航空發動機進氣總壓畸變地面試驗測試技術進展

鐘亞飛，馬宏偉，，李金原，郭君德

（北京航空航天大學航空發動機研究院1，能源與動力工程學院2：北京102206）

0 引言

現代戰機追求隱身、高性能、超機動的目標，需要在高速條件下完成大俯仰角、大側滑角的飛行工作。對發動機來說，短型、S 型進氣道的設計以及機身邊界層、地面渦、炮彈尾氣的吸入使發動機進口面臨各種進氣畸變的問題，給發動機穩定性帶來挑戰[1-2]。發動機進氣畸變可分為總壓畸變[3-4]、旋流畸變[5-6]以及總溫畸變[7]3 種形式[1，8-10]，其中總壓畸變主要是由于進氣道吸入機身邊界層以及飛機在大攻角、大側滑角下飛行時進氣道入口氣流分離造成的[11]，導致發動機進口總壓分布不均勻，這種現象很容易誘發壓氣機失速喘振、葉片顫振斷裂等一系列問題[12]，嚴重制約著發動機性能的提升以及飛機飛行包線的拓展。總壓畸變嚴重影響進氣道與發動機的兼容性及穩定性[13]，為了評估這種影響，國內外開展大量的進氣道試驗[14]、發動機部件試驗（通常為壓氣機試驗）以及發動機整機試驗[3]，用于分析研究進氣道性能、進氣道/發動機兼容性、進氣總壓畸變對壓氣機以及整機性能的影響[15-17]。20 世紀80 年代至21 世紀初，歐美以及俄羅斯等國家根據之前的進氣畸變試驗所獲得的相關數據及規律，相繼制訂了許多關于進氣總壓畸變試驗的規范指南，例如，美國SAE S-16 委員會公布的AIR1419[3]、AIR1420[18]、APR5687[7]等關于燃氣渦輪發動機進氣總壓畸變的指南文件。根據文獻[19]記載，英美穩定性評定方法最大的特點是要求模擬目標圖譜，對應研制的畸變發生器較多，除了進行常規的穩定性評定，還要求進行穩定性評定的驗證。而俄羅斯穩定性評定方法不需要模擬特定的畸變圖譜，利用1 塊插板即可滿足試驗要求，在穩定性評定中，也不需要進行評定后的試驗驗證。中國借鑒俄羅斯的評定方法，相繼制訂了GJB/Z 64-94[20]、GJB/Z 64A-2004[21]等關于燃氣渦輪發動機進氣總壓畸變的規范指南。上述文件對進氣總壓畸變的研究工作具有很重要的指導意義。

進氣道試驗通常在風洞中進行，一般有2 種形式：一種是將進氣道和前機身綜合做成縮比模型放在大型風洞中吹風，改變機身俯仰角和側滑角模擬真實進氣道畸變環境。例如，美國的大學、空軍、海軍和國家航空航天局實驗室針對不同型號的飛機曾開展大量的進氣道和前機身綜合的風洞試驗[14]。另一種是在小型風洞中安裝畸變發生器來實現進氣畸變條件，主要用于新型畸變發生器的設計[15]、出口畸變流場特性的研究[22]以及測試方案的驗證[17]等。對于壓氣機/發動機整機進氣總壓畸變試驗，國內外通常采用直接連接壓氣機/發動機整機試驗技術[10，23-24]，將壓氣機試驗臺/發動機整機試驗臺和空氣供應管道直接連接，通過在空氣供應管道進口或者內部安裝畸變篩網、模擬板以及插板等來產生壓氣機/發動機進口總壓畸變[25]。

由此可見，畸變發生器被大部分進氣總壓畸變試驗所采用。但是利用畸變屏、模擬板模擬進氣畸變時，每次變形模式改變都需要中斷測試并部分拆卸設備以更換畸變發生器。這種中斷設備的方法給測試程序增加了巨大的成本，并且畸變屏和模擬板不能復制由湍流或飛行條件變化產生的時變失真。為了克服上述困難，科研人員研制了一系列的瞬態畸變發生器，例如，插頭位置可變的隨機頻率畸變發生器、坡道位置可變的隨機頻率畸變發生器等[15，25-29]。

選取合適的畸變發生器位置在總壓畸變對壓氣機/發動機穩定性影響的研究中至關重要[32]。畸變發生器距離壓氣機試驗臺/整機試驗臺進口過遠無法起到降低壓氣機/發動機穩定性的效果[30]；畸變發生器距離試驗臺進口過近會導致測試截面不符合進氣道出口總壓的分布規律[13]。關于畸變發生器的位置選取在國內外研究中區別較大，國外大部分研究將畸變發生器安裝在發動機進口上游1～2 倍發動機進口直徑位置[33-34]，而國內大部分研究將畸變發生器安裝在發動機進口/發動機進氣道氣動界面（Aerodynamic Interface Plane，AIP）上游3 倍左右發動機進口直徑位置[4，21，35]。

進氣道/發動機氣動界面（AIP）是需要進行總壓測試的重要截面，測得的總壓數據主要用于描述進氣道和發動機之間總壓恢復水平和總壓畸變程度[3]，AIP的選取在研究進氣總壓畸變對發動機穩定性的影響中具有重要作用[30-31]。國內外進氣總壓畸變研究的指南文件中關于AIP 位置選取的建議是盡量靠近發動機進口[3，20]。

目前大部分試驗采用總壓探針梳對AIP 截面的總壓進行測試，分為穩態測試和動態測試2 部分。對于穩態測試，需要沿周向布置多支探針梳，但是探針梳數目過多會對發動機進口流場造成堵塞，影響發動機性能[3]，因此在AIP 上關于探針的位置和密度選擇需要對測試精度和探針引起的堵塞問題進行折衷考慮。國內外已經開展了相關研究[17，30-31，36]，例如，Schweikard W G 關于探針布局的研究表明，用不到40 個總壓探頭就可以獲得相當精確的AIP 的總壓參數值[31]；黃熙君等關于探針梳布局的研究表明，對于周向畸變研究，探針梳數應不少于6 支，每支梳上測點應不少于5 個[17]。根據AIR1419 的介紹，AIP 截面周向布置8 支探針梳，每支梳上等環面中心分布5 個總壓測點的排列是精確測量所需最小的測點密度[3]。GJB/Z 64-94[20]、GJB/Z 64A-2004[21]中也公布了典型的穩態總壓測點布局：周向均布8 支探針梳，每支探針梳上5 個測點位于等環面的質量中心。以上文獻公開的探針梳為單孔總壓梳，由于單孔總壓探針梳無法測量氣流偏轉角、俯仰角、靜壓、馬赫數等氣動參數，面對有偏轉角、俯仰角、靜壓、馬赫數測試需求的研究任務，則需要采用多孔探針/探針梳測量AIP 的氣流參數[34，37-38]。對于動態總壓的測量，國內外典型測試方案相差較大，國外的動態總壓測試方案與穩態總壓測試方案相同，為8 梳40 測點，通常穩/動態測點封裝在一起[3，39]。在國內，通常采用在0.9 倍相對半徑處，周向均布6 個動態總壓測點的測試方案[13，20-21]。國內關于動態測試方案采集的是1 個環面的動態數據而不是整個測試平面的動態數據，是否能用1 個環面上的測點來測取面平均紊流度，國內江勇等[40]關于動態測點的分布位置對測試精度影響的研究表明，采用僅在1 個環面上布置較少的測點來測取面平均紊流度誤差較大。此外，探針頭部尺寸[41-42]、探針頭部伸出支桿長度[43-44]、探針頭部間距[44]、采樣率[3]以及采樣時間[45]均會對測試結果產生影響，國內外關于上述因素對測試精度的影響也有相應的文獻記載。

由于典型的探針梳測試方案分辨率較低，所以在部分研究中利用探針梳進行AIP 穩動態測試時，采用更密集的測試方案[10]，但測點密集意味著需要增加探針梳的數量，探針梳數量增加則需要考慮支桿堵塞的影響。為了利用較少的探針梳獲得較高精度的測試結果，旋轉探針梳、旋轉畸變發生器為上述問題提供了解決方案，并且已被國內外許多相關研究機構采用。隨著光學儀器的發展，粒子圖像測速技術（Particle Image Veloci-metry，PIV）被用于AIP 的測試[33，46-48]，例如，Nelson M 等[33]在進氣總壓畸變的條件下，采用SPIV 測量了發動機進口的速度場；Pavlos K. Zachos等[47]采用采樣頻率為1 kHz 的高頻SPIV 系統測量了S 進氣道縮比模型出口截面的穩/動態速度場。相對于典型40 點的探針梳測試方案，PIV 可以提高200倍以上的分辨率，但是由于PIV 只能測得AIP 的速度場，無法直接用于畸變指標的計算。基于泊松方程以及動量方程可以將AIP 的速度場重構出壓力場[49，33]，但此時必須考慮重構誤差的影響。例如，Pavlos K.Zachos[49]利用RANS 數值模擬方法獲得了AIP 速度場，利用計算的速度場進行了穩態和瞬態壓力場的重構，利用重構的壓力場計算了畸變指標DC（60）、CDI和RDI 等，最后將重構的壓力場與數值模擬直接獲得的壓力場進行對比，結果表明，對于穩態場的計算結果，重構方法與數值模擬結果相比誤差在10%以內。對于瞬態場的計算結果，畸變指標受壓力重構的影響較大，誤差大于10%。除了考慮壓力重構帶來的誤差外，在PIV 測試過程中還需要考慮速度梯度較大[50]、粒子播散不均勻[33]、粒子跟隨性差[33]、圖像中粒子的密度小、圖像中粒子直徑過小[52]、光污染以及窗口拼接[53]等因素造成的誤差。

本文總結了國內外采用畸變發生器的地面模擬試驗中所涉及的畸變發生器類型和安裝位置、AIP 選取位置和總壓測試方案以及其他截面測試方案等，分析了在畸變發生器安裝和AIP 位置選取中以及測試方案設計中需要考慮的因素，可為進氣總壓畸變模擬試驗研究中新型畸變發生器的研制、測試方案的設計提供一些建議和啟示。

1 進氣總壓畸變模擬試驗

1.1 模擬試驗

目前，國內外關于進氣總壓畸變開展了很多試驗研究，其中通過畸變發生器對總壓畸變機理性試驗研究一直是科研人員所關注的重點。此類試驗主要包括進氣道試驗、壓氣機試驗以及整機試驗。單獨的進氣道試驗主要在小型風洞中安裝畸變發生器[15，17，22]，在風洞出口進行測試，用于新型畸變發生器的設計、出口畸變流場特性的研究以及測試方案的驗證等，如圖1 所示。對于壓氣機/整機進氣總壓畸變試驗，國內外通常將供氣管道與壓氣機試驗臺/發動機整機試驗臺直接連接[25]，在空氣供應管道進口或者內部安裝畸變篩網、模擬板以及插板等畸變發生器[10，34-36]，如圖2所示。在AIP 和其他截面進行測試，研究AIP 處的總壓恢復和畸變程度以及進氣總壓畸變對壓氣機/發動機穩定性的影響等。

圖1 單獨進氣道總壓畸變試驗

圖2 發動機總壓畸變試驗

1.2 進氣總壓畸變發生器

目前畸變發生器主要分為穩態畸變發生器和瞬態畸變發生器2 類[25]，穩態畸變發生器主要包括畸變篩網[8，25]、模擬板[54]等，如圖3、4 所示。

圖3 畸變篩網

在真實飛行過程中發動機進氣總壓畸變特性會變化，因此需要在地面開展不同模式的進氣總壓畸變試驗，每次變形模式改變都需要中斷測試并部分拆卸設備以更換畸變發生器，這種中斷設備的方法給測試程序增加了巨大的成本，并且畸變篩網和模擬板不能復制由湍流或飛行條件變化產生的瞬時畸變。為了克服上述困難，科研人員研制了一系列的瞬態畸變發生器。例如：插頭位置可變的隨機頻率畸變發生器[26]和坡道位置可變的隨機頻率畸變發生器[27]，如圖5 所示；離散頻率畸變發生器[25]和空氣射流畸變發生器[25]，如圖6、7 所示；俄羅斯中央航空發動機研究所研制的瞬態總壓畸變發生器[28]，如圖8 所示；插板式畸變發生器[35]，如圖9 所示；分裂翼型畸變發生器元件組合畸變發生器[29]，如圖10 所示；多元件組合畸變發生器[15]，如圖11 所示。歐美等國家通過研制上述畸變發生器實現了畸變流場實時變化的目的。中國通過借鑒俄羅斯的進氣總壓畸變試驗研究方法，采用高度可調的插板式畸變發生器模擬進口畸變流場，雖然實現了不用停機也可調整進氣畸變流場，但大部分試驗只是開展了準穩態畸變流場模擬[24，55]，插板式畸變發生器能否適用于畸變流場實時變化的情況需要開展相應的研究。此外，插板式畸變發生器無法精確模擬真實發動機進口的畸變圖譜，并且產生的畸變流場穩/動態畸變指數比例接近1∶1[32]，無法適用于有畸變圖譜需求以及發動機進口穩/動態畸變指數偏離1∶1 比例的相關研究。

圖4 模擬板

圖5 隨機頻率畸變發生器

圖6 離散頻率畸變發生器

圖7 射流畸變發生器

圖8 俄羅斯航空研究院的瞬態總壓畸變發生器

圖9 插板式畸變發生器

圖10 分裂翼型畸變發生器

圖11 多元件組合畸變發生器

畸變發生器的位置選取在進氣總壓畸變試驗研究中至關重要，國內對此開展了許多研究。吳森林等對插板后不同位置流場總壓恢復系數的研究表明，距離插板2.5～3.0 倍進口管道直徑之間總壓恢復系數提升非常明顯，距離插板3.0～3.5 倍進口管道直徑之間總壓恢復系數逐漸平緩，說明插板距離進口越遠，產生的畸變效果越差[30]。周游天等針對插板距離低速壓氣機進口2 倍進口管道直徑和3 倍進口管道直徑對壓氣機性能的影響研究表明，插板距離壓氣機進口為2 倍進口管道直徑時對壓氣機性能影響較大[38]。黃熙君等繪制了篩網型畸變發生器下游不同位置的氣流角、靜壓的分布曲線，認為畸變發生器下游1 倍管道直徑后流場是均勻的，可以用總壓畸變場來表示[17]。王勤等研究了動態總壓探針與插板距離不同時對紊流度計算的影響，繪制了相關的概率密度曲線，表明在畸變發生器下游小于1 倍管道直徑進行動態總壓測量時，概率密度曲線偏離正態分布，不符合發動機進氣道出口真實流場的分布規律[13]，說明畸變發生器距離發動機進口以及AIP 過近，無法獲得真實的總壓畸變特性。

關于畸變發生器的安裝位置在國內外的研究中有所區別，歐美等國家主要采用畸變篩網進行試驗，在研究中將畸變篩網安裝在壓氣機試驗臺/整機試驗臺進口上游1～2 倍發動機進口管道直徑處[33-34]；國內大部分研究是利用可調插板畸變發生器進行試驗，在選取畸變發生器安裝位置時，主要采用GJB2004建議的安裝在試驗臺進口/AIP 截面上游3 倍左右管道直徑處的方案[21]。

結合以上文獻的研究內容，畸變發生器的位置選取需要針對不同的畸變發生器類型、不同的進口流場速度進行試驗，需要結合數值模擬的結果、畸變指數的要求以及概率密度曲線的分析結果等綜合因素確定。

2 AIP 流場參數測試

如前所述，單獨的進氣道試驗主要用于畸變發生器的設計、出口AIP 畸變流場特性的研究以及測試方案的驗證等。壓氣機/整機進氣總壓畸變試驗主要研究AIP 處的總壓恢復和畸變程度以及進氣總壓畸變對發動機/部件穩定性的影響。因此在測試過程中需要確定AIP 位置以及流場參數測試方案等，利用測試數據計算相應的畸變指標以及穩定裕度，定量描述畸變程度并評估畸變對發動機穩定性的影響。

2.1 AIP 的位置

AIP 是主要測量截面，在總壓畸變試驗中主要用來確定進氣總壓畸變特性。氣動界面的位置選擇取決于試驗研究的性質，以及進氣道與發動機的具體設計，根據國內外相關指南文件的描述，AIP 位置盡量選擇靠近發動機進口截面，發動機進口截面通常為發動機前支板、導流葉片或工作葉片前緣所在的截面[1，3，20-21]，文獻[1]中指出氣動界面通常選在距發動機進口100 mm 以內。AIR1419 結合探針梳測試方案，針對發動機進口有無導葉以及進氣整流錐/進氣整流罩是否旋轉等情況分別關于AIP 的位置選擇進行了討論[3]，如果進口有導葉，可以將探頭安裝在導葉前緣，如圖12 所示；如果進口無導葉，發動機進口整流罩/整流錐不旋轉，需要靠近第1 級動葉前緣安裝探針梳，如圖13 所示；如果進口無導葉，并且發動機進口的進氣整流錐/進氣整流罩旋轉時，AIP 測試探針梳無法靠近發動機進口截面安裝，只能安裝在整流錐/整流罩上游，如圖14 所示。對于這種進氣錐/進氣帽罩旋轉的情況，需要將氣動截面的測量參數轉換為靠近發動機進口 截面的參 數[1，30]，換算方法通過大量模型與全尺寸試驗建立。

圖12 安裝在導葉前緣的AIP 測試探頭

圖13 安裝在導葉前緣上游的AIP 測試探針梳

圖14 安裝在進氣帽罩上游的AIP 測試探針梳

2.2 測試儀器

航空發動機進氣總壓畸變模擬試驗通常需要研究總壓畸變對壓氣機/整機穩定性的影響，測試內容主要包括AIP 的總壓、靜壓、氣流偏轉角、氣流俯仰角、馬赫數等流場參數測試以及壓氣機/整機性能參數測試。壓氣機/整機性能參數測試如壓比、效率、耗油率以及推力等參數的測試不在本節介紹范圍。本節主要介紹AIP 的流場參數測試方案。

2.2.1 探針梳測試方案

2.2.1.1 探針梳測點布局

目前大部分總壓畸變試驗研究中采用探針梳測試AIP 的流場參數（主要為總壓的測試），還有部分研究采用PIV 測試方法。探針梳的測試方法可以分為穩態測試和動態測試2 部分。對于穩態測試，需要在該截面布置測點，根據相關文獻的描述，測點數越多，參數相關性越好，圖譜越準確[1]。但是測點數越多，意味著探針梳數目較多，探針梳支桿會對發動機進口流場造成堵塞[56-59]，影響壓氣機/發動機性能[60-63]，因此在AIP 上關于探針梳布局設計需要折衷考慮圖譜測量準確度和支桿堵塞問題。國內外關于探針梳測點布局已經開展了相關研究。利用旋轉探針梳測得的探針梳數目以及每支探針梳的測點數對周向與徑向畸變系數的影響研究表明，周向畸變研究中周向至少需要分布8 根探針梳；徑向畸變研究中每支探針梳的測點數至少為5 個[3，31]，如圖15 所示。

圖15 周向/徑向畸變系數與探針梳數目的關系

在國內，黃熙君等關于探針梳布局的研究表明，探針梳與低壓區的相對位置以及探針梳測點數目對畸變指標值有影響，如果要求畸變指標的計算偏差小于10%，探針梳數目應不少于6 根，每根探針梳上測點至少為5 個[17]；齊亦農等開展的不同探針梳數目的對比研究表明，探針梳由5 支改為6 支，測量精度大為提高，但6 支探針梳與8 支探針梳的測試結果精度相差不大[36]。

在國內，6×5“水”字型測試方案（周向均布6 支探針梳，每支探針梳上等面積中心分布5 個總壓測點）被大部分研究所采用[64-67]，測試布局如圖16 所示。吳森林等開展了8×5 個測點（周向均布8 支探針梳，每支探針梳等環面分布5 個測壓點）與插板相對位置不同對畸變特性的研究，測試方案如圖17所示，研究結果表明2 種測試方案所得到的結果差異較小，如圖18 所示[30]。

圖16 “水”字型測試方案

圖17 2 種測試方案布局

圖18 總壓恢復系數對比

國內外研究機構相繼公布的指南文件均推薦穩態總壓測試的測點分布方案為周向均布8 支探針梳，每支探針梳上等面積中心分布5 個總壓測點[3，20-21，68-69]。該方案在總壓畸變試驗中被稱為“米”字型測試布局方案，如圖19 所示。部分文獻采用探針梳上的測點沿探針梳等距分布的方案，可以滿足輪轂區需要詳細測量的要求[9]。“米”字型、“水”字型以及測點等距分布的測試方案均未考慮邊界層內流場的測試，對于有邊界層總壓測試需求的試驗，需要設置相應的邊界層總壓測點[70]。Pritchard H. White 針對不同形狀探頭孔口對邊界層壓力測試精度的影響[71]研究表明，圓形孔口對壓力測試最敏感，長方形孔口可以降低測試噪聲。文獻[44]中提出邊界層探針需要做成鴨嘴形，孔口呈扁矩形。

圖19 典型的40 點探頭布局

雖然典型的“水”字型、“米”字型測試布局方案在國內外得到廣泛應用，但是由于探針測試分辨率較低，如果對畸變指數的精度和圖譜的準確度要求較高，仍需要增加測點數。采用相對更密集的測試方案[10]如圖20 所示。但增加測點數就意味著堵塞問題更為嚴重，而旋轉探針梳、旋轉畸變發生器等方案的利用極大減少了探針梳的數目[9，33-34，72]，并在一定程度上提高了測試分辨率，如圖21 所示。旋轉探針梳或旋轉畸變發生器的測試方案主要針對穩態/準穩態畸變流場的測試[8，10，72]，測試過程中需要考慮單次旋轉角度、流量穩定時間、采樣時間以及采樣頻率對測試結果的影響。Jiri Pecinka 等對此開展的研究表明，單次旋轉角度最佳為15°，每次旋轉后需要的流量穩定時間至少為5 s，每次采樣時間至少為30 s，最佳采樣頻率為1 kHz[8，72]。

圖20 60 點探頭布局

圖21 旋轉探針梳方案

AIP 的動態總壓參數反映發動機進口氣流的紊流度，紊流度越大對發動機穩定性的影響越大。如何獲得1 個截面的湍流水平，需要提出合理的動態總壓測點分布方案。國外關于動態測點的布局對畸變系數測量精度的影響開展了相關研究。Stanley H.Ellis 等開展的動態總壓測點數目不同對平均紊流度測試精度的影響研究表明，測點數目越少，測得的結果不確定范圍越大[73]，如圖22所示。

圖22 紊流度測試誤差

AIR1419 和GJB 2004 推薦了典型的動態總壓測量方案，但2 種方案相差較大，AIR1419 推薦動態總壓測試方案與穩態總壓測試方案相同，為8×5 的測點分布，并且穩/動態測點通常封裝在一起[3]，如圖23所示。GJB 2004 推薦動態總壓測試采用在0.9 倍相對半徑處，周向均布6 個動態總壓測點的測試方案，并且動態總壓測試截面與穩態總壓測試截面可以相同也可以不同，2 個截面之間的距離應不大于±10%管道直徑[21]，如圖24 所示[16]。

圖23 AIR1419 推薦的穩/動態總壓測點分布

圖24 GJB 2004推薦的動態總壓測點分布

國內大部分研究中，動態壓力測試方案是在0.9倍半徑處周向均布探針，采集的是1 個環面的數據，通過這些數據計算AIP 的紊流度。關于計算精度問題，國內江勇等利用8×5 的動態總壓測點布局方案開展的研究表明，每個環面的紊流度與面平均紊流度數值相差較大，并且各環面紊流度與面平均紊流度隨插板深度的變化量不同，采用僅在1 個環面上布置較少的測點來測取面平均紊流度誤差較大[40]。

2.2.1.2 探針梳頭部結構、采樣率及采樣時間

發動機進氣總壓畸變內部流場復雜，為了獲取準確的總壓參數，需要考慮探頭的不敏感角范圍以及探針的相關設計尺寸對測試精度的影響。穩態總壓探針梳上的頭部為單孔總壓探頭，根據文獻[44]的描述，不同結構的單孔總壓探頭對氣流不敏感角范圍不同，如圖25 所示。從圖中可見，孔口直徑越大不敏感角范圍越寬；不敏感角范圍與頭部形狀相關性不大；當平頭管外加1 個套管時，雖然結構變得復雜，但會很大程度提高不敏感角范圍。

圖25 不同結構總壓探頭的不敏感性

在AIP 常用的測試探針梳為凸嘴型（圖20）和帶套型[3，10]，如圖26 所示。從圖中可見，頭部套管很大，過大的探針頭部會對流場產生額外的影響[74-76]，在滿足測試要求的同時，套管直徑應盡可能小[42]。此外，為了避免支桿以及其他探頭對測試精度的影響，需要考慮探頭伸出長度以及探頭的間距。文獻[44]中對凸嘴型和帶套型探針梳的結構尺寸進行了描述，如圖27所示。對于凸嘴型探針梳，探頭伸出長度盡量取大，通常取a/D＞2.5，探頭間距一般取s/d=1.5～10；對于帶套型探針梳，探頭間距一般取s/D＞3[44]，并且其受感部到套管前端面的距離也會對測試精度產生影響，受感部距套管前端面越近，測試精度越高[43]，如圖28 所示。

圖26 AIP 的帶套型探針梳

圖27 常見的探針梳

圖28 測點距套管前端面距離對測試精度的影響

測試中常用的探針梳頭部為單孔總壓探頭，由于單孔總壓探頭無法測得氣流靜壓、偏轉角、俯仰角、馬赫數等參數，如果有氣流角測試要求時，需要采用多孔探針/多孔探針梳進行測試。5 孔/7 孔探針以及多孔探針梳被用于進氣總壓畸變研究中流場參數的測量[9，34，38，77-78]，如圖29、30 所示。

圖29 5 孔探針安裝位置及測點分布

圖30 5 孔探針梳安裝位置

根據W. G. Steenken 的研究可知，在動態總壓測試中，動態探針頭部尺寸會對測試結果產生影響，探針頭部直徑越小，可以測得的上限頻率越高[41]，如圖31 所示。對于進口氣流速度為60.96～182.88 m/s 的發動機，90%的頻譜函數上限頻率為1350 Hz，AIR1419推薦探頭直徑為1.5～3.2 mm 時[3]，可以獲得穩定性評估所需頻率范圍內的數據，如圖32 所示。

圖31 探頭直徑的影響

圖32 穩定性評估所需頻率

在動態總壓測試中，采樣時間與采樣頻率對測試結果的精度有一定影響，國內外在進氣總壓畸變的研究中通常選取采樣時間為30～60 s[3]。采樣頻率與截止頻率相關，通常設置為截止頻率的4～5 倍[45]，當傳感器采樣率足夠高，達到截止頻率10 倍以上時，可認為數據在頻率通帶中失真極小[40]。

2.2.2 PIV 測試方案

PIV 是目前在流場測量中較為常用的非接觸測試方法，其測量的基本原理如圖33 所示。通過對成像記錄系統攝取的粒子圖像進行自相關或互相關處理得到流場中的2 維速度矢量。PIV 實現了對流場的無擾動測量，突破了探針、熱線和LDV 等測量技術單點測量的局限性。

圖33 PIV 原理

隨著PIV 在葉輪機械測試領域的推廣，國內外研究人員開展了進氣總壓畸變試驗應用研究[79-81]。經過多年的發展，PIV 技術逐漸從2 維測量（PIV）發展到了3 維測量（Stereoscopic Particle Image Ve-locimetry，SPIV），SPIV 的基本原理與PIV 類似，但需要2 個相機從不同的角度拍攝片光截面內粒子的圖像，然后根據2 個相機拍攝的數據計算粒子垂直于激光截面的速度分量。目前，SPIV 測試技術已用于進氣總壓畸變研究中[33]。弗吉尼亞理工學院的Michael A. Nelson 開展的進氣總壓畸變PIV 試驗研究的測試方案如圖34所示。將發動機進口上游1 倍管道直徑處選為AIP，測試區域夾角為45°（如圖35 所示），通過旋轉畸變屏獲得整個面的速度場。

圖35 測試區域

根據上述研究，利用PIV 測試技術可以獲得截面內流場信息，相對于進氣總壓畸變試驗中典型的40點測試方案，PIV 的測試分辨率可以提高200 倍以上，但是PIV 只能測得AIP 的速度場，無法測得壓力場，無法直接通過測量數據計算畸變指標并定量描述總壓畸變程度，這也是PIV 測試技術在進氣總壓畸變研究中應用較少的原因之一。為了解決PIV 速度場和壓力場之間轉換的問題，利用速度場通過泊松方程或動量方程重構壓力場。Pavlos K. Zachos 等開展了相關研究[49]，結合SPIV 的測試方案，利用RANS 數值模擬方法計算了試驗模型的內部流場，獲得AIP 速度場，利用計算的速度場，基于泊松方程和動量方程進行穩態和瞬態壓力場的重構，從而計算畸變指標DC（60）、CDI 和RDI 等，最后將重構的壓力場與數值模擬直接獲得的壓力場進行對比，同時將上述2 種壓力場計算的畸變指標進行對比。研究結果表明，通過泊松方程或動量方程重構的壓力場云圖和數值模擬獲得的壓力場云圖具有很好的一致性。對于畸變指標的穩態計算結果，重構方法與數值模擬結果相比誤差在10%以內。對于畸變指標的瞬態計算結果，其中DC（60）受壓力重構的影響較大，誤差大于10%。

除了壓力重構造成的誤差，在PIV 測試過程中，誤差還來源于較大的速度梯度[50]、粒子播散不均勻[33]、粒子跟隨性差[33]、圖像中粒子密度和直徑過小[52]、光污染以及窗口拼接等[51，82]。

較大的速度梯度主要產生于激波、渦流或者邊界層內，會導致拍攝的粒子圖像變形、粒子對丟失以及邊界層粒子濃度低等問題。對于粒子圖像變形的問題，國外有BOS 方法[50]、多重網格迭代分析方法[52]等修正方法。由于渦流的存在，可能導致粒子在相鄰2幀拍攝圖片中丟失，導致粒子圖像不匹配，產生錯誤的速度矢量[52]。對于邊界層內的流動，由于流動速度較慢，速度梯度較大，導致粒子濃度非常低，對于PIV來說，很難捕捉到邊界層內部的流動結構[33]。

粒子作為PIV 測試中不可或缺的一部分，為了能夠獲得AIP 準確的速度場，需要保證截面內粒子分布均勻和跟隨性良好，研究人員關于粒子的播撒技術開展過相關研究[33，83]。弗吉尼亞理工學院的Michael A.Nelson 進行了很多嘗試，如圖36 所示。A 方案采用夾角為11.5°的3 根帶孔的細鋼管，安裝在臺架進口，均勻噴灑在45°區域內；B 方案采用在離進口2.3～3.6 m位置處放置L 型噴嘴；D 方案采用在離進口3.6 m 位置處放置A 方案中的3 根細管；E 方案采用在進口正前方并遠離進口，放置1 根PVC 管噴灑粒子；F 方案采用在進口前端地面安裝噴頭，發動機利用地面渦吸入粒子；G 方案采用在進口同截面上方安裝粒子噴灑裝置。通過對比，前幾種方案對進口流場產生干擾，地面渦吸入粒子導致拍攝區粒子分布不均勻，因此采用G 方案[33]。對于粒子跟隨性問題，需要保證生成的粒子粒徑均勻，大小維持在1 μm 左右[83]。關于粒子圖像密度和粒子圖像大小進行了詳細介紹，對于在每個32×32 像素的詢問窗口中包含大約10～15 個粒子；對于64×64 像素的詢問窗口，粒子分辨率為2.5 個像素是最佳的；對于16×16 像素的詢問窗口，最佳粒子分辨率約為2 個像素[84]，當粒子分辨率小于2 個像素時，峰值效應變得嚴重，影響測試精度[52]。

圖36 粒子噴灑方案

PIV 測試中，當激光打在壁面上或者測試截面離壁面過近時，由于壁面反光導致采集的圖像中出現光斑或背景光過強等現象，造成粒子圖像不匹配，部分區域速度矢量計算錯誤。當PIV 離發動機進口較近時，測試結果有一定程度的失真，如圖37 所示[33]。根據圖34、37 中的測試方案可見，由于激光面尺寸限制以及光路遮擋等原因，導致視窗無法覆蓋整個AIP，這時可以采用視窗拼接的方案，如果采用不同平面采集方案，可能導致拼接時視窗之間出現斷層[53]。Michael A. Nelson 通過固定視窗、旋轉畸變發生器的方法解決了上述問題，但是不同視窗的結果是在不同時間段采集的，視窗拼接的方案只能分析整個測試截面的穩態結果，無法分析整個截面的瞬態結果，如果需要分析瞬態場，目前可以通過縮比試驗開展高頻PIV測試技術研究。Pavlos K.Zachos、Grant McLelland 等開展了S 型進氣道的縮比試驗，利用采樣率為1 kHz 的SPIV 系統獲得進氣道出口截面的瞬態速度場[6，47]，并利用統計方法進行了分析。

圖37 離進口較近時，PIV 測試方案及測試結果

3 進氣總壓畸變測試方案實例

結合國內外已開展的部分進氣總壓畸變試驗結果，列舉了不同試驗中的畸變發生器類型、畸變發生器安裝位置、AIP 選取位置和測試方案以及其他截面測試方案。具體見表1。

4 總結

本文結合國內外關于航空發動機進氣總壓畸變的相關研究，主要總結了試驗中所涉及的畸變發生器類型和安裝位置、AIP 選取位置和總壓測試方案以及其他截面測試方案等。

表1 國內外關于進氣總壓畸變研究的測試方案

（1）飛機對機動性的要求越來越高，導致發動機進口總壓的不均勻性、脈動性越來越嚴重，在地面模擬試驗中，為了模擬發動機進口實時變化的畸變狀態，傳統的畸變篩、模擬板等穩態畸變發生裝置已無法滿足當前進氣總壓畸變研究的需求。歐美等國家通過研制的離散頻率型/射流型/分裂翼型/多元件組合型畸變發生器已經實現了畸變流場實時可調。中國通過引進俄羅斯的進氣總壓畸變評估方法，采用高度可調的插板式畸變發生器模擬進口畸變流場，雖然實現了不用停機也可調整進氣畸變流場，但大部分試驗只是開展了準穩態畸變流場模擬，插板式畸變發生器能否適用于畸變流場實時變化的情況需要開展相應的研究。此外，插板式畸變發生器無法精確模擬真實發動機進口的畸變圖譜，并且產生的畸變流場穩/動態畸變指數比例接近1∶1，無法適用于有畸變圖譜需求以及發動機進口穩/動態畸變指數偏離1∶1 比例的相關研究，因此亟需研制新型畸變發生器，并開展滿足新型畸變發生器設計要求的風洞試驗以及功能性驗證的壓氣機/整機地面模擬試驗。

表1 國內外關于進氣總壓畸變研究的測試方案（續）

（2）畸變發生器的位置對于發動機穩定性影響較大。歐美等國家通常選取發動機進口上游1～2 倍進口管道直徑位置安裝畸變發生器，國內大部分研究將畸變發生器位置選取在發動機進口/AIP 上游3 倍左右管道直徑處，但是畸變發生器不同、進口馬赫數不同都會影響發動機進口的畸變流場，因此在畸變發生器位置選擇時，需要考慮其類型、數值模擬的結果、畸變指數的要求以及概率密度曲線的分析結果等綜合因素。

（3）AIP 靠近壓縮系統/發動機進口，是總壓畸變試驗中重要的測試截面，用來研究進氣總壓畸變特性。在地面試驗中，AIP 的位置還需要結合試驗臺的情況，考慮是否有IGV 葉片，是否有進氣整流罩/整流錐以及整流罩/整流錐是否旋轉等情況。

（4）探針梳具有結構簡單、加工成本低以及可以直接獲取AIP 總壓用于發動機穩定性評估等優點，在國內外大部分進氣總壓畸變試驗研究中得到應用。在探針梳設計過程中需要考慮測點布局、探頭結構、探頭尺寸、探頭伸出支桿長度、探頭間距、動態采樣時間、采樣頻率等對測試結果的影響，對于有邊界層總壓測試需求的試驗還需要考慮邊界層總壓測點的布置。但由于受尺寸限制以及支桿的堵塞影響導致探針梳測量分辨率不足，無法滿足高精度測量要求，在穩態/準穩態進氣畸變模擬試驗中，旋轉畸變發生器或者旋轉探針梳為上述問題的解決提供了思路。對于旋轉畸變發生器及旋轉探針梳的測試方案設計，需要考慮旋轉角度步長、每次旋轉后流量穩定時間、平均采樣時間以及采樣頻率等多種因素對畸變指標計算的影響。對于有氣流角測量需求的試驗，需要選用多孔探針梳進行測試。

（5）隨著光學儀器在流場測試中的發展，PIV 逐漸被用于進氣總壓畸變的試驗研究中，相對于典型的8×5 測點布局（周向均布8 支探針梳，每支探針梳等面積分布5 個總壓測點），PIV 的測量分辨率提高了200 倍，但是由于PIV 主要用于速度場的測試，無法直接獲得壓力場進行穩定性評估，所以需要結合泊松方程或動量方程進行壓力場的重構，但是需要考慮重構誤差是否在可接受范圍之內。除了重構誤差之外，采用PIV 進行穩態流場測試時還需要考慮較大的速度梯度、粒子播散不均勻、粒子跟隨性差、圖像中粒子密度小、圖像中粒子直徑過小、光污染以及窗口拼接等因素帶來的誤差。當采用PIV 進行瞬態流場測試時，除了考慮上述因素的影響，需要進行縮比模型試驗以及采用高頻PIV 測試系統，采樣頻率最低為1 kHz。