2. 高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室, 沈阳 110034
2. Aeronautic Science and Technology Key Lab for High Speed and High Reynolds Number Aerodynamic Research, Shenyang 110034, China
美国国家航空航天局(NASA)和美国空军阿诺德工程发展中心(AEDC)从20世纪60~90年代，针对飞行器喷流影响试验开展了系统研究，发展了多种评估喷流影响的试验技术[1-2]，目前, AEDC主要有3种[3]成熟的喷流影响试验技术，即分离形式、应用波纹管的一体形式和后体压力积分形式的试验技术，如表 1所示，其喷流试验阻力系数精度可达0.0005，值得一提的是，其发展的后体压力积分技术，阻力精度可达0.0001。
| 技术形式 | 天平 | 支撑形式 | 阻力重复性 |
| 分离形式 | 杆式或环式 | 腹撑或翼尖 | 0.0005 |
| 一体形式 | 杆式或环式 | 腹撑或翼尖 | 0.0005 |
| 压力积分 | 无天平 | 翼尖支撑 | 0.0001 |
分离形式的喷流试验技术的主要特点是尾喷管与模型存在间隙，天平不测量喷管产生的推力，仅测量模型产生的气动力，通过测量喷流与不喷流天平差量的方法得到喷流影响量。该技术具有试验原理简单、所需专用设备相对较少、重复性精度高等优点，因此分离形式在国外较为成熟，成功地应用于不同型号[4-7]，2008~2015年，AEDC应用分离形式对F-35飞机进行不同期的喷流试验[8-9](见图 1)。同样分离形式在国内风洞也已得到了广泛应用[10-11]，试验具有一定的成熟度，但受限于国内高速风洞尺寸小等因素，多年的实践表明分离形式的高速喷流试验存在一定的技术瓶颈：
|
| 图 1 F-35分离形式的喷流影响试验技术 Fig.1 Sleeve type jet-effects testing methodology used in F-35 |
(1) 由于分离形式尾喷管与模型存在间隙(见图 2)，1.5m量级高速风洞间隙量值约3~5mm，导致喷流模型设计时需要缩小尾喷管的比例。例如，实际单喷飞机尾喷管缩比后的喷管出口直径约50mm，双喷飞机约35mm，如果取间隙3mm进行喷管的缩放，则使单喷飞机喷流相似参数Aj/A∞(Aj为喷管出口面积，A∞为飞机特征面积)的模拟量一般小于85%，双喷飞机一般小于70%，该值的不完全模拟影响喷流实际作用效果。
|
| 图 2 国外典型分离形式的喷流影响试验技术 Fig.2 A typical sleeve type jet effects test used abroad |
(2) 分离形式另一个极大的难点是存在模型与喷管碰触的问题。由于高速风洞尺寸小、模型载荷大、天平引起的模型变形大，模型后体与喷管碰触的问题一直难以很好地解决，遇到大迎角、带矢量喷管的推力矢量试验碰触的风险更大，该问题一直制约着分离形式在高速风洞的成熟应用。
(3) 分离形式还存在腔压难以准确修正的问题。由于分离形式模型内部为一个大腔体，例如图 1中F-35模型腔体，该腔内压力由于喷管喷流或外流引射而高于或低于环境压力，一旦腔压存在波动则腔压对天平的附加力难以准确修正，影响试验精准度。
而一体形式作为分离形式喷流影响试验技术的补充[9]，可以有效地避免以上问题，但国内对该技术研究较少。为此，本文尝试进行一体形式喷流影响试验技术的研究。
1 试验相似参数及原理 1.1 相似参数的模拟喷流影响试验有5个相似参数：
模型与飞行器喷流落压比相等：
(1)
模型与飞行器喷管出口马赫数相等：
(2)
模型与飞行器喷管出口面积比相等：
(3)
喷流介质比热比相等：
(4)
喷流气体常数与温度乘积相等：
(5)
喷流试验中，如果以上5个参数与飞机相同，同时模型几何外形与外流场(马赫数Ma、雷诺数Re)又分别与飞机相似或相同，则喷流试验完全模拟了飞机喷流流场。
但实践表明，同时模拟5个参数十分困难，只能依据所研究问题的性质，选择主要参数保持相似。本文一体形式喷流试验技术可以完全模拟公式(1)、(2)和(3)，由于此次喷流气体采用冷空气进行试验，忽略了气体组分(4)和温度(5)的影响。
1.2 试验原理一体形式的喷流影响试验中模型与尾喷管一体化设计，即尾喷管与模型为一个整体，吹风过程中天平即能测量到模型外部气动力，也能测量喷管受力，通气支撑与前端天平连接，同时通气支撑与喷流管路之间使用波纹管相连接，如图 3所示。
|
| 图 3 标模一体形式喷流影响试验模型 Fig.3 Model of metric thrust jet-effects test |
一体形式喷管试验技术也需要进行有无喷流时的吹风试验，通过2次结果的差量得到内外流相互干扰量。但喷流试验时天平除了能够测量到模型产生的气动力，还能测量到喷管的推力、波纹管对天平的附加力，需要专门的设备扣除喷管的受力、波纹管对天平的附加力，整个试验原理如图 4所示。
|
| 图 4 一体形式喷流影响试验原理 Fig.4 Principle of the metric thrust jet-effects test |
由于模型与尾喷管一体化设计，不存在分离形式的间隙问题，因此，一体形式的喷流相似参数Aj/A∞可以完全模拟，且不存在碰触的风险，具有明显优势，但一体形式也存在试验技术复杂、成本较高等缺陷，需要相应的喷流专用设备。
2 一体形式喷流试验专用设备 2.1 波纹管系统及波纹管校准平台一体形式喷流模型内部必须引入高压气体进行喷流落压比的模拟，为了引气，需要在天平与通气管路间安装波纹管系统。
该波纹管系统的存在，会影响到天平对模型气动力的准确测量，且该影响量随波纹管承受的压力和流量而变化，因此如何准确扣除波纹管对天平测量结果的干扰，是一体形式喷流试验技术的关键技术问题之一，该问题也是所有动力模拟试验，包括涡轮动力模拟(TPS)、滑流等试验的关键技术问题。
为此，研制了某军机标模波纹管系统。该波纹管系统的固定端与通气支臂连接，测量端与测力模型连接，波纹管则采用对温度不敏感的非金属隔膜，为了抵消进入测量端动量的影响，波纹管设计了6个周向严格对称的音速喷嘴，并具有压力平衡气孔平衡波纹管内外压差，同时该波纹管系统具有以下设计参数：(1)设计承压能力2.5MPa；(2)最大流通能力2.0kg/s；(3)设计温度-30℃~50℃；(4)刚度小于天平刚度的0.3%；(5)气流温降不引起刚度变化。具体示意图如图 5所示。同时建造了能够对波纹管校准的波纹管校准平台，如图 6所示。
|
| 图 5 波纹管系统二维简图及实物 Fig.5 Photos of flexible bellows system |
|
| 图 6 标模在波纹管平台进行波纹管静态校准 Fig.6 Calibration of bellows balance system |
喷管静推力测量平台主要目的是能够模拟一体形式喷流风洞试验中喷管的喷流总压、总温及风洞环境压力，同时精确地测量喷管的受力，为一体形式的喷流试验提供喷管受力修正数据，如图 7所示。
|
| 图 7 标模在推力测量平台的校准 Fig.7 The force measurement of model in the thrust stand |
对标模天平及波纹管系统的校准分5步进行：(1)带模型的光天平静态校准；(2)带模型带波纹管天平静态校准；(3)对比两者天平主系数差异；(4)波纹管的压力校准；(5)波纹管系统的通气联调。
表 2为天平校准结果，可以看出光天平及带波纹管天平的纵向三元精准度均满足国军标合格指标。
| 项目 | Y /N |
Mz /(N·m) |
X /N |
|
| 设计载荷 | 4200 | 260 | 800 | |
| 加载载荷 | 4000 | 240 | 800 | |
| 综合加载重复性误差/% | 合格指标 | 0.20 | 0.20 | 0.30 |
| 先进指标 | 0.06 | 0.06 | 0.10 | |
| 光天平 | 0.034 | 0.041 | 0.07 | |
| 波纹管天平 | 0.07 | 0.15 | 0.08 | |
| 综合加载准度误差/% | 合格指标 | 0.40 | 0.40 | 0.50 |
| 先进指标 | 0.10 | 0.10 | 0.20 | |
| 光天平 | 0.15 | 0.37 | 0.43 | |
| 波纹管天平 | 0.18 | 0.41 | 0.48 |
资料表明[12-13]：光天平和带波纹管天平公式主系数的差异是评价波纹管性能优劣的重要指标。两者差异越小，波纹管对天平的静态影响越小，性能优异的波纹管天平主系数相对差异约0.1%~0.5%，本文两者纵向主系数相对差异为0.1%~1.4%，如表 3所示。
| 主系数 | Y /N |
Mz /(N·m) |
X /N |
| 光天平 | -2.0530 | -0.0730 | -0.1433 |
| 带波纹管天平 | -2.0750 | -0.0740 | -0.1434 |
| 绝对差异 | 0.0220 | -0.0010 | 0.0001 |
| 相对差异/% | 1.1 | 1.4 | 0.1 |
由于波纹管周向喷嘴轴线的安装误差，波纹管内部气压会对天平产生一个随压力变化的附加载荷，该载荷可以通过气体无流动状态的充压试验，找出零点随压力的变化规律，消除附加载荷的影响。本次研究在不同时间进行了3次充压试验，得到了天平纵向三元的压力修正曲线及重复性精度，见图 8。
|
| 图 8 无流动状态下纵向三元的压力修正曲线 Fig.8 Modification curve of pressure affection about bellows system |
可以看出3次重复性较好，并具有一定的线性规律，采用三次函数F=f(P)拟合后的天平纵向数据均方根误差：Y为0.43N，Mz为0.14N·m，X为0.15 N。
为检验压力修正的合理性，对不同压力下的测力系统施加若干组不同载荷，以压力修正后的测力系统计算值与加载砝码真实载荷相比较，其准度结果均在0.5%以内。
最后进行了不同落压比条件下的通气联调试验，动态检验天平测力数据的重复性及天平回零情况。具体方法为：控制程序判定喷流总压稳定后采集天平输出，重复7次试验，计算天平测力的重复性，并观察天平读数的回零。表 4给出了喷流总压为p0=325.4kPa、pct=99.2kPa情况下测力系统的重复性，可以看出天平测力系统重复性较好，且天平读数在吹风结束后立刻回零。
| 天平元 | Y/N | Mz/(N·m) | X/N |
| 喷管载荷 | 9.97 | -0.23 | -203.22 |
| 重复性 | 1.51 | 0.14 | 0.67 |
总之，通过以上校准数据可以看出，标模波纹管具有对天平静态影响小、无温度效应、压力修正线性、重复性好和寿命长等优点，是一个性能优异的波纹管。
3.2 喷管静推力的测量一体形式的喷流试验技术需要在地面推力测量平台进行喷管静推力的测量，将整个模型及通气支撑安装于喷管静推力测量平台，在精确地模拟喷流总压p0和风洞环境压力pct后，采集喷管纵向三元的受力情况，如图 2所示。
设计并测量了矢量角度分别为0°、10°和20°(矢量角下偏为正)3种喷管的受力情况，表 5给出了3种喷管推力随落压比变化的测量结果，可以看出0°喷管推力基本随落压比线性增大，而10°和20°矢量喷管在推力方向存在推力损失。
| 喷管类型 | 喷流总压 /kPa |
环境压力 /kPa |
落压比 | 推力 /N |
| 0° | 135.02 | 86.0 | 1.57 | -49.23 |
| 221.02 | 86.0 | 2.57 | -122.92 | |
| 307.02 | 86.0 | 3.57 | -198.37 | |
| 319.92 | 86.0 | 3.72 | -209.84 | |
| 10° | 221.02 | 86.0 | 2.57 | -120.06 |
| 20° | 221.02 | 86.0 | 2.57 | -114.99 |
风洞试验模型采用1:15的全金属标模模型，翼展0.5889m，机身长度为0.927m，平均气动弦长0.22224m，模型参考面积为0.11556m2，采用腹撑转尾撑的支撑形式，腹撑后掠角为45°，内部通高压气体。
风洞试验马赫数为0.6，迎角范围为-2°~8°，无侧滑角，如图 9所示。内容包括无喷和有喷条件下的重复性试验、不同落压比喷流对全机气动力影响研究、同一落压比下不同矢量喷管对全机气动力影响研究。
|
| 图 9 一体形式的喷流影响风洞试验 Fig.9 Metric thrust jet-effects test |
风洞试验数据重复性精度是考察数据可靠性的重要依据，因此对无喷条件下(NPR=1)进行了2次重复性验证试验，对喷流条件下(NPR=2.57)进行了3次重复性验证试验，试验结果如图 10所示。
|
| 图 10 无喷(NPR=1)和喷流(NPR=2.57)重复性 Fig.10 Repetition test results |
无喷条件下(NPR=1.0)，升力系数最大相差0.0014，俯仰力矩系数最大相差0.0007，阻力系数最大相差0.0003，即无喷条件下飞机纵向数据均优于国军标的合格指标。
但喷流条件下，由于试验中需要通过扣除波纹管的压力影响、喷管受力，尤其阻力是一个大量减大量所得到的参数，因此喷流重复性精度均有不同程度的降低，在NPR=2.57喷流条件下，升力系数最大相差0.0016，但俯仰力矩系数和阻力系数均比国军标的合格指标稍差。
4.2 不同落压比下喷流对全机的影响进行了不同落压比下的风洞试验，落压比包括NPR=1.0、1.57、2.57、3.57和3.72，整个试验结果如图 11所示。
|
| 图 11 不同落压比喷流对全机的影响 Fig.11 Jet-effects of different NPRs on the full aircraft |
可以看出，相对于无喷状态，0°~8°迎角范围内喷流使得飞机升力系数减小，且喷流落压比越大，升力系数越小，最大约比无喷情况下(NPR=1)减小了4.5%，同时喷流使得俯仰力矩系数增大，压心前移，对于阻力，总的来说喷流使得阻力减小。
4.3 不同矢量喷管喷流对全机的影响为了研究不同矢量喷管对全机气动特性的影响，设计了0°、10°和20°这3种矢量喷管，3种喷管入口直径均为50mm，喉道直径均为30mm，出口直径均为34mm，面积比为1.2844，具体尺寸如图 12所示。
|
| 图 12 3种矢量喷管尺寸 Fig.12 The dimension of three thrust vectoring nozzles |
对以上0°度喷管进行了2次、10°和20°喷管各1次同一落压比(NPR=2.57)的喷流试验，试验结果如图 13所示。
|
| 图 13 同一落压比下不同角度矢量喷管喷流影响 Fig.13 Jet-effects of vectoring nozzle with different angles at the same NPR |
可以看出随着矢量角的增大，升力在不断增加，但增加趋缓，例如10°情况下的升力比0°增加了3.2%，但20°只比10°增加了1.1%。另外正矢量角越大使得俯仰力矩系数减小，压心后移，同时，正矢量角喷管使得阻力有所减少。
5 结论本文基于高速风洞及配套的喷流专用设备，发展了一种喷管与模型一体设计的喷流影响试验技术，获得了不同喷流条件对飞机的喷流影响，该技术具有以下特点：
(1) 一体形式喷流试验技术能实现喷流相似参数Aj/A∞的完全模拟，且可避免高速喷流试验易碰触的问题；
(2) 波纹管系统及其修正技术是一体形式喷流试验技术的关键技术之一，本文的波纹管系统性能优异；
(3) 推力测量平台可以实现喷管喷流总压和风洞环境压力的精确模拟，为一体形式喷管受力的准确测量提供设备条件；
(4) 风洞试验表明，一体形式的喷流试验技术可以获得不同喷流条件下的喷流影响量。
但由于整个试验技术的复杂性，使得目前一体形式的喷流试验重复性稍差，相信在进一步完善整个系统细节、改善重复性精度后，可形成成熟的喷流影响试验技术，并基于该技术可以发展喷管性能风洞试验、推力矢量风洞试验等。
| [1] | Staff of the Propulsion Aerodynamics Branch. A user's guide to the langley 16-foot transonic tunnel complex[M]. NASA Technical Memorandum 102750, 1990. |
| [2] | Capone F J, Bangert L S, Asbury S C. The NASA Langley 16-foot transonic tunnel historical overview, facility description, calibration, flow characteristics, and test capabilities[R]. NASA Technical Paper 3521, 1995. http://www.researchgate.net/publication/2301696_Historical_Overview_Facility_Description_Calibration_Flow_Characteristics_and_Test_Capabilities |
| [3] | Smith C L, Bergmann J C, Riddle T R. Current airframe propulsion integration testing techniques at AEDC[R]. AIAA-2004-6819, 2004. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2004-6819 |
| [4] | Pozniak O M, Haines A B. Afterbody drag measurement at transonic speeds on a series of twin and single jet afterbodies terminating at the jet-exit[R]. NASA-CP-1266, London, 1973. |
| [5] | Lucas E J. Evaluation of wind tunnel nozzle afterbody test techniques utilizing a modern twin engine fighter geometry at Mach numbers from 0.6 to 1.2[R]. AEDC-TR-79-63, 1980. http://www.researchgate.net/publication/235073106_Evaluation_of_Wind_Tunnel_Nozzle_Afterbody_Test_Techniques_Utilizing_a_Modern_Twin_Engine_Fighter_Geometry_at_Mach_Numbers_from_0.6_to_1.2 |
| [6] | Leavitt L D. Effect of empennage location on twin-engine afterbody/nozzle aerodynamic characteristics at mach numbers from 0.6 to 1.2[R]. NASA Technical Paper 2116, 1983. https://www.researchgate.net/publication/24385156_Effect_of_empennage_location_on_twin-engine_afterbody-nozzle_aerodynamic_characteristics_at_Mach_Numbers_from_06_to_12 |
| [7] | Wing D J. Afterbody/nozzle pressure distributions of a twin-tail twin-engine fighter with axisymmetric nozzles at Mach numbers from 0.6 to 1.2[R]. NASA Technical Paper 3509, 1995. https://www.researchgate.net/publication/24315340_Afterbodynozzle_pressure_distributions_of_a_twin-tail_twin-engine_fighter_with_axisymmetric_nozzles_at_Mach_numbers_from_06_to_12 |
| [8] | McWaters M A. F-35 conventional mode jet-effects testing methodology[R]. AIAA-2015-2404, 2015. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2015-2404 |
| [9] | Smith C L, Riddle T R. Jet effects testing considerations for the next-generation long-range strike aircraft[R]. AIAA-2008-1621, 2008. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2008-1621 |
| [10] | 高静, 李聪, 杨勇, 等. 低速风洞推力矢量试验背撑干扰特性试验研究[J]. 实验流体力学, 2005, 19(3): 10–14. Gao J, Li C, Yang Y, et al. Research of dorsal support interference in low speed wind tunnel thrustvector test[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2005, 19(3): 10–14. |
| [11] | 贾毅, 郑芳, 黄浩, 等. 低速风洞推力矢量试验技术研究[J]. 实验流体力学, 2014, 28(6): 92–97. Jia Y, Zheng F, Huang H, et al. Research on vectoring thrust test technology in low-speed wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28(6): 92–97. |
| [12] | 章荣平, 王勋年, 黄勇, 等. 低速风洞全模TPS试验空气桥的设计与优化[J]. 实验流体力学, 2012, 26(6): 48–52. Zhang R P, Wang X N, Huang Y, et al. Design and optimization of the air bridge for low speed full-span TPS test[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(6): 48–52. |
| [13] | Becle J P, Girard D. Development of strain gage balances with air flow-through system for ONERA wind tunnels[C]. Seventy-first Simi-annual S T A Meeting, 1989. |