節段模型風洞試驗

節段模型風洞試驗（section model wind tunnel test）並非是整個航空太空飛行器置於風洞中進行試驗，而是將需要進行測試的模型段進行風洞試驗；當然其也是研究渦激共振風速鎖定範圍和最大振動幅值的一種重要手段。

基本介紹

• 中文名：節段模型風洞試驗
• 外文名：section model wind tunnel test
• 特點：航空太空飛行器的某部分模型進行測試
• 作用：研究渦激共振風速鎖定範圍等
• 一級學科：航空航天科技
• 二級學科：航空太空飛行器

飛彈中段安裝渦噴發動機的風洞試驗評估

簡介

一次使用的渦輪噴氣發動機是戰術飛彈可以選用的主推進系統。渦噴發動機有許多優點，如推力可隨要求而變化、燃料利用率高、可觀測性低、紅外特徵小，並且符合鈍感彈藥要求。傳統的安裝方法是把渦噴發動機放在彈體的最後段由尾噴管軸向排氣。然而未來的一些飛彈系統設計要求制導和控制設備放在彈體後段，因此主級發動機只能放在彈體中段。為與飛彈中段工作相適應，一種簡單的方法是將發動機與分叉式皮托管進氣道系統和分叉側邊排氣系統做成整體。然而，這種安排對全飛彈系統設計和性能帶來許多影響。為成功地研製出彈體中段安裝渦噴發動機的飛彈，提出以下技術問題。

1)裝在彈體中段的渦噴主發動機是否能在要求的各飛行條件下成功地工作；

2)渦噴發動機的安裝性能是否能滿足飛彈系統的要求；

3)側邊排氣系統對彈體後段是否產生不好的熱影響；

為全面論述這些問題，提出了一個綜合試驗計畫，即在跨聲速風洞中對渦噴發動機推進的戰術飛彈全尺寸氣動模型進行試驗研究。

硬體方案

風洞試驗模型是典型戰術飛彈的高度精確的全尺寸模型。模型有4個彈翼和4個控制舵，彈翼和舵面均為矩形。彈翼直接裝在彈體中段的渦噴主級發動機段。進氣道和排氣噴管成直線排列，兩對進氣道一排氣噴管中的每一對環繞分布在一對彈翼之間。每個進氣道入口位於彈翼前緣之前，排氣噴管的出口平面位於彈翼後緣之後。控制舵與彈翼成直線排列。因此，每對尾噴管的名義方位是在一對舵面之間。飛彈依靠十字形彈翼飛行，進氣道和排氣噴管位於彈體兩側。飛彈可側滑轉彎飛行，機動轉彎時，進氣道保持水平姿態。

圖1是模型橫截面圖，圖中標出了彈體的一些主要尺寸(單位：cm)。圖中還給出了飛彈模型幾個部位的主要幾何特徵。彈體為圓柱形，頭錐為半球狀。彈體主發動機段有幾個凸出部位，最大彈徑20.32cm，可容組渦噴發動機和安裝彈翼。彈體另一重要特徵是用金屬絲環幾乎將整個彈體罩住，模擬的傳動裝置外罩在每個舵面下面。從圖1可看出，進氣道、排氣管和金屬環導致氣動外形極不對稱。

該風洞模型可安裝兩種不同的渦噴發動機，分別為WJll9和TJ一90渦噴發動機，它們都有各自的主發動機段。兩種發動機的直徑都是17.78cm、444.SN推力級、單轉子渦噴發動機。每台發動機有自己的進氣道和排氣噴管。圖2介紹了WJll9和TJ一90發動機。

風洞模型裝在20.32cm跨音速風洞試驗段的軸向臂式支架上。試驗時，支架可在一定的正負角度範圍內進行俯仰遙控調節，無需調整模型。為評估偏航角的影響，模型要滾動90°。為評估控制舵偏轉影響，每個舵面能在一定轉角範圍內人工調節。

為能從模型獲得表征戰術飛彈性能的數據，用了3套不同的儀器設備，分別測量氣動特性、熱影響和發動機性能。氣動測試儀主要由6分力天平構成，用來測量加到彈體的所有力和力矩。另外，每個舵面裝有多分力天平以取得最大操縱力矩數據。熱測試儀測量發動機排放的煙氣對彈體後段的影響。彈體和舵面還裝有許多熱電偶和熱流量計以獲取詳細的熱數據。發動機測試儀用來監控發動機的功能並提供發動機性能數據。在發動機進氣道和排氣管上還裝有熱電偶和壓力耙，以取得發動機轉速和燃料流量數據。模型總共有72個測量通道。為使發動機實現並保持良好工作狀態，一個基於個人計算機的控制系統負責採集主發動機各工作階段的試驗數據。

研究結果

該研究對戰術飛彈彈體中段裝渦噴主發動機的安裝性能進行了風洞試驗評估。用兩種特定的渦噴主發動機安裝在彈體模型上，在更廣的馬赫數範圍、不同的油門調節、各種飛行姿態、不同的舵偏角下，採用每台發動機的模型進行了有動力評估。兩種主發動機在Ma=0.1~0.6，俯仰角±16°，偏航角±12°和各種油門調節(由慢車到最大狀態)下良好的工作得到了驗證。兩種主發動機被驗證有足夠的安裝推力維持飛彈在Ma=0.33~0.50內連續飛行。每台發動機被驗證有極佳的燃油利用率：Ma=0.33時，R>14.1km/kg，Ma=0.50時，R>11.67m/kg。還對兩種主發動機樣機在Ma=0.33和0.50，俯仰和偏航機動飛行時主發動機排放煙氣的熱影響進行了評估。此外，在兩種馬赫數下，俯仰機動飛行時，用一組舵偏角(-16°，-12°和-8°)評估了WJ119發動機排出煙氣的熱影響。熱影響評估結果表明：在所考慮的條件下,排出煙氣不發生再附著，飛彈後段也未出現嚴重的加熱問題，而且排出煙氣和控制面的相互影響很小。除了最大的機動角外，羽煙和控制面間相互干擾極小。

評估計畫結果表明：彈體中段安裝渦噴發動機的技術問題得到驗證，1)在要求的飛行條件下，兩種主發動機工作獲得成功；2)兩種發動機安裝性能可以滿足飛彈系統的要求；3)發動機側邊排氣系統對彈體後段沒有壞的熱影響。

還驗證了戰術飛彈彈體中段安裝渦噴主發動機是一個可行的方案。兩種獨特的渦噴主發動機設計具有經實臉驗證的性能和工作能力，並可直接用於戰術飛彈系統。

螺槳氣動性能的試驗研究

研究介紹——試驗風洞、驅動裝置

我國沒有專供螺槳試驗的風洞以及驅動裝置,也沒有現有槳的試驗性能數據。該試驗是國內第一次進行大尺寸工程性螺槳模型風洞試驗。模型槳直徑達1.2m,為原型槳的0.31倍。試驗最大轉速2400r/min。我國自行設計的某型飛機,一直使用由蘇制槳測繪仿製的產品。其軸功率為1718kW,與現用發動機功率1952kW不匹配。因而自行設計了改型槳。要求起飛/爬升效率比原槳提高5% ,巡航效率保持不變。經過了對原型槳及改型槳縮尺模型風洞內、外大量的氣動性能試驗,取得了全套數據。對比試驗表明,螺槳起飛/爬升效率比原槳提高8.76% ,巡航效率提高1.67% ,地面靜拉力增加13.8%。均超過了設計要求的指標。

試驗所用風洞為閉式低速風洞,試驗段長12m,橫截面3m× 3m。風速從0m/s無級變速到100m/s。試驗段流場縱靜壓梯度≈ 0,氣流紊流度0.1%～ 0.3% ,縱向平均氣流偏角<0.1°,邊界層厚度130mm。

為了達到原型槳的功率係數,模型槳的驅動功率約需55.1kW。如採用常規的裝在短艙模型內的直流電機,則國內目前尚無此小直徑、大功率的產品。如採用普通電機裝在風洞外用皮帶輪驅動,則因該洞是鋼結構閉口試驗段,又限於周圍空間無法隨意改裝。相關採用了已無空中壽命的航空發動機自行研製的冷氣渦輪。其優點是輸出功率大,在4016r/min時發出功率為180kW,其迎風面積小,可直接裝在試驗段內,且貨源廣、成本低;缺點是需要供氣、噪聲大。改裝中重點解決了以下問題: (1)用推力平衡腔平衡三級渦輪向後的1500kg軸向推力。 (2)在螺槳與冷氣輪之間加裝了1.5m長的支承錐及傳動軸,以減少驅動裝置在風洞中的堵塞干擾及對測量截面的前傳干擾。 (3)在支架兩側及底部鋪設鍍鋅鐵皮,以減少支架對風洞氣流的干擾。此外,還為驅動裝置配置了一套性能良好的調節系統。動力渦輪所需空氣由一台4900kW的壓縮機和6000m3的氣罐供給。壓力經減壓閥後達8kg /cm2,經氣動薄膜調節閥、緊急切斷閥、穩壓段後由軟管進入發動機吹動渦輪旋轉。

調節閥可使渦輪前壓力穩定在需要的壓力值,標準信號壓力由減壓閥供給。在主調節管路上並聯了小調節閥作微調用。此系統可手調,也可自動調節,當渦輪前壓力變化時,能自動改變閥門開度。經使用,該裝置運轉平穩、工作可靠、轉速穩定、精度高(0.3% ),滿足使用要求。

研究結論

(1)螺槳模型風洞試驗是我國第一次完成的大型、工程性對比試驗。試驗表明改型槳在起飛效率、巡航效率方面均優於原型槳。

(2)在缺少經驗修正數據及標準槳的條件下,對比試驗是一種比較可行的辦法。其缺點是不能為飛機設計提供定量數據。

(3)用已無空中壽命的航空發動機改裝成冷氣渦輪,並配以良好的調節系統,其運轉平穩、工作可靠、轉速穩定,可作為今後螺旋模型試驗的動力。

(4)採取的防干擾措施改善了流場品質,在整個試驗過程中流場的動壓波動量為3～ 5mm酒精柱(△動壓/動壓=0.3～ 0.5% ),在試驗允許的範圍內。