低速风洞推力矢量试验技术研究

贾 毅，郑 芳，黄 浩，尹世博，郎卫东

（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）

低速风洞推力矢量试验技术研究

贾 毅，郑 芳，黄 浩，尹世博，郎卫东

（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）

介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统，系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气，通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出，用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路，使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°～90°，同时极大降低管路压力损失，使得喷口最大落压比NPR超过5，并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等，测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后，将形成试验能力。

推力矢量；落压比；喷流影响；喷管特性

0 引 言

第四代战斗机的特点集中体现在几个方面：高机动性和敏捷性；发动机不开加力长时间超音速巡航；低可探测性；先进航电武器系统；短距／垂直起降。即所谓的“5S”（Super Maneuverability，Supersonic Cruise，Stealth，Super Avionics for Battle Awareness and Effectiveness，STOL／VTOL）标准，其中高机动性和机敏性对近距格斗的战斗机具有重要意义，尤其在具有过失速机动能力的基础上，同时兼顾超视距作战能力［1-3］。推力矢量技术是目前提高现代战斗机的机动性、敏捷性，改善飞机飞行性能的气动-动力装置一体化技术，也是第四代战斗机广泛采用的先进技术之一。实践表明，它在战斗机突破失速障碍、实现大迎角过失速机动、增强敏捷性和机动性，提高作战能力，减小起飞着陆距离，改善飞机起落特性以及改善飞机隐身特性等方面具有十分重要的作用［4-5］。

飞机利用矢量推力时，一方面提供了直接的推力方向的改变，另一方面喷流方向的变换，也使绕飞机气流的流动发生了变化，因此对飞机的气动力产生重要影响。研究推力矢量技术不可回避的问题是研究它对飞机气动特性的影响，这种影响在飞机设计过程中确定其气动布局时必须予以考虑［6-7］，就国内外目前的情况来看，获取较为准确可靠的数据还应以风洞试验为主，大力发展推力矢量风洞试验技术和试验装备是非常必要的。

国外航空发达国家在推力转向技术研究过程中，对风洞试验技术给予了高度的重视。以NASA兰利研究中心为例，在上世纪70，80年代，发展了完善的全机和飞机后体测力、测压试验设备及推力转向喷管地面试验台，进行了大量的研究试验，在推力转向技术的发展过程中起到了重要作用；俄罗斯在多座低速风洞均具有推力矢量试验技术，模拟落压比NPR最大可达10。

我国自“七五”期间开始陆续开展该技术领域的预研工作，特别是“九五”以来，加快了独立研制推力转向技术的步伐，已取得了一定的成果。气动中心Φ3.2m低速风洞推力矢量试验采用张线支撑，迎角范围大，试验中采用多天平连续扫描测试技术；航空气动院FL-8低速风洞利用独立气瓶可提供3MPa压力空气，腹部、背部支撑方式组合进行试验，发展了真实试验状态下的天平校准技术。中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞推力矢量试验技术充分利用风洞大迎角支撑系统，在通气管路优化设计、推力矢量测试天平应用以及尾喷管压力测量方面提出了新的思路，初步建立了一套适合于在该风洞中运行的推力矢量试验系统。

1 试验系统

低速风洞推力矢量试验系统包括：FD-09低速风洞、中压气源管路系统、压力测量与控制系统、YF-16推力矢量标模、模型内部管路及测量设备。

1.1 风洞

FD-09风洞是一座单回流闭口低速风洞，试验段长14m，横截面为3m×3m四角圆化正方形，圆角半径为0.5m，试验段有效横截面积为8.7854m2。风洞试验风速为10～100m／s无级调速，气流的湍流度为0.1%～0.13%，动压偏差小于0.3%，风洞流场品质良好。

风洞配置大迎角尾支撑机构，支撑模型的通气支杆连接在大迎角机构上，可以完成迎角变化范围-6°～90°的试验（图1）。

图1 风洞大迎角机构和通气支杆Fig.1 High angle of attack equipment and hollow sting

1.2 推力矢量模型

模型采用YF-16的1∶10全金属模型，翼展0.88339m，平均气动弦长0.33334m，机身长度1.4553m，机身当量直径0.1593m。推力矢量模型需要满足腹部支撑和背部支撑两种试验状态，并且拆装方便，模型机身被设计成3段（图2）。同时，模型内部空腔尽量做大，为模型内部推力矢量管路设计留出余量，避免在试验过程中模型与内部管路相互接触。

图2 推力矢量模型示意图Fig.2 Sketch of thrust vectoring model

1.3 压力管路系统

压力管路系统大致可以分为两部分：风洞外管路由中压气源提供压力来源，经过截止阀、气动闸阀、电动调压阀、压力传感器和控制装置，最后连接到风洞下地板；另一部分是风洞内橡胶软管、通气支杆、模型内部管路、喷管以及测量传感器构成的风洞内部管路系统（图3）。

中压气源能够提供2MPa压力，管路系统设计承压2.5MPa，能够提供最大流量为5kg／s的压缩空气，风洞内部可以同时两路供气，满足双发模型推力矢量试验的要求。

图3 通气管路示意图Fig.3 Sketch of pipeline

模型内部管路系统设计是推力矢量试验关键技术之一，首先要减小管路压力损失，同时要满足推力矢量喷管的测力要求和喷口总压测量要求。由于模型内部空间有限，管路系统各部件必须合理安排，设计过程采用CFD方法进行了多轮优化。

（1）喷管设计

推力矢量试验的主要目的是应用推力矢量喷管性能测试装置，研究矢量喷流参数（如喷管形状、喷流速度、喷流位置和方向、多喷干扰等）对推力矢量喷管性能参数（如流量系数、推力损失系数、矢量喷流偏转效率等）的影响规律［8］。喷管设计参考了F-16飞机F100发动机尾喷管结构图（图4）。

喷管共设计2只（图5），对应的出口落压比分别为2和5，按照最佳面积比与出口压力比的关系设计（见公式（1）～（3））。设计时喷管出口面积固定，通过理论计算得到最佳喉道面积，在面积比一定的情况下固定喉道位置，通过改变扩张段的扩张角来完成喷管设计，2只喷管偏转角度为0°。

图4 F100-PW-220加力涡扇发动机结构Fig.4 Sketch of F100-PW-220 turbofan engine

图5 对应落压比2、5的尾喷管Fig.5 Sketch of thrust vectoring nozzles

（2）模型内部管路

模型内部管路的功能是将通气支杆引入的高压气体引导至喷管，它可以分为固定部分和浮动部分（图6），中心通气支杆为内管路的固定部分，在其后段两个截面各径向等间隔布置8个喷嘴。浮动部分包括环形通气管路、喷管前室、整流蜂窝器和尾喷管等部分。浮动部分与固定部分之间连接推力矢量天平，用于测量喷管气动力，它们之间气流通道由喷嘴联通，但互不相碰，为防止压缩空气从环室与喷嘴之间的间隙泄出，采用波纹管空气桥形式进行密封。

环形通气管路这一浮动部件以及喷管与模型内壁之间留有一定间隙，防止试验过程中两者接触导致测量误差，特别是喷管有偏转角时浮动管路变形量也会增大。

图6 模型内部管路示意图Fig.6 Sketch of inner pipeline

1.4 测量设备

推力矢量试验主要考察喷流对全机气动力的影响以及喷管气动性能，相应的测量系统由主测力天平和推力矢量天平／传感器组成。主天平采用常规布局杆式天平，连接模型与中心通气支杆（图7）。推力矢量测力天平／传感器（图8）安装在内管路浮动部分的环室内部（图6），连接中心通气支杆与浮动部分密封波纹管。在风洞试验中，主测力天平感受到的力为模型本身的气动力以及喷流对模型的干扰气动力，推力矢量天平获得喷管内喷流转向后的反作用力。

图7 测量天平安装示意图Fig.7 Sketch of force measurement balances

图8 矢量推力测量传感器Fig.8 Thrust vectoring force measurement sensor

推力矢量传感器也可以测量喷管所受力和力矩，其主要优点是：外形尺寸较小，便于在狭小的管道内部安装；各分量之间的输出信号解耦，分量之间相互干扰小，校准不确定度小。传感器设计参数见表1。

表1 推力矢量测力天平设计校准结果Table 1 Design and calibration result of thrust vectoring balance

除此之外，还需要合适的压力传感器（图6）测量喷管前室总压，获得推力矢量试验状态的一个重要相似参数——落压比。压力传感器安装在浮动部件整流锥内部，总压探头位于整流蜂窝器之后，通过金属管路与测压传感器相连。

推力矢量测力天平以及总压传感器信号线通过通气支杆内设置的导线导管引到模型外，这种引线方式避免了信号线与模型触碰而对测试产生影响。

2 试验结果

推力矢量试验系统建立以后，以YF-16标模作为研究对象进行了一系列试验，内容包括重复性精度检验、喷流对全机气动力影响研究、推力矢量喷管性能试验。试验过程中模型迎角范围为-5°～90°，为了降低支撑干扰，采用腹部支撑和背部支撑相结合的方式完成，在迎角-5°～40°的范围采用腹部支撑的方式完成，在迎角40°～90°的范围采用背部支撑的方式完成（图9）。

图9 推力矢量风洞试验Fig.9 Photos of force measurement test

2.1 重复性试验结果

风洞试验数据重复性精度指标是考察数据可靠性的一项重要依据，因此进行了多次重复性验证试验，试验项目包括腹支撑和背支撑时不同落压比状态下各类重复性验证试验（图10）。

图10 重复性试验结果（NPR=2）Fig.10 Repetition test results（NPR=2）

喷流状态下的重复性试验，相比常规测力增加了喷流对全机的动态影响，加上腹支撑支杆的影响比较大，导致阻力系数精度略低于国军标要求。

2.2 喷流影响结果

低速风洞试验时，发动机喷流对飞机气动特性的影响主要表现在以下3个方面：喷流的直接作用，包括喷流的反作用推力、推力线不通过重心时的附加力矩及喷流直接打到飞机某部件上的作用力；喷流的引射效应，高速喷流由于气流的粘性作用，抽吸（引射）外流，使外流流线向喷流轴线方向弯曲，流速增加，静压降低；喷流的体积效应，体积效应又称自由边界效应、位移效应，喷气羽流（Jet plume boundary）类似一个实体边界，对气流产生阻塞作用，迫使外流流线向外弯曲，静压增高［9］。

图11 喷流影响试验结果Fig.11 Results of thrust vectoring influence

在喷流影响综合作用下，飞机全机气动力相对于无喷流状态会有一定的变化（图11）。当NPR=6时，小迎角下升力系数减小，相当于平移0.64°迎角，迎角0°阻力系数（轴向力系数）增加0.0194，相对于NPR=1时增加幅度达到64.8%。

2.3 喷管特性研究

喷管采用天平／传感器测力时，整个供气系统与飞机模型无接触，测力元件不受喷流推力和供气干扰的影响，可以方便地直接测出喷管气动性能。为了确保试验结果的准确性，在试验前应当对推力矢量喷管的落压比和实际流动状态进行精确的检测。

风洞中测量喷管的推力特性就是测出喷管的推力大小，在偏转喷管时还要测出推力的偏转角度。在此主要考察喷管推力系数Fj／Fi，即喷管测量推力与理论推力之比，理论推力计算方法见式（4）。

由于试验中喷管只设计了2只直喷管，没有设计带偏转角度的喷管，因此喷流在喷管上产生的作用力主要是推力。在不同的出口总压下喷管上气流作用产生的推力大致呈线性变化，两只喷管均进行了多次推力测量以便验证试验重复性精度（图12）。喷管推力系数结果见图13。

图12 喷流推力重复性测量Fig.12 Thrust vectoring force measurement

图13 喷流推力系数Fig.13 Thrust vectoring coefficient

收扩喷管推力系数Fj／Fi受落压比的影响较大，在达到喷管的设计落压比之前，推力系数随着落压比的增加而迅速增加，在达到设计落压比之后，推力系数曲线缓慢下降。这是由于喷管在非设计落压比工作状态时，气流在喷管出口处欠膨胀或过膨胀造成压力损失。从图上可以看到看两只喷管在落压比接近设计值时压力损失最小，喷管推力系数最大［10］。

喷管推力随着模型迎角的变化趋势见图14，不同落压比下喷管推力随着迎角变化不大，中小迎角采用腹部支撑时大致随迎角略有增大，中大迎角时采用背部支撑，推力的变化规律大致与腹部支撑时一致。

图14 1＃喷管喷流推力Fig.14 Thrust vectoring force（1＃nozzle）

3 结 论

利用YF-16标模作为研究对象，建立了低速风洞推力矢量试验系统，获得了喷流对全机气动力的影响以及喷管气动特性数据，该系统在以下几方面有所创新：

（1）采用CFD方法进行管道流动数值模拟优化设计，有效降低管道内部流动压力损失，保证在气源压力较低的情况下也能满足型号试验要求；

（2）利用FD-09低速风洞大迎角机构，将模型支杆同时用于通气管路，使得试验过程中模型与支杆之间位置相对固定，同时腹部支撑和背部支撑方式的转换方便快捷；

（3）采用管道内部总压测量方式优化设计，减小测压管路长度，使得压力测量反应迅速，同时减小对模型气动力的干扰；

（4）同时直接测量喷管推力与全机气动力的风洞试验方法使得喷流干扰对全机的影响以及喷管气动力同时获得；

（5）采用小型六分量测力天平测量喷管气动力，有效降低推力矢量管路内部空间占用，减小管路的设计难度和管道压力损失。

同时，该推力矢量试验系统在支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、波纹管压力与温度影响等方面需要做进一步的深入研究［11-12］，完善试验能力。

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Research on vectoring thrust test technology in low-speed wind tunnel

Jia Yi，Zheng Fang，Huang Hao，Yin Shibo，Lang Weidong
（China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China）

A vectoring thrust test system for YF-16 standard model has been developed by FD-09 low-speed wind tunnel laboratory of China Academy of Aerospace Aerodynamics（CAAA）.The maximum 2.0MPa compressed air flow through vectoring thrust pipe and jetted from nozzle can be generated to simulate the influence of the vectoring thrust jet on the aerodynamic characteristics of the whole plane.The system takes the full advantage of the existing high angle of attack device to achieve convenient conversion between the ventral and the dorsal air-supply.The range of angle of attack can be adjusted from-6 degree to 90 degree，and the maximum Nozzle Pressure Ratio（NPR）is more than 5.In tests an ordinary balance，a vectoring thrust force measurement sensor and other instruments are applied to obtain the influence of the jet flow on the aerodynamic characteristics of the whole plane and the nozzle aerodynamic performance.This paper describes the vectoring thrust test system design，the instruments and devices employed，and the typical results obtained.The system can be used for project tests after making further improvements in sting interference correcting；sensor calibration in jetting status and pipe optimization design.

vectoring thrust test system；nozzle pressure ratio；jet flow influence；nozzle performance

V211.74

：A

1672-9897（2014）06-0092-06doi：10.11729／syltlx20130116

（编辑：张巧芸）

2013-12-16；

：2014-06-19

JiaY，ZhengF，HuangH，etal.Researchonvectoringthrusttesttechnologyinlow-speedwindtunnel.JournalofExperimentsinFluid Mechanics，2014，28（6）：92-97.贾 毅，郑 芳，黄 浩，等.低速风洞推力矢量试验技术研究.实验流体力学，2014，28（6）：92-97.

贾 毅（1975-），男，高级工程师。研究方向：低速风洞试验技术。通讯地址：北京市7201信箱17分箱（100074）。E-mail：caaa_jy＠139.com