战斗机在高机动过程中，迎角变化速率通常达到20~60°/s以上，进气装置的内、外流场特性与飞机保持姿态角稳定时相比差异较大，进气道入口局部流场呈现出明显的非定常性，对进气道的畸变特性有较大影响，这是评估进气道/发动机相容性需要研究的重要内容。
在进气道畸变特性的研究方法和技术手段上，欧、美等航空发达国家做得比较全面，从一个型号的预研开始直到样机试飞阶段，通过数值计算、风洞试验和试飞试验相结合的手段对进气道的稳态特性[1]、高机动下的动态畸变特性进行了详细的基础研究和试验研究[2]。如美国NASA于20世纪90年代，对F/A-18战斗机机动过程中进气道的畸变特性分别进行了风洞模拟试验及飞行试验研究[3-5]，获取了进气道在入口流场非定常条件下的畸变特性[6]，研究了飞机在稳态情况与机动过程情况下进气道畸变特性存在的差异，以此得到进气道与发动机的相容性包线。一直以来，国内研究进气道畸变特性及其与发动机的相容性，主要依靠风洞试验和数值计算来研究飞机在稳态条件下的进气道畸变特性[7-9]；由于受技术手段、风险和研究成本等因素的限制，对飞机机动过程中进气道在入口流场非定常情况下的畸变特性研究得较少。近几年，一些飞机设计研究机构和高校的研究人员围绕飞机机动过程中进气道的畸变特性做了一些数值计算[10]和少量的风洞模拟试验工作，如成都飞机设计研究所杨应凯等人在南京航空航天大学的风洞内对某型进气道在快速俯仰机动条件下进行了动态特性试验研究，获得了60°迎角范围内的畸变特性规律[11]；中国飞行试验研究院赵海刚等人还通过某型飞机高机动下进气道/发动机相容性飞行试验，研究了该机在20°迎角范围内进气道的动态畸变特性及进气道/发动机的相容性[12]，获得了初步研究成果。
从技术风险、研究周期和研制成本上讲，风洞模拟试验技术仍然是开展飞机机动过程中进气道非定常特性研究的主要技术手段。目前这方面的风洞试验设备和技术手段还处于探索阶段，距离成熟的风洞模拟试验和工程应用还有较大差距；尤其是对飞机模型迎角范围、运动速率、装置载荷能力和测量精准度等的模拟能力与需求还有较大差距。实现大迎角运动范围、较高的运动速率模拟、迎角变化的动态精确测量是风洞模拟试验技术需要解决的关键问题，这也是本文研究的主要内容。
本文介绍了在Φ3.2m风洞发展的一种基于双力矩电机同步驱动的运动模拟技术，以及相应的试验技术，并开展了战斗机快速俯仰机动进气道试验验证。
1 技术指标风洞中模拟战斗机大迎角快速俯仰机动等非定常试验时，除几何模拟、运动幅度相似模拟外，最重要的相似模拟参数是斯特劳哈尔数[13]，本项研究中即是满足飞机与模型之间缩减频率相等，定义为：
式中：f为运动频率；l为模型比例；v为来流速度。
根据缩减频率相似和其它实战需求，确定运动模拟装置的技术指标为：迎角范围-30°~120°；最大角速度240°/s；迎角动态角测量精度0.5°。
2 技术方案 2.1 总体技术方案设计根据技术指标和开展进气道非定常畸变特性试验的目的，确定总的技术方案如图 1所示：由运动模拟装置实现模型运动方式模拟，外置引射器引射作用实现进气道进气流量模拟，风洞气流模拟外流，动态测量系统获取进气道出口截面的瞬态压力，后期计算得到进气道性能参数，以此研究进气道性能。
|
| 图 1 技术方案示意图 Fig.1 Sketch map of technical scheme |
运动模拟及控制技术是该项试验技术的一项核心内容。模拟非定常进气道试验时，模型要在风洞中心做俯仰振荡、快速拉升和俯冲等方式的运动，对运动模拟装置的刚度、强度和响应速度要求很高。为实现技术指标，试验装置设计为图 2所示的结构方式：主体为双力矩电机驱动的U型机构，模型通过通气支杆由空心双转轴U型机构支撑于风洞中心，2台空心力矩电机同步驱动U型机构运动，由力矩电机的运动控制系统按照规定的运动方式规划运动轨迹。其中，引射器的引射气流经由空心力矩电机、U型机构和通气支杆对单发飞机的进气道或双发飞机的单侧进气道进行流量引射模拟。
|
| 图 2 运动装置示意图 Fig.2 Sketch map of running equipment |
对运动模拟装置系统的刚度、强度和动态响应特性、2台力矩电机的同步控制和装置的稳定性等关键问题采取以下措施进行优化：
(1) 优化运动系统的减速环节，以力矩电机直接驱动U型机构，提高整个装置的刚性和快速响应特性；由于U型机构为两端双轴支撑，旋转方向的约束可调，运动范围超过-30°~120°。应用有限元方法和刚柔耦合动力学分析方法对U型机构运动情况进行了全面仿真模拟及优化，设计横截面渐变的空心U型支臂，确保机构在满足强度、刚度要求和通气要求的同时，实现了转动惯量的最优化，运动部件的转动惯量控制在力矩电机能力范围内，保证了最大角速度达到240°/s以上，达到动态响应速度要求。
(2) 对整套装置进行模态分析，优化底座、支柱和配重等结构，避开运动部件振动频率与装置固有频率、风洞气流脉动频率的耦合情况，实现了运动运动装置的稳定性。
(3) 在控制方面，开发运动控制器的电子齿轮同步控制功能，实现2台力矩电机的高度同步控制，同步精度为0.01°。
(4) 通过对运动控制系统功能规划设计，优化运动轨迹规划控制方式，实现模型按照匀速、变速方式快速上仰运动，或按照正弦波俯仰振荡、以及其它拟定的运动方式周期性地上仰和下俯运动。
2.3 迎角同步测量方案设计模型迎角的同步测量和精度是保证快速机动过程中进气道试验数据与模型实时迎角对应的关键环节。对这一关键环节由以下方案解决：在运动装置上的力矩电机旋转轴一端安装高精度角位移电位计，由力矩电机的编码器和角位移电位计同时测量运动机构的实时角位移；同时，在运动装置侧方地面上独立安装Optotrak系统进行同步测量模型角位移，用这3种方式相互检测和验证测量角度的同步性和精度。测量方案如图 3所示。
|
| 图 3 迎角测量方案示意图 Fig.3 Sketch map of AOA measurement scheme |
在几种给定运动速率下对该方案的验证结果如表 1所示，3种测量手段测得的模型迎角偏差在0.4°以内，满足动态测量精度0.5°要求。
| 起始 角度/(°) |
平均运动 速率/(°/s) |
运动 时间/s |
编码器 测量值/(°) |
电位计 测量值/(°) |
Optotrak 测量值/(°) |
| 0 | 40 | 0.75 | 30.01 | 30.03 | 30.05 |
| 0 | 20 | 1.5 | 30.01 | 30.03 | 30.03 |
| 0 | 60 | 0.75 | 45.01 | 45.04 | 60.30 |
| 0 | 40 | 1.5 | 60.01 | 60.03 | 60.20 |
为测量模型俯仰机动过程中进气道出口截面瞬态压力值，设计以下测量方案：
在进气道出口截面处安装1个测量耙，压力测量点分布如图 4所示。沿周向均布6个总压测量耙臂，每个耙臂上按等环面积布置4个测量点，共24个总压测量点；管壁上周向均布6个静压测量点，2个温度测量点。
|
| 图 4 进气道出口截面测点分布 Fig.4 Pressure point distribution on interface of inlet and engine |
进气道出口截面24个总压瞬态压力和6个静压瞬态压力由30个高频响应的动态压力传感器测得，数据采集由具有32路独立通道的PXI动态采集系统对30个动态传感器的信号实时独立采集，每秒采集3125个数据样本。后期根据测得的瞬态数据进行进气道性能参数计算处理，得到性能参数随时间历程的变化关系，以及性能参数随迎角变化的关系。
3 试验验证 3.1 验证方法验证模型为某型双发战斗机进气道缩比模型，本文只对单侧进气道进行了验证试验 (见图 5)。试验在Φ3.2m风洞中按照以下方法进行：
|
| 图 5 模型进气道示意图 Fig.5 Sketch map of inlet model |
(1) 稳态进气道试验。通过流量控制系统，调节引射器引射流量到模拟发动机最大工作状态时的对应流量Gm，固定来流马赫数，在迎角为0°~90°范围内给出10个角度点，按照稳态试验方法[7]，测量10个离散角度点下进气道出口截面的压力，然后计算出各迎角对应的进气道性能参数，得到性能参数随迎角的变化关系。
(2) 快速俯仰机动进气道试验。通过流量控制系统，调节引射器引射流量到模拟发动机最大工作状态时的对应流量Gm，固定来流马赫数，模型以不同角速率 (见表 2) 做快速俯仰运动。快速俯仰运动时，模型先保持在0°迎角位置稳定约3s，然后按照迎角为α(t)=sin (ωt) 方式运动 (ω为迎角的角速率)；在这个过程中由30个动态传感器实时测量进气道出口截面压力瞬态值，以角位移电位计测量模型的实时迎角；用PXI动态系统分别实时采集各动态传感器信号和电位计信号；后期进行数据处理，计算出进气道瞬态性能参数，得到其随时间的变化关系。
(3) 根据迎角随时间变化关系、进气道瞬态性能参数随时间变化关系，得到瞬态性能参数随迎角变化关系。
3.2 数据处理方法由于我国战斗机大多采用俄制发动机，进气道稳态试验的评价参数也一直用俄制体系，为方便研究稳态试验与动态试验之间性能参数的差别，在进行快速俯仰机动试验时，仍用俄制体系的稳态参数定义方式定义动态性能参数，只是其中的数据均为瞬态参数[9]。
本文仅用以下几个参数为例来介绍该项试验技术的验证结果：
总压恢复系数σ：动态试验中是一个随时间变化的瞬态参数，对于每一时刻点的σ，定义为进气道出口截面上的总压与入口前自由流总压之比。
动态周向畸变Δσθ：定义方法与稳态周向畸变定义[7]一致，只是其中的参数为随时间变化的瞬态值。
紊流度Tu：进气道出口截面总压脉动的均方根值。
3.3 典型结果与讨论试验结果是在模型以平均角速率60°/s快速俯仰运动过程中得到的，迎角随时间变化的关系如图 6所示。本文只讨论模型在稳定阶段和上仰阶段的性能变化。
|
| 图 6 迎角随时间变化的关系 Fig.6 Angle of attack changing with time |
(1) 进气道性能随时间变化关系
如图 7~9所示，在模型处于稳定位置时间历程阶段，总压恢复系数σ瞬态值、周向畸变Δσθ瞬态值和紊流度Tu都保持相对的稳定。其中，σ瞬态值约有0.4%的脉动带宽，Δσθ瞬态值约有1%的脉动带宽，紊流度Tu的脉动带宽约0.5%。在模型快速上仰时间历程内，迎角随时间历程快速变化，进气道唇口前的附面层不能被有效控制，部分低能气流进入进气道，进气道出口截面的总压损失呈增加趋势，引起σ减小。由于进气道位于前机身侧下方，唇口的局部气流角因前机身的上洗而增大，在快速上仰时，上洗角不断变化，洗流产生的扰动被吸入进气道内；同时，由于进气道内的流动是减速的，管道中的附面层受到逆压梯度的影响，产生局部气流分离和紊流的混合，几个因素的多重影响，使得Δσθ和Tu都随时间呈增加趋势。
|
| 图 7 总压恢复随时间变化的关系 Fig.7 Total pressure recovery ratio changing with time |
|
| 图 8 周向随时间变化的关系 Fig.8 Circumferential distortion changing with time |
|
| 图 9 紊流度随时间变化的关系 Fig.9 Turbulence changing with time |
(2) 俯仰机动状态与稳态结果对比
在俯仰机动试验数据的后期处理时，根据迎角及进气道性能参数分别随时间历程的关系，给出了对应瞬态时间点的进气道性能参数与迎角对应关系，并与稳态结果进行了比较。
如图 10~12所示，在模型快速上仰阶段，σ瞬态值与稳态值在迎角小于50°范围内有较好的一致性趋势，但0°附近的σ瞬态峰值比稳态值约大0.5%；σ瞬态值在迎角60°附近有明显的突变，原因可能是由于流动分离引起；迎角在60°~90°范围内，快速上仰的σ瞬态值明显大于稳态值，瞬态值与稳态值最大相差约1%；其原因可能是由于气流的滞后效应，快速俯仰时进气道出口的总压减小滞后于稳态的压力值。
|
| 图 10 总压恢复随迎角变化的关系 Fig.10 Total pressure recovery ratio changing with angle of attack |
|
| 图 11 周向畸变随迎角变化的关系 Fig.11 Circumferential distortion changing with angle of attack |
|
| 图 12 紊流度随迎角变化的关系 Fig.12 Turbulence changing with angle of attack |
迎角小于10°时，周向畸变Δσθ瞬态值大于稳态值；而迎角在60°~90°时，Δσθ瞬态值明显小于稳态时的值，两者最大相差约0.5%。这是由于模型从稳定状态到快速俯仰，因迎角快速变化产生的气流扰动到达进气道出口的时刻，滞后于模型达到该迎角位置的时间，Δσθ瞬态值的增大滞后于稳态值。在整个快速上仰范围中，机动过程的紊流度值都小于稳态过程的值，两者在迎角0°附近的差值较小，随迎角增大，差值也增大，两者最大相差约2%。
以上结果表明离散的稳态条件不能充分描述机动过程中的进气道特性。
4 结论通过以上研究和验证试验，可以得到以下结论：
(1) 本文研究的战斗机进气道非定常试验技术能够满足大迎角范围、快速俯仰机动过程中进气道动态性能试验要求。
(2) 应用该项试验技术，可以研究战斗机机动过程与稳态条件下的进气道性能的差别；初步研究表明：离散的稳态条件不能充分描述机动过程中的进气道特性。
| [1] | McCallum B. F-16 inlet stability investigation[R]. AIAA-89-2465, 1989. |
| [2] | Norby W P, Hleffele B A, Burley R R. Isolated testing of highly maneuverable inlet concepts[R]. NASA Contractor Report-179544, 1986. |
| [3] | Walsh K R, Yuhas A J, Williams J G, et al. Inlet distortion for an F/A-18A aircraft during steady aerodynamic conditions up to 60ångle of attack[R]. NASA Technical Memorandum 104329, 1997. |
| [4] | Yuhas A J, Steenken W G, Williams J G, et al. F/A-18A inlet flow characteristics during maneuvers with rapidly changing angle of attack[R]. NASA Technical Memorandum 104327, 1997. |
| [5] | Steenken W G, Williams J G, Yuhas A J, et al. Factors affecting inlet-engine compatibility during aircraft departures at high angle of attact for an F/A-18A aircraft[R]. NASA/TM-206572, 1999. |
| [6] | Steenken W G, Williams J G, Yuhas A J, et al. An inlet distortion assessment during aircraft departures at high angle of attack for an F/A-18A aircraft[R]. NASA Technical Memorandum 104328, 1997. |
| [7] | 李周复. 风洞特种试验技术[M]. 北京: 航空工业出版社, 2010. |
| [8] | 高静, 郝卫东, 闫永昌, 等. 进气道低速特性试验技术研究[J]. 流体力学实验与测量, 2004, 18(1): 38–42. Gao J, Hao W D, Yan Y C, et al. Experimental investigation on low speed characteristics of inlet[J]. Experiments and Mea-surements in Fluid Mechanics, 2004, 18(1): 38–42. |
| [9] | 杨应凯. Bump进气道设计与试验研究[J]. 空气动力学学报, 2007, 25(3): 336–338. Yang Y K. The research of bump inlet design and test[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2007, 25(3): 336–338. |
| [10] | 刘凯礼, 张堃元. 迎角动态变化对二元高超声速进气道气动特性的影响[J]. 航空学报, 2010, 31(4): 709–714. Liu K L, Zhang K Y. Effect of dynamic angle of attack on unsteady aerodynamic characteristics of 2D hypersonic inlet[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2010, 31(4): 709–714. |
| [11] | 杨应凯. 飞机快速俯仰机动下Bump进气道的动态特性研究[J]. 实验流体力学, 2013, 27(6): 39–42. Yang Y K. The study on bump inlet dynamic characteristics under aircraft fast pitching maneuver[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanic, 2013, 27(6): 39–42. |
| [12] | 赵海刚, 屈霁云, 史建邦, 等. 高机动飞行下进气道/发动机相容性试验[J]. 航空动力学报, 2010, 25(9): 2077–2082. Zhao H G, Qu J Y, Shi J B, et al. Filghting test of inlet/engine compatibility during rapidly changing aircraft maneuvers[J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 25(9): 2077–2082. |
| [13] | 恽起麟. 风洞实验[M]. 北京: 国防工业出版社, 2009. |