進(jìn)氣道試驗試驗裝置

總壓排管：在進(jìn)氣道出口安裝有總壓排管。它可以固定在風(fēng)洞進(jìn)氣道試驗裝置上。總壓排管的形狀有不同布置，可以繞縱軸轉(zhuǎn)動也可以是固定的。排管上總壓測量的沿徑向可按等面積布置，也可以安裝動態(tài)壓力傳感器。在總壓排管處進(jìn)氣道壁面上布置4～8個靜壓測量孔。

①調(diào)節(jié)流量裝置：進(jìn)氣道試驗必須具有可調(diào)節(jié)流量的裝置，它可以改變進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣流量，同時與風(fēng)洞和進(jìn)氣道模型相匹配，通常采用電機(jī)驅(qū)動節(jié)流錐移動來實現(xiàn)。

②流量控制系統(tǒng)：流量控制系統(tǒng)主要由截流錐、步進(jìn)電機(jī)、電源、計算機(jī)組成。截流錐與測試段相連，步進(jìn)電機(jī)通過電源供電控制截流錐的位置變化，最終計算機(jī)通過對步進(jìn)電機(jī)的控制達(dá)到對流經(jīng)進(jìn)氣道模型測試段空氣流量的控制。

③壓力測量系統(tǒng)：包括動態(tài)壓力測量系統(tǒng)和靜態(tài)壓力測量系統(tǒng)。

a．動態(tài)壓力測量系統(tǒng)。動態(tài)壓力測量系統(tǒng)由放大器、濾波器、動態(tài)信號采集處理系統(tǒng)和磁帶記錄儀等組成。動態(tài)傳感器采用由美國制造的Kulite小型高頻率響應(yīng)動態(tài)壓力傳感器，其輸出的模擬電壓信號在進(jìn)入采集計算機(jī)前要經(jīng)過放大器放大、低通濾波器濾波、高速A/D轉(zhuǎn)換等處理轉(zhuǎn)變?yōu)楸阌诖鎯?、傳輸和分析處理的?shù)字信號(或數(shù)據(jù))。

b．靜態(tài)壓力測量系統(tǒng)。采用780B壓力采集系統(tǒng)或其他測量系統(tǒng)，該系統(tǒng)主要由計算機(jī)、數(shù)據(jù)采集控制單元、壓力控制單元靜壓測點，總壓測點、動態(tài)總壓測點等。

④引射器：進(jìn)氣道試驗一般采用沖壓方式測量流人的流量，但是在低速或低馬赫數(shù)，以及大迎角狀態(tài)試驗時，沖壓方式得不到大的流量，達(dá)不到實際進(jìn)氣道工作時的流量。進(jìn)氣道工作線與發(fā)動機(jī)工作線沒有交點，需要安裝引射器來提高進(jìn)氣道的流量，其形式可以采用高壓引射方式。引射器也可以采用真空引射方式。引射器一般放置在風(fēng)洞外面，通過軟管將進(jìn)氣道出口與其相連接。

⑤流量計：進(jìn)氣道試驗流量的測量是通過測量出El截面氣流的總壓P。和靜壓P計算得到，為測量準(zhǔn)確，可以在節(jié)流錐后面安裝高精度的流量計，流量計經(jīng)過標(biāo)準(zhǔn)氣體流量裝置校準(zhǔn)。 2100433B

①模型比例

由以下幾個因素確定在常規(guī)風(fēng)洞中進(jìn)氣道試驗?zāi)Ｐ偷谋壤?

a．模型長不超過試驗段高

模型應(yīng)在試驗段的流場均勻區(qū)內(nèi)，進(jìn)氣道模型進(jìn)氣口之后1倍當(dāng)量直徑處是個關(guān)鍵截面，此截面之后可以超出模型區(qū)。

b．模型展長不超過0.6倍試驗段寬

對小展弦比飛機(jī)模型，斬斷外翼后，一般都能滿足要求；對于大展弦比飛機(jī)模型，展長的要求要充分注意。

②模擬范圍

進(jìn)氣道模型應(yīng)與飛行器保持幾何相似，其內(nèi)管道形狀要求模擬到發(fā)動機(jī)進(jìn)口前，特別是進(jìn)氣錐和唇口部分形狀的模擬尤為重要；其外部形狀的模擬可根據(jù)需要適當(dāng)選取，通?？赡M到進(jìn)氣道的邊界層放氣口或放氣門處。前機(jī)身、進(jìn)氣道唇口、進(jìn)氣道輔助進(jìn)氣門部分及有關(guān)融合處等影響進(jìn)氣道流動的部分也需精確模擬。規(guī)定進(jìn)口之后1倍當(dāng)量進(jìn)口直徑長度處之前為全模擬。進(jìn)氣道的內(nèi)管道為全模擬。

③模型支撐

進(jìn)氣道模型支撐方式，可以是尾支、腹支和背支等。原則是在各種試驗狀態(tài)下，模型不能伸出試驗段的模型區(qū)，且進(jìn)氣道進(jìn)口始終在流場均勻區(qū)中。

1、不同流量系數(shù)下的總壓恢復(fù)系數(shù)的測定

模型由進(jìn)氣道試驗支架支撐，使模型入口位于試驗段觀察窗附近。固定模型迎角和側(cè)滑角，通過安裝在進(jìn)氣道出口截面處的總、靜壓測量管測量進(jìn)氣道出口總、靜壓值。改變流量調(diào)節(jié)錐的位置，就得到與不同流量系數(shù)相對應(yīng)的總壓恢復(fù)系數(shù)。

2、喘振點的測量

進(jìn)氣道的喘振，是指進(jìn)氣道在亞臨界的某個工作狀態(tài)下，發(fā)生內(nèi)部氣流的不穩(wěn)定現(xiàn)象。在這種情況下，正激波在進(jìn)氣道管道內(nèi)外迅速地來回移動，氣流會發(fā)生劇烈的振動。對于超聲速進(jìn)氣道，流量小到一定程度時，可能發(fā)生進(jìn)氣道喘振，這個喘振點決定該進(jìn)氣道工作線的長度，決定在各種工作狀態(tài)下，發(fā)動機(jī)的工作裕度。所以希望得到準(zhǔn)確的喘振流量。試驗方法有兩種，都是在預(yù)計的喘振流量附近，以最小的步長，一步一步地向喘振點逼近，并記錄每步的各種數(shù)據(jù)。一種方法是在不喘振的狀態(tài)，一步步地使進(jìn)氣道喘振起來。另一種方法是在進(jìn)氣道喘振狀態(tài)，一步步向停喘的方向移動，直到進(jìn)氣道停止喘振。觀測喘振點的方法很多，可以直接從動態(tài)測壓儀器上壓力值的激烈波動來判斷喘振的發(fā)生，也可以用紋影儀觀察和拍照。如高速CCD相繼記錄喘振的脈動頻率。

3、載荷分布測量

為了獲得進(jìn)氣道部件的載荷和外阻，在其內(nèi)表面沿軸向、徑向開一系列測壓孔測量壓力，測量方法和模型表面壓力分布試驗測量方法相同。

4、吸除流量測量

試驗中采用吸除噴管吸除進(jìn)氣道唇口、斜板等處的邊界層。吸除的流量通過測得的總、靜壓值計算得到。

5、進(jìn)氣道進(jìn)口處機(jī)身邊界層厚度測量

為了確定兩側(cè)進(jìn)氣道邊界層隔道尺寸，需測量進(jìn)氣道進(jìn)口處機(jī)身邊界層厚度。測量方法是使用單點總壓探針測量，探針相對機(jī)身的移動距離由控制裝置控制和記錄。

6、進(jìn)氣道出口流場測量

進(jìn)氣道必須滿足發(fā)動機(jī)在各種工作狀態(tài)下需要的流量。在進(jìn)氣道出口之后是流量的測量段，測量段要不止總壓測量和避免靜壓測量點。

（1）界面選擇

進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)屬兩個單位管，要共同商定一個測量界面，大家都用這個界面測得的數(shù)據(jù)進(jìn)行性能計算。美國國家標(biāo)準(zhǔn)ARP1420中給出選定界面的4條原則：

a、氣動界面定為進(jìn)氣道出口截面；

b、氣動界面定在靠發(fā)動機(jī)一側(cè)，應(yīng)位于前支板、工作葉片排的前緣；

c、氣動界面要躲開吸氣、放氣等輔助氣流，測量結(jié)果是最終提供發(fā)動機(jī)的氣流；

d、氣動界面上的測壓耙、測量儀表等不影響性能測量。

（2）測壓耙排列

測壓耙的數(shù)量、排列形式，都由發(fā)動機(jī)制造商來定。使用哪個制造商的發(fā)動機(jī)，就按這個制造商的標(biāo)準(zhǔn)要求做。每耙上的測量點可按等面積分布。

進(jìn)氣道是一個系統(tǒng)的總稱，包括進(jìn)氣口、輔助進(jìn)氣口、放氣口和進(jìn)氣通道，它是保證發(fā)動機(jī)正常工作的重要部件，它直接影響到飛機(jī)發(fā)動機(jī)的工作效率、發(fā)動機(jī)是否正常工作、推力的大小等，起到至關(guān)重要的作用，尤其對戰(zhàn)斗機(jī)的性能有很大的影響。其作用有：提供給發(fā)動機(jī)一定流量的空氣，飛行時要實現(xiàn)對高速氣流的減速增壓，將氣流的動壓轉(zhuǎn)化成壓力能，隨著飛行速度的增加，進(jìn)氣道的增壓作用將更大。

進(jìn)氣道的形式有可調(diào)式和不可調(diào)式，三維軸對稱型和二維矩形等。

機(jī)身/進(jìn)氣道一體化歸根到底是機(jī)身與動力裝置特性的匹配。飛機(jī)設(shè)計中，如以嵌入式的機(jī)翼根部為進(jìn)氣道入口，保證了機(jī)身附面層保持在進(jìn)氣道外面；然而，進(jìn)氣道亞聲速導(dǎo)管損失和不良速度場分布效應(yīng)的負(fù)面影響，與單臺發(fā)動機(jī)由分叉進(jìn)氣道供氣，在偏航時產(chǎn)生的流量不對稱分布的周期效應(yīng)結(jié)合在一起，使發(fā)動機(jī)性能大受影響。這里的分叉進(jìn)氣道，在國外被稱之為“雙進(jìn)口進(jìn)氣道”。通常，這種流量不對稱的流動現(xiàn)象，其最終結(jié)果是進(jìn)氣道總壓恢復(fù)突然下降，使進(jìn)入發(fā)動機(jī)的速度場分布顯著惡化，影響進(jìn)/發(fā)匹配；此外，如果氣流在機(jī)身兩側(cè)管道之間振蕩，就會引起壓力快速變化而出現(xiàn)進(jìn)氣道音爆的噪聲，并引起飛機(jī)振動。出現(xiàn)在其中的流動不穩(wěn)定性，是飛機(jī)設(shè)計不能允許的。其解決的工程措施是，避免兩側(cè)進(jìn)氣導(dǎo)管的拐彎過急，并適度地延長共同管道的長度，使兩股氣流匯合后的靜壓力平衡功能保持到下游的壓氣機(jī)進(jìn)口處。

沒有預(yù)壓縮作用的皮托式進(jìn)氣道，在大Ma數(shù)飛行的情況下，僅產(chǎn)生一道簡單的正激波，造成很大的總壓損失。但是，這個損失可由生成若干道較弱的斜激波(經(jīng)過進(jìn)口中心錐體或楔形板預(yù)壓縮表面)，而不是僅通過一道簡單的強激波來減少。例如，皮托式進(jìn)氣道在Ma=2.0的總壓損失為27% ，當(dāng)在進(jìn)口內(nèi)插入了一塊簡單(單級)楔形體的時候，可以減少到9%(見圖1)。對于腹部進(jìn)氣道，完全可采用一體化設(shè)計，將楔板轉(zhuǎn)化成前機(jī)身下表面凸出的一塊斜坡，從而簡化了進(jìn)氣道的設(shè)計，降低了制造難度，減輕了總質(zhì)量。該一體化設(shè)計縮比模型的側(cè)視細(xì)節(jié)參見圖2。

進(jìn)氣道9%的壓力損失將減小動力裝置凈推力約15% ，并增大燃油消耗率約6% 。雖然附加一塊適當(dāng)?shù)男ㄐ误w要付出其復(fù)雜性、成本、質(zhì)量和亞聲速阻力為代價，但有了更多的傾斜壓縮表面，總壓損失可以更進(jìn)一步降低，這一點，對于急需“增推減阻”的飛機(jī)設(shè)計或改進(jìn)改型，顯然有重大意義。

對F-15戰(zhàn)斗機(jī)的主要要求是能充分利用剩余推力成功地實現(xiàn)空中優(yōu)勢和完成攔截任務(wù)，并具有較高的超聲速性能。其推進(jìn)系統(tǒng)的成功設(shè)計為其達(dá)到所要求的性能起了很大的作用，其中比較突出的有：位于機(jī)翼前緊靠機(jī)身的兩側(cè)可變幾何二維進(jìn)氣道，采用高推重比的發(fā)動機(jī)F-100，低阻的機(jī)身后體/噴管系統(tǒng)的一體化設(shè)計。此推進(jìn)系統(tǒng)的成功設(shè)計共經(jīng)歷了5年3個階段(概念設(shè)計、結(jié)構(gòu)確定、系統(tǒng)發(fā)展)。

進(jìn)氣道-機(jī)身構(gòu)型進(jìn)氣道的形式

對F-15進(jìn)氣道的具體要求是：在機(jī)動飛行及最大馬赫數(shù)飛行時有較高性能，氣流在一般飛行條件下有最小的畸變，在特殊飛行條件下有可被接受的畸變，進(jìn)氣道具有最小的重量。

通過對翼下進(jìn)氣道、雙發(fā)單進(jìn)氣道和機(jī)身兩側(cè)進(jìn)氣道等3種形式的大量風(fēng)洞試驗，選定了機(jī)身兩側(cè)進(jìn)氣形式。通過對單級二維壓縮及帶有中心錐或半中心錐的軸對稱等兩種形狀進(jìn)氣道的風(fēng)洞試驗，證實二維進(jìn)氣道具有高的總壓恢復(fù)和小的流場畸變，且較軸對稱形狀更不易受側(cè)向流動的影響，因此，確定采用二維進(jìn)氣道。隨后，進(jìn)一步的風(fēng)洞試驗確定應(yīng)采用四波系減速的二維進(jìn)氣道。為獲得最小的結(jié)構(gòu)重量，風(fēng)洞試驗比較后決定采用3個隨迎角變化可轉(zhuǎn)動的壓縮楔板。圖7所示為F-15進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)。為實現(xiàn)可變幾何捕獲面積，所有壓縮楔板均可隨迎角和馬赫數(shù)的變化而相應(yīng)轉(zhuǎn)動。整個進(jìn)氣道系統(tǒng)由一個計算機(jī)單獨控制，以使在很寬的超聲速飛行范圍內(nèi)和其他飛行條件下達(dá)到進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)的最優(yōu)匹配。

進(jìn)氣道-機(jī)身構(gòu)型前機(jī)身及進(jìn)氣道的相應(yīng)修型

為實現(xiàn)前機(jī)身/進(jìn)氣道的一體化設(shè)計，前機(jī)身的修型有：機(jī)身下表面的圓滑化，機(jī)身側(cè)表面的圓滑化。機(jī)頭的抬高，及機(jī)身最大寬度線上移等。圖8畫出了修型前后前機(jī)身的外形和相應(yīng)的局部流場。進(jìn)氣道的相應(yīng)修型有：進(jìn)氣遭外唇口前緣變鈍，進(jìn)氣道隔開機(jī)身一定距離，第三級壓縮楔板稍微抬高等。 2100433B