進氣道表面脈動壓力試驗及分析

楊全 郭天天 王天

摘? 要：進氣道是噴氣式飛機的一個重要部件，其管內的氣流特性對結構設計影響較大，為識別進氣道內表面存在較嚴重的脈動壓力的區域及氣流脈動特性，采用風洞脈動壓力試驗進行研究，以分析得出進氣道內流場中氣流脈動壓力的特性以及飛機攻角、空氣來流速度對其特性的影響。

關鍵詞：進氣道;脈動壓力;風洞試驗;湍流

中圖分類號：V216.3? ? ? ? 文獻標志碼：A? ? ? ? ?文章編號：2095-2945（2020）29-0122-04

Abstract： The inlet is an important part of jet aircraft， and the flow characteristics in the duct have great influence on the structure design. In order to identify the area with severe pulsating pressure on the inner surface of the inlet and the characteristics of the flow pulsation， the wind tunnel fluctuating pressure test was used to analyze the characteristics of the fluctuating pressure in the internal flow field of the inlet， as well as the influence of the aircraft angle of attack and the incoming air velocity on its characteristics.

Keywords： air inlet; pulsating pressure; wind tunnel test; turbulence

引言

自從噴氣式飛機問世以來，連接飛機和發動機的進氣道就成為噴氣式飛機的一個重要部件，在保證發動機正常供氣的同時還應保障自身結構不出現故障。但在外場實際使用中較多出現進氣道蒙皮裂紋、鉚釘松動及掉鉚釘頭等故障[1-2]，其中除了結構設計尺寸和裝配工藝的因素外，還受進氣道特殊的工作環境影響，如發動機不同的作業功率、雙通道不對稱流動以及飛機姿態等因素，這些因素將引起進氣道內氣流紊流運動的產生，從而引起一種隨機的動態壓力，這種壓力會影響飛行器的結構動態特性，可能使飛行器出現較大的局部載荷，誘導飛行器結構產生振動響應，導致飛行器結構疲勞甚至破壞，大大降低系統的可靠性，縮短飛行器的使用壽命。

進氣道內表面氣流流動特性多變，受紊流附面層特性的影響很大，因而主要依賴于風洞試驗。國外在20世紀60年初期就開始了脈動壓力試驗、數據分析及工程應用的研究[3]，如在F/A-18戰斗機研制中進行了大量的脈動壓力/抖振風洞試驗[4]，獲得了充足的數據供飛機改進、完善使用。在國內，過去的飛行器主要是依據靜強度的概念開展設計，近十幾年，在飛行器設計過程中，氣流脈動載荷越來越得到飛機設計師的關注和研究。

1 試驗模型與方法

1.1 試驗模型

試驗模型為全金屬模型，縮尺比為1：14。模型結構主要分為三部分：前機身、進氣道通道和轉接段（含測量段、擴散段、支撐轉接板）。進氣道內壁形狀模擬到發動機進口截面，進氣道內設置7個測量剖面，每剖面沿周向壁面布置8對穩/動態靜壓測量點見圖1，圖中穩/動傳感器成對布置，‘X表示穩態傳感器，‘q表示動態傳感器，下標‘i表示剖面號，第7剖面按圓周均布8對穩/動傳感器。

1.2 試驗方法

模型通過專用尾支桿與尾撐全彎刀滑塊機構相連，模型攻角的變化通過電機帶動滑塊在彎刀上滑動來實現，側滑角的變化通過電機帶動尾撐轉盤機構轉動來實現，為了保證模型通氣和角度連續變化，在進氣道出口測量段末端通過擴散段、軟膠管與洞內的流量測量裝置相連。

進氣道試驗內流場的模擬是采用真空抽氣系統來實現。試驗時，通過真空泵抽吸真空罐直至罐內壓力達到穩定狀態，然后改變通氣管路中流量調節閥節流錐的位置，進而達到改變進氣道進氣流量的目的。在每個流量下，對進氣道出口、內管道穩/動態壓力進行測量，同時，通氣管路中的氣體流量由安裝在洞內的高精度流量計進行精確測量。

2 確定進氣道發動機共同工作點

在試驗中除考慮飛機的飛行速度、姿態情況外，還應考慮飛行任務段發動機的工作狀態，采用引射技術來模擬發動機工作進氣量，通過公式（1）確定進氣道與發動機共同工作點[5]。

（1）

其中Gc為發動機所需的折合流量，？椎為本試驗采用的流量系數，? ?為測量段剖面的總壓恢復系數，Fth為進氣道的喉道面積，單位為m2。

3 數據采集方法

在動態壓力數據采集中采用截止頻率來限定有用信號頻率范圍，截止頻率分為高通頻率（即高于此頻率的信號是有用的）和低通頻率（即低于此頻率的信號是有用的），本試驗采用公式（2）方程確定動態壓力測量的低通頻率[6]。

（2）

式中：HZ為發動機的擾動頻率（轉/秒）;VMAX為發動機進口處最大質量流速（米/秒）;D為發動機進口截面直徑（m）。

本次試驗中，由此過程確定的動態壓力測量截止頻率為3～2270Hz。

4 脈動壓力數據處理方法

4.1 穩態壓力系數

試驗采用動態壓力傳感器和穩態壓力傳感器相對布置，分別測量各點處的穩態壓力和動態壓力，再將動態壓力測量值減去穩態壓力測量值得出脈動壓力值。各測量點的壓力系數由公式（3）計算得出，本文中因含有空氣來流速度為0的狀態，為方便對比各種空氣來流速度下的壓力系數，故采用測量點靜壓除以無窮遠處靜壓方式計算穩定壓力系數。