復合材料進氣道畸變測量耙的研制與試飛驗證

(中國航空工業集團公司中國飛行試驗研究院，西安 710089)

1 引言

飛機進氣道畸變特性的測量與評估，一直是現代軍/民用飛機、發動機設計定型試飛/合格審定試飛中的重要試驗內容之一[1-3]。而進氣道畸變測量耙作為飛行試驗中的關鍵測量設備[4-6]，通常安裝在發動機進口，以測取進口截面壓力、溫度、氣流方向等參數，為計算并分析進氣道出口流場品質、空氣流量提供依據，并因此成為國內外航空業者及試驗工程師重點研究和開發的內容之一[7-10]。

在裝機試飛條件下，進氣道測量耙承受著來自飛機、發動機和氣流的振動載荷，飛行過載，以及飛機爬升與下降過程中熱應變等的共同作用[11-14]，使用環境惡劣；加之其安裝在發動機進口位置，任何耙體的損傷均可能導致嚴重的飛行事故，因此對其結構強度要求高。相關資料表明，歐美等航空強國在包括進氣道測量耙在內的測試設備研制方面投入了大量人力、物力，其研制的高精度、系列化的進氣道測量耙為飛機的設計和定型錄取了寶貴的試飛數據。相比較而言，國內在此領域的研究和應用單位少，研制投入較小。中國飛行試驗研究院在系列飛機、發動機設計定型試飛中，開發并研制了系列進氣道測量耙，有著較為成熟的測量耙設計技術和使用維護經驗，但其測量耙結構設計理念、使用材料、測量精度等方面均有待提高。

本文在中國飛行試驗研究院前期系列進氣道測量耙研制的基礎上，以某型飛機進氣道改進試飛為應用目的，通過測量耙結構設計、材料應用、振動試驗、風洞校準、試飛驗證、使用維護等關鍵技術的攻關和創新，完整地掌握了大尺寸復合材料進氣道測量耙研制技術[15]，為后續型號飛機、發動機的飛行試驗提供了技術保障。

2 測量耙研制方案

進氣道畸變測量耙研制方案流程如圖1 所示，分為3個階段：第1階段為資料查閱、理論分析，形成測量耙研制總體技術方案及關鍵技術；第2 階段是通過工藝設計、試驗驗證、理論分析等多種手段逐步攻關，并完成首支測量耙驗證件的加工，通過結構強度振動試驗和測量精度風洞校準試驗考核；第3 階段是完成測量耙裝機件的設計加工，并對關鍵技術進行總結。

根據飛行試驗中進氣道流場品質的測試技術要求，測量耙按8支周向等角度安裝設計，其中測量耙的測量段長約500 mm，采用5 點式等環面測點設計。測量耙采用橡膠和不銹鋼制造。為評估振動試驗和飛行試驗時測量耙的結構完整性，在測量耙端部內置1 支振動傳感器，并在根部外置粘貼應力測量片，測量數據通過記錄采集器全程記錄。

圖1 進氣道畸變測量耙研制方案流程圖Fig.1 Inlet distortion rake development flow chart

測量耙研制內容包含：

(1)測量耙結構設計與加工——包含測量耙主體承力骨架與板金加工工藝設計，外置式安裝座結構與減振方法設計，集成內埋式測點布局設計，可拆卸式動態總壓傳感器安裝設計；

(2)橡膠材料的研制與加工；

(3)結構振動強度試驗考核與數值計算——包含動載荷與靜載荷環境下測量耙的振動，應力測試與評估，測量耙靜強度校核和模態分析數值計算，全溫度包線范圍內測量耙振動試驗考核；

(4)測量耙全尺寸風洞校準試驗；

(5)測量耙裝機飛行試驗驗證。

3 測量耙結構設計

3.1 整體結構設計方案

單支測量耙的整體結構如圖2 所示，由測量段和安裝座兩部分組成。測量耙測量段采用U型不銹鋼作為承力件，并外置焊接在安裝支座上。承力件的U 型槽及背風面采用密度小、減振性能好的復合橡膠材料進行填充和注型，以減小測量耙后端在流場測試中的渦流效應。

圖2 測量耙整體結構圖Fig.2 Inlet distortion rake model structure

圖3 測量耙安裝座部分數模圖Fig.3 Model of the inlet distortion rake mounting base

測量耙安裝座結構是測量耙設計的核心，其作用是固定測量耙測量段，并起到減振作用。如圖3測量耙安裝座數模圖所示，將一短U 型不銹鋼焊接在安裝支板上，并在短U 型不銹鋼與長U 型承力件之間填充橡膠材料，以減緩測量耙安裝座傳遞給測量段的周向振動載荷。安裝方式為外置式，即由進氣道外側向內插入，插入前將耙體與兩塊鋁墊板及兩塊橡膠復合材料墊板組合，然后用螺栓連接測量耙與進氣道框架底座，螺栓緊固后用止動片鎖定。橡膠墊片與鋁板組合的加裝設計，可緩沖試驗中進氣道通過測量耙安裝座傳遞給測量耙測量段的徑向振動載荷，進而優化測量耙的振動環境。測量耙安裝座外側統一集成壓力管接頭及溫度和動態壓力傳感器輸出的電氣插頭，便于后續試驗前后的測試改裝。

3.2 測量耙測試系統設計

測量耙測量段等環面布置5 個受感部測量點，每個測量點上布置1 個參數測點外套管，內部集成布置動態總壓、穩態總壓和總溫3組測試參數，各測量參數通過耙體內部輸出到安裝座上。外套管根部位置設計3 個側向氣孔，以防止進入到外套管中的氣流擾流影響參數測量精度。動態壓力傳感器封裝成根部帶螺紋的圓柱體結構，使用專用夾具安裝在外套管中的配套基座上，便于傳感器的定檢、維修、更換及重復利用。

4 測量耙結構強度計算與試驗考核

4.1 測量耙模態數值分析

測量耙三維計算模型如圖4所示。采用通用大型有限元分析軟件對耙體的振動模態進行計算，結果如圖5 所示，表明耙體的靜強度完全滿足使用要求。

圖4 測量耙三維計算模型Fig.4 3D computational model of inlet distortion rake

圖5 測量耙振動模型圖Fig.5 Inlet distortion rake vibration computational result

4.2 測量耙結構強度試驗

為評估和鑒定進氣道測量耙在振動環境條件下的工作適應性和使用時的結構完整性，按照測量耙研制的規定程序，對耙體結構強度進行了振動試驗考核與分析。

結構強度試驗在經過標定的專用溫控振動試驗臺上嚴格按照國軍標[16]中規定的方法和程序進行。試驗過程中，對測量耙在不同溫度下的軸向、徑向和周向進行掃頻，其中耙體周向掃頻數據見表1。根據掃頻結果，耙體1 階自振頻率隨環境溫度無明顯變化，2階、3階、4 階自振頻率隨著環境溫度的下降呈增大趨勢，表明隨著環境溫度的降低，復合材料硬度增大、彈性降低。分別在70℃、0℃、-70℃溫度點上各進行3 h(共計9 h)的耐久性振動試驗，試驗的安裝圖見圖6。試驗后對測量耙進行了無損檢測，無任何結構損傷和異常情況，符合裝機試飛結構強度要求。

表1 測量耙周向掃頻數據Table 1 Inlet distortion rake frequency test result

圖6 測量耙徑向振動安裝圖Fig.6 Radial vibration test of inlet distortion rake

4.3 耙體結構應力測量與計算

為研究測量耙在振動試驗中的應力載荷和疲勞載荷，分別在測量耙根部、側壁面粘貼應力測量片和振動傳感器，如圖7所示，錄取振動試驗過程中耙體的應力和振動數據。通過試驗數據分析，可得出：①同一環境溫度下，耙體軸向、徑向和周向振動應力循環幅值分別為60、160、280 MPa，應力循環幅值最大為周向1彎振型；②相同激振條件下，低溫環境下測量耙的振動應力最大，測量耙的靜強度完全滿足使用要求。

圖7 測量耙應力傳感器粘貼圖Fig.7 Installation of inlet distortion rake sensors

5 測量耙的風洞校準與飛行試驗

5.1 風洞校準試驗

為驗證和評估耙體受感部的測量特性，分別在某低速和高速風洞中進行了全尺寸量級的測量耙風洞校準試驗，獲得了測量耙角度、速度特性測試數據，并根據試驗數據對耙體測點設計方案進行了優化，也為后期試驗結果的精確修正提供了數據依據。

本次進氣道測量耙風洞校準試驗，馬赫數標定范圍為0.25～0.60，間隔0.05 馬赫；迎角標定范圍為-30h～30h，間隔5h；鑒于測量耙沿長度方向中心線對稱，因此偏轉只標定正角度，范圍為0h～30h，同樣間隔5h。試驗結果表明，測量耙受感部設計方案能夠滿足發動機進口流場品質和流量測試精度要求。

5.2 飛行試驗

測量耙按8支周向等角度安裝在某型飛機發動機進口截面上，進行了包括不同飛行高度和不同飛行速度的穩定平飛、側滑、盤旋收斂轉彎、拉桿躍升改平、俯沖改平等飛行試驗，完整錄取并通過計算獲得了發動機進口流場的進氣道出口周向畸變指數、紊流度、綜合畸變指數和壓力畸變圖譜。圖8 示出了典型飛行工況下穩定平飛和左收斂轉彎機動飛行時發動機進口畸變圖譜。可以看出：穩定平飛時，進氣道出口氣流均勻性較好，無明顯壓力畸變構型；左收斂轉彎機動飛行時，圖譜的左側存在局部低壓區。分析認為，該區域靠近機身，為該機動飛行時受機身對氣流屏蔽作用影響所致。

6 結論

(1)通過耙體結構設計、復合材料研制、精細化測點布局與風洞校準等方面的技術攻關和試驗驗證，研制的大尺寸復合材料進氣道測量耙能夠滿足試飛中對大涵道比渦扇發動機進口流場品質的測試技術需求。

(2)采用合金鋼骨架與復合材料填充的結構設計方案研制的大尺寸進氣道測量耙，經過振動試驗考核，滿足裝機飛行試驗要求。

(3)通過全尺寸量級進氣道測量耙風洞校準和飛行試驗驗證，采用穩態總溫、總壓與動態壓力傳感器集成的設計方案，能夠滿足飛機進氣道與發動機相容性試飛的測試技術要求，并為后續型號試飛的拓展應用提供技術支撐。

圖8 典型工況下的發動機進口畸變圖譜Fig.8 The engine inlet distortion map of typical operating conditions