平測量噴管氣動力，有效降低推力矢量管路內部空間占用，減小管路的設計難度和管道壓力損失。

同時，該推力矢量試驗系統在支撐干擾修正、噴流狀態下傳感器校準、波紋管壓力與溫度影響等方面需要做進一步的深入研究［11-12］，完善試驗能力。

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Research on vectoring thrust test technology in low-speed wind tunnel

Jia Yi，Zheng Fang，Huang Hao，Yin Shibo，Lang Weidong
（China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China）

A vectoring thrust test system for YF-16 standard model has been developed by FD-09 low-speed wind tunnel laboratory of China Academy of Aerospace Aerodynamics（CAAA）.The maximum 2.0MPa compressed air flow through vectoring thrust pipe and jetted from nozzle can be generated to simulate the influence of the vectoring thrust jet on the aerodynamic characteristics of the whole plane.The system takes the full advantage of the existing high angle of attack device to achieve convenient conversion between the ventral and the dorsal air-supply.The range of angle of attack can be adjusted from-6 degree to 90 degree，and the maximum Nozzle Pressure Ratio（NPR）is more than 5.In tests an ordinary balance，a vectoring thrust force measurement sensor and other instruments are applied to obtain the influence of the jet flow on the aerodynamic characteristics of the whole plane and the nozzle aerodynamic performance.This paper describes the vectoring thrust test system design，the instruments and devices employed，and the typical results obtained.The system can be used for project tests after making further improvements in sting interference correcting；sensor calibration in jetting status and pipe optimization design.

vectoring thrust test system；nozzle pressure ratio；jet flow influence；nozzle performance

V211.74

：A

1672-9897（2014）06-0092-06doi：10.11729／syltlx20130116

（編輯：張巧蕓）

2013-12-16；

：2014-06-19

JiaY，ZhengF，HuangH，etal.Researchonvectoringthrusttesttechnologyinlow-speedwindtunnel.JournalofExperimentsinFluid Mechanics，2014，28（6）：92-97.賈 毅，鄭 芳，黃 浩，等.低速風洞推力矢量試驗技術研究.實驗流體力學，2014，28（6）：92-97.

賈 毅（1975-），男，高級工程師。研究方向：低速風洞試驗技術。通訊地址：北京市7201信箱17分箱（100074）。E-mail：caaa_jy＠139.com