飛機進氣道/發(fā)動機臺架聯(lián)合試驗及匹配特性研究

高為民，任智博，王 勤，王曉良

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

飛機進氣道/發(fā)動機臺架聯(lián)合試驗及匹配特性研究

高為民，任智博，王 勤，王曉良

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

為了確定發(fā)動機地面裝機條件下的進氣畸變大小，對1種全尺寸進氣道與發(fā)動機地面臺架開展進發(fā)聯(lián)合試驗研究。試驗速度條件為飛機靜止狀態(tài)，對應飛機迎角為0°，馬赫數(shù)為0。參試進氣道為2元外壓式超聲速進氣道，參試發(fā)動機為大推力雙轉子帶加力渦輪風扇發(fā)動機。采用地面臺架聯(lián)合試車的方法，獲得了不同進氣道條件下的進發(fā)匹配特性數(shù)據(jù)，包括在發(fā)動機不同工作轉速下進氣道出口流場的穩(wěn)態(tài)總壓特性、動態(tài)畸變特性等參數(shù)，并與進氣道縮比模型風洞試驗結果進行了對比分析。結果表明：全尺寸進氣道的出口畸變隨發(fā)動機空氣流量增加而增大，與風洞試驗結果一致，但防護網對于畸變的影響效果相反。

進發(fā)匹配；進氣道試驗；流動畸變；發(fā)動機臺架

0 引言

進氣道和發(fā)動機是飛機推進系統(tǒng)的2大主要部件。進氣道的作用是捕獲外部空氣，為發(fā)動機提供與工作狀態(tài)匹配的空氣流量,并要保證具有足夠好的流動品質。衡量進氣道性能和進發(fā)匹配特性的空氣動力學參數(shù)包括：進氣道的流量、總壓恢復系數(shù)、總壓畸變指數(shù)、紊流度等。

隨著中國《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機進口總壓畸變評定指南》[1]的頒布，進氣道與發(fā)動機的相容性研究基本分為相對獨立的2個部分。一部分是在飛機設計單位，采用縮比模型進行風洞試驗給出進氣道出口流場的特性（包括進氣道工作流量、總壓恢復、畸變指數(shù)等）；另一部分是在發(fā)動機設計單位，采用發(fā)動機整機（包括壓氣機）地面臺架性能試驗、插板試驗、高空臺試驗，給出發(fā)動機的工作特性（包括性能、穩(wěn)定性裕度等）。通常通過對相關數(shù)據(jù)進行對比分析評價進發(fā)匹配特性（或者是發(fā)動機安裝特性）。采用真實飛機進氣道與發(fā)動機聯(lián)合試驗進行進發(fā)匹配特性檢查的工作開展較少[2-5]，其部分原因是，中國的高空臺試驗設備能力尚無法支持大推力級發(fā)動機的相關研究。

為了準確模擬發(fā)動機在飛行條件下的性能和工作穩(wěn)定性，美、英、俄等國都建設有大型自由射流試驗艙并有完善的測試與評估準則[6-9]。如美國的航空推進系統(tǒng)試驗設備（ASTF）可以模擬飛行條件：最大飛機高度30 km、最大飛行馬赫數(shù)3.8、迎角和側滑角基本覆蓋飛機的機動飛行范圍。目前，中國的這些試驗設備和技術還不成熟，飛行條件下的大尺寸進氣道/大推力發(fā)動機匹配工作情況還不能采用地面設備進行模擬和評判。通過分析進發(fā)匹配試飛和風洞試驗的數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，在地面起飛狀態(tài)下進氣道出口流場的畸變指數(shù)很大，接近飛機亞聲速大迎角機動飛行時的畸變指數(shù)。從而提出了采用地面臺架進行進氣道/發(fā)動機聯(lián)合試驗，用以分析亞聲速條件下的進發(fā)匹配特性[10-15]。

本文描述1種全尺寸進氣道與發(fā)動機地面臺架聯(lián)合試驗情況。試驗速度條件針對飛機靜止狀態(tài)，參試進氣道為2元外壓式超聲速進氣道，參試發(fā)動機為大推力雙轉子帶加力渦輪風扇發(fā)動機。試驗中測量了發(fā)動機不同工作轉速下的進氣道出口流場的穩(wěn)態(tài)總壓特性、動態(tài)畸變特性等參數(shù)；同時，錄取了在飛機進氣道進氣條件下的發(fā)動機工作特性。對進氣道的出口流場參數(shù)與進氣道縮比模型風洞試驗結果進行了對比分析。

1 試驗設備與試驗安排

1.1 試驗裝置簡介

參試的飛機進氣道為1種2元外壓式可調節(jié)超聲速進氣道，進氣道下部前緣后設置有百葉窗式輔助進氣門，進氣道內部安裝有金屬防護網。參試的發(fā)動機為1種大推力帶加力的雙轉子渦輪風扇發(fā)動機。

試驗臺架為具備6分量測力系統(tǒng)并可監(jiān)控發(fā)動機多項參數(shù)的室內整機試車臺。試驗裝置的安裝情況如圖1所示。

1.2 測試系統(tǒng)簡介

1.2 .1 測試點布置

進氣道流動參數(shù)的測量點布置在發(fā)動機進口前的AIP截面和1-1截面處，如圖2所示。在AIP截面處布置有空間6×5支總壓受感部，每支受感部位于每個等環(huán)面的質量中心，壁面周向布置6支靜壓測點，如圖3所示。在1-1截面處，6支周向均勻布置的動態(tài)壓力測量點位于相對半徑0.9Rout處，如圖4所示。

1.2.2 測試系統(tǒng)

穩(wěn)態(tài)壓力測試由1次儀表（總壓受感部）、連接氣路、2次儀表（壓力掃描單元）及計算機構成。總壓受感部的測試精度達到0.3%；2次儀表選用壓力掃描單元，精度為0.05%FS；壓力掃描單元將采集到的壓力信號轉換為電信號，利用計算機進行數(shù)據(jù)處理，壓力信號采樣頻率為10～15 Hz。

動態(tài)壓力測試分析系統(tǒng)由動態(tài)壓力受感部、直流信號調理器、高速數(shù)據(jù)采集及計算機實時處理分析系統(tǒng)組成。動態(tài)流場測試采用動態(tài)壓力受感部將壓力轉變?yōu)殡娦盘?，經信號調理器放大后，進入實時處理分析系統(tǒng)，進口流場數(shù)據(jù)濾波截止頻率為1k Hz，采樣頻率為5k點/s，試驗時實時計算T=5 s內的流場面平均紊流度、各測點的紊流度及渦旋尺度。整個系統(tǒng)的動態(tài)測試精度為10%。

1.2 .3 測試參數(shù)計算

總壓恢復系數(shù)σ

式中：P0∞為進氣道前未擾動氣流總壓；P02為AIP截面測得的30點總壓

穩(wěn)態(tài)周向壓力畸變指數(shù)

式中：σav為AIP截面的平均總壓恢復系數(shù)；σ0為低壓區(qū)內平均總壓恢復系數(shù)，計算方法為σ0=

面平均紊流度εav

各測點的紊流度εi

各測點的脈動總壓的均方根值△PiRMS

式中：picp為第i測點脈動總壓平均值；n為采樣點數(shù)；pij為第i測點脈動總壓。

1.3 試驗計劃安排

參試發(fā)動機在完成暖機程序后，進行進氣道/發(fā)動機匹配特性試驗，錄取發(fā)動機在不同轉速下的進氣道出口流場參數(shù)。進氣道調節(jié)板固定，防護網分為打開和關閉2種工作狀態(tài)。

2 試驗結果與分析

2.1 進氣道出口流場特征

在進氣道出口截面，穩(wěn)態(tài)總壓顯示出明顯的不均勻特征，如圖5所示。高壓區(qū)位于進氣道的頂部，低壓區(qū)位于進氣道的底部，這一流場特征在全尺寸進/發(fā)聯(lián)試與進氣道縮比模型風洞試驗中的結果一致。隨著發(fā)動機低壓換算轉速的增加（在風洞試驗中，表現(xiàn)為進氣道流量系數(shù)增加），這種高壓區(qū)在上、低壓區(qū)在下的流場特征基本不變，但高、低壓差不斷增大，表現(xiàn)為總壓恢復系數(shù)會下降，畸變指數(shù)會增加。

進氣道出口的這種流場特征與進氣道的結構組成密切相關，在進氣道正下方的輔助進氣門上方，安裝有孔徑較小的防護網，氣流通過防護網后總壓會明顯降低。防護網放下時，只有通過輔助進氣門進氣才通過防護網，導致進氣道下半部分氣流壓力降低，上半部分氣流損失較小。

2.2 進氣道出口總壓恢復特性

進氣道出口的總壓恢復系數(shù)隨著發(fā)動機進氣流量的增加而下降（如圖6所示），在流量比較大的區(qū)域幾乎呈線性下降。進氣道防護網打開也會明顯降低進氣道總壓恢復系數(shù)。對比風洞試驗結果，全尺寸進氣道/發(fā)動機聯(lián)試測得的總壓恢復系數(shù)更低，在大流量條件下差值接近5%。

2.3 進氣道出口流場畸變特性

2.3 .1 綜合壓力畸變特性

與第2.1節(jié)分析的進氣道出口流場特征結論一致，進氣道出口的綜合壓力畸變指數(shù)隨著發(fā)動機進氣流量的增加而增加（如圖7所示），在流量比較大的區(qū)域呈非線性增加趨勢。在全尺寸進氣道/發(fā)動機聯(lián)試的測量結果中，防護網明顯降低了進氣道出口流場的綜合壓力畸變指數(shù)，這一點與風洞試驗的結論不一致（原因分析另文論述）。從進氣道防護網的工作原理上看，其作用可以減小進氣道流動中的分離渦尺度，對降低進氣道出口流場的綜合畸變指數(shù)有利。

2.3 .2 穩(wěn)態(tài)周向畸變特性

進氣道出口的穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)與綜合壓力畸變指數(shù)的變化規(guī)律一致，均隨發(fā)動機進氣流量的增加而增加，如圖8所示。在流量比較大的區(qū)域呈非線性增加趨勢。同樣，在全尺寸進氣道/發(fā)動機聯(lián)試的測量結果中，防護網明顯降低了進氣道出口流場的穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)，這一點與風洞試驗的結論不一致。

進氣道出口的穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)占綜合壓力畸變指數(shù)的比例，隨著發(fā)動機進氣流量的增加幾乎呈線性規(guī)律增加，如圖9所示。在流量比較大的區(qū)域，這個比例在全尺寸進氣道/發(fā)動機聯(lián)試測量結果中達到75%以上，在進氣道縮比模型風洞試驗中也達到70%以上。這個比例值遠高于發(fā)動機插板試驗（用于發(fā)動機穩(wěn)定性研究）的結果。即插板試驗得到發(fā)動機進口流場中的動態(tài)畸變占的比例更大，可以達到綜合壓力畸變指數(shù)的50%左右。

2.3 .3 動態(tài)畸變特性

進氣道出口的動態(tài)畸變指數(shù)隨著發(fā)動機進氣流量增加呈線性規(guī)律增加，如圖10所示。當動態(tài)畸變指數(shù)大于某一值時，這個線性斜率會擴大。全尺寸進氣道/發(fā)動機聯(lián)試結果中的面平均紊流度要比風洞試驗結果小，且進氣道防護網又明顯降低流場紊流度的作用，這一點在風洞試驗結果中并不明顯。

詳細分析每個動態(tài)壓力受感部測得的紊流度分布可以發(fā)現(xiàn)，隨發(fā)動機低壓換算轉速增加，相應的發(fā)動機流量增大，紊流度在不斷上升，如圖11所示；對應發(fā)動機低壓換算轉速比較小的狀態(tài)，各測點的紊流度差別并不大；當達到80%以上，第2測點Pd2（如圖4中的紊流度測點布置）和第4測點Pd4測得的紊流度明顯大于其它測點的。這說明在進氣道出口截面，這2個測點所在的區(qū)域氣流分離程度要大于其它區(qū)域的。

3 結論

全尺寸進氣道/發(fā)動機聯(lián)合試驗實現(xiàn)了在發(fā)動機真實工況下對進氣道出口流場特性的測量，得到以下結論：

（1）全尺寸進氣道/發(fā)動機聯(lián)合試驗得到的進氣道出口截面穩(wěn)態(tài)總壓圖譜與風洞試驗了流場結構一致，均為高壓區(qū)在上部，低壓區(qū)在下部；

（2）進氣道總壓恢復系數(shù)隨發(fā)動機流量的增加而下降，全尺寸進氣道/發(fā)動機聯(lián)合試驗得到的總壓恢復系數(shù)下降量值大于風洞試驗結果；

（3）綜合壓力畸變指數(shù)隨發(fā)動機流量的增加而上升，全尺寸進氣道/發(fā)動機聯(lián)合試驗得到的綜合壓力畸變指數(shù)上升的量值大于風洞試驗結果；

（4）表征動態(tài)壓力畸變特性的進氣道出口截面平均紊流度隨發(fā)動機流量增加呈線性規(guī)律上升，全尺寸進氣道/發(fā)動機聯(lián)合試驗得到的面平均紊流度要小于風洞試驗結果。

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Combination Test and Match Characteristics Research of an Aircraft Inlet/Engine Testbed

GAO Wei-min,REN Zhi-bo,WANG Qin,WANG Xiao-liang
（AECC Shenyang Engine Research Institute,Shengyang 110015,China）

In order to determine the distortion under the engine installed conditions,a combination test were studied on a full scale inlet and an engine ground testbed.The speed condition of the test was simulated at the aircraft stationary state,the corresponding angle of attack was 0°and mach was 0.The tested inlet was a two-dimensional external-compression supersonic inlet,the tested engine was a large thrust double spod turbofan with afterburer.Using the ground testbed combined test method，the test got the inlet characteristic parameters including steady-state pressure distortion,time-variant distortion at the Aerodynamic Interface Plane(AIP)in various engine rotating speed,and test results were compared with the wind-tunnel.Results show that the distortion of full scale inlet increases with the engine air flow increases,which is consistent with the results of scale model test in the wind-tunnel,but the effect of the protective net on the distortion is opposite against the wind-tunnel.

inlet engine matching;inlet test;flow distortion;engine testbed

V235.1

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.04.013

2016-04-11 基金項目：航空動力基礎研究項目資助

高為民（1964），男，自然科學研究員，從事飛機發(fā)動機一體化設計、進發(fā)匹配設計工作；E-mail：Gao_weimin@hotmail.com。

高為民，任智博，王勤，等.某型飛機進氣道/發(fā)動機臺架聯(lián)合試驗及匹配特性研究[J].航空發(fā)動機，2017，43（3）：74-78.GAOWeimin,REN Zhibo,WANGQin,et al.Combination test and match characteristics research ofan aircraft inlet/engine testbed[J].Aeroengine，2017，43（3）：74-78.

（編輯：趙明菁）