Internal mass flow control technology of low speed TPS tests
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摘要: TPS试验技术是风洞中研究飞机/发动机一体化设计的最佳手段之一。作为发动机模拟器的TPS单元采用高压空气驱动，因此高压供气流量控制精度与试验精度直接相关。常用的外式流量控制方式由于风洞模型内部空间限制，无法对2台以上的TPS单元进行流量控制。针对外式流量控制方式的不足，设计了一种基于双喉道匹配设计的内式流量控制装置，集流量控制与测量功能于一体，可同时进行4台TPS单元的流量控制，满足4发运输机的动力模拟试验需求。为考核该装置的性能，进行了地面校核试验，试验结果表明该装置具有良好的流量线性控制能力，控制分辨率优于0.15 g/s，流量控制精度优于3 g/s；在8 m×6 m低速风洞进行了某型飞机全模TPS动力模拟试验，试验重复性精度满足国军标合格指标。
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关键词:
- 动力模拟 /
- 风洞试验 /
- 涡轮动力模拟器(TPS) /
- 内式流量控制 /
- 多发控制
Abstract: The TPS testing technology is one of the best methods to study the aircraft/propulsion integrated design in wind tunnels. TPS units, used as engine simulators, are driven by high pressure air. As a result, the mass flow control accuracy of high pressure air has a direct relationship with the wind tunnel testing accuracy. Because of space limits of wind tunnel testing models, the external mass flow control method can not control more than 2 TPS units. In order to overcome deficiencies of the external mass flow control method, a kind of internal mass flow control device was designed. This device integrates the control and measure function, and can control 4 TPS units simultaneously. A check test was conducted in the TPS testing chamber of CARDC. The testing results indicate that the device has good linear mass flow control ability, the control resolution is better than 0.15 g/s, and the control repeatability accuracy is better than 3 g/s. A full model TPS test was conducted in the 8 m×6 m low speed wind tunnel of CARDC as well. The repeatability testing accuracy meets the demands of GJB, which verifies the control accuracy of the device. -
0 引言
现代喷气式飞机设计中, 通常采用"飞机/发动机一体化设计方法"[1], 将飞机和发动机作为整体进行优化设计, 从而获得优良的内流特性和更高的外部气动效率, 提高飞机的性能。在风洞中开展动力模拟试验是开展飞机/发动机一体化设计的主要研究手段。风洞中常用的喷气动力模拟试验技术有引射式动力模拟试验技术和涡轮动力模拟器(以下简称TPS)试验技术[2]。其中, TPS试验技术是最为先进的喷气动力模拟风洞试验技术。在TPS试验技术中, 作为发动机模拟器的TPS单元需采用高压空气驱动, 因此, 高压供气流量的控制技术是TPS关键技术之一。
20世纪60年代末, 美国的风洞最先应用TPS试验技术开展了C-5A银河运输机、DC-10客机等型号的动力模拟试验[3], 随后这一试验技术成为了评估运输机发动机动力影响的重要手段[4-6]。20世纪80年代, 欧洲的德国-荷兰风洞群(简称DNW)也发展了TPS试验技术, 并开展了空客A300、A320等飞机的动力模拟试验[7-9], 为这些飞机的研制作出了巨大的贡献。在高压供气流量控制技术方面, 国外最初采用单纯的外式流量控制技术, 试验方式以半模TPS试验为主; 随着微机电技术的发展, 发展了集控制、测量于一体的内式流量控制技术, 试验方式转变为以全模TPS试验为主。国内的风洞试验研究单位也开展了TPS试验技术研究, 发展了相应的内式流量控制技术[10-14], 但系统集成度与国外仍有一定的差距。
外式流量控制装置安装在模型外部, 通常通过数字阀进行流量控制和测量。数字阀由多路不同流通面积的电磁阀组成, 通过电磁阀的开闭组合控制流量。数字阀体积庞大, 无法直接安装在风洞试验模型内部, 只能通过引入模型内部的供气管路对TPS单元供气。供气管路通过空气桥跨越内式天平的固定端(非测量端)和浮动端(测量端), 然后与模型上的TPS单元相连。受模型空间限制, 一般只能安装2路空气桥, 因而无法对2台以上的TPS单元实施控制[13-14]。内式流量控制装置安装在模型内部, 通常通过针阀和流量计组合对流量进行控制和测量。与外式流量控制装置相比, 内式流量控制装置具有以下优点:(1)结构更为紧凑, 可以安装在内部空间相对充裕的模型头部, 实现对2台以上的TPS单元进行流量控制; (2)从流量控制装置至TPS单元之间的管路距离短, 控制和测量响应更快, 气流压力和流量更加稳定。
本文研制的内式流量控制装置, 采用双喉道设计方案, 集成了高精度流量控制、测量功能, 可同时实现4台TPS单元流量精确控制和测量, 满足4发涡扇运输机的动力模拟试验需求。
1 流量控制装置设计
1.1 设计原理
根据一维等熵流理论[15]可知, 当拉瓦尔喷管喉道气流达到声速(临界状态)时, 通过喷管的气流流量仅取决于喷管喉道上游的气流总压, 流量按以下公式计算:
(1) 式中:m为气流质量流量, kg/s; pt为喉道上游气流总压, Pa; Tt为喉道上游气流总温, K; A*为喉道面积, m2。
由公式(1)可知, 如果保持上游总压和温度恒定, 气流流量与喷管喉道面积成线性关系, 通过改变喷管喉道面积就能控制气流流量。
1.2 总体方案
根据前述原理, 本文设计了一种双喉道流量控制装置, 主要包括针阀、文丘里流量计、电作动筒等部件(见图 1)。其中, 针阀为流量控制系统, 由针阀喷管、针阀顶针等组成; 文丘里流量计为流量测量系统, 由文丘里喷管、压力和温度传感器等组成; 电作动筒为运动控制系统, 由伺服电机、同步带系统、滚珠丝杠、光栅尺、导轨等组成。
其工作原理是, 当针阀喷管和文丘里喷管(二者均为拉瓦尔喷管)喉道的气流均达到声速(临界状态)后, 通过电作动筒驱动针阀内的顶针运动, 改变针阀喷管喉道面积, 实现流量控制。原理图见图 2。
1.3 针阀与文丘里喷管喉道匹配设计
1.3.1 文丘里喷管喉道直径计算
文丘里喷管喉道直径与TPS单元的涡轮参数有关。本文设计的流量控制装置专用于AEF-0135A型TPS单元的流量控制, 该型TPS单元的涡轮主要参数为:涡轮入口面积AC=232.5331 mm2; 涡轮入口总压ptC=3.2 MPa; 涡轮入口总温TtC=298.15 K; 额定流量:mC=1 kg/s。
根据TPS单元的涡轮参数, 考虑高压空气沿管路和流量计输送的压力损失, 确定文丘里喷管的上游气流参数为:额定总压ptV=4.1 MPa; 额定总温TtV=298.15 K; 额定流量mV=1 kg/s。
将以上气流参数代入公式(1), 得到喉道面积AV=104mm2, 喉道直径为DV=11.5 mm。
1.3.2 针阀喷管喉道直径计算
考虑气流通过连接管路及针阀喷管的总压损失, 确定针阀喷管上游的气流参数为:额定总压ptN=5.0 MPa; 额定总温TtN=298.15 K; 额定流量mN=1 kg/s。
将以上气流参数代入公式(1), 得到喉道面积AN=85 mm2, 喉道直径DN=10 mm。
1.3.3 针阀与文丘里喷管喉道直径的匹配计算
在双喉道设计中, 要保证喉道处气流为声速流, 喉道之间的管路气流为亚声速流, 而不能出现超声速流。出现超声速流的条件为[15]:
(2) 其中, σ是针阀喷管扩散段内气流出现最强激波时的总压比。
根据文献[16], 将针阀喷管与文丘里喷管的面积比(喷管喉道面积/喷管出口面积)均设定为0.25。查文献[17]的附表5和7可得, 针阀喷管的激波总压比为σ=0.346, 即AV≥2.89AN时, 喉道之间管路气流为超声速流。而在本设计中, AV=1.22AN, 此工况下, 喉道之间的管路气流为亚声速流, 满足设计要求。
针阀工作时, 通过改变针阀喉道的面积来控制气流的总压和流量, 因此必须验证针阀开度最小时, 喉道之间是否产生超声速气流。假设针阀喷管喉道面积减小至原来的1/10, 即AV=12.20AN, 此时, 通过查表可得σ=0.039, 即AV≥25.64AN时, 喉道之间才会出现超声速流。显然AV=12.20AN时, 喉道间的气流仍然为亚声速流, 满足设计要求。
1.4 电作动筒设计
电作动筒主要由伺服电机、同步带系统、滚珠丝杠、光栅尺、导轨等组成。其中, 伺服电机为动力源, 滚珠丝杠、同步带和导轨等为传动部件, 光栅尺为位置反馈传感器。
电作动筒采用全数字式伺服控制、计算机自适应在线补偿与自适应振动抑制、模块化设计与开放式可重构的全数字控制系统等技术, 将传动、驱动、位移测量、伺服控制等功能有机地整合成一个模块。系统原理图见图 3。
为提高控制精度, 由直线位移反馈(光栅尺反馈)、角位移反馈(编码器反馈)构成双反馈回路, 位移控制精度优于0.01mm。电作动筒的性能指标如表 1所示。
表 1 电作动筒性能指标Table 1 Electric actuator performance项目 指标 系统轴数 4轴 直线最大行程 75 mm 最大持续载荷 2000 N 直线运动速度 ≤ 30 mm/s 位移控制精度 ±0.01 mm 保护功能 限位报警、过流保护 2 地面校核试验
为校核该装置的性能, 在中国空气动力研究与发展中心的TPS地面实验室进行了地面校核试验(见图 4)。
试验时, 定义针阀喉道面积为0时的针阀顶针位置为0 mm, 针阀喉道面积最大时的顶针位置为75 mm, 顶针从0 mm运动到75 mm, 针阀喉道面积逐渐增大。
2.1 分辨率试验结果分析
图 5给出了流量控制分辨率试验结果曲线, 图中横坐标为针阀顶针位置, 纵坐标为流量对针阀顶针位移的导数(dm/dx)。从图中可知, dm/dx最大约为0.015 kg/(s·mm), 而电作动筒的定位精度为0.01 mm, 因此, 流量控制分辨率可控制在0.15 g/s范围内。
2.2 精度试验结果分析
图 6给出了精度试验结果曲线, 图中横坐标为针阀顶针位置, 纵坐标为流量。表 2给出了不同针阀顶针位置的流量控制重复性精度。
表 2 流量控制重复性精度Table 2 Mass flow control tests repeatability accuracy针阀顶针位置/mm 15.0 30.0 45.0 60.0 67.5 流量控制重复性精度/(kg·s-1) 0.001 0.003 0.003 0.003 0.002 从图 6和表 2可知, 试验结果具有较好的重复性, 在针阀顶针行程范围内, 流量控制精度均在3 g/s以内。
流量控制精度低于分辨率的原因在于:流量控制精度除了与装置本身的性能有关外, 还与上游的供气流量(总压)控制精度相关。TPS地面实验室的上游供气流量(总压)由数字阀系统控制, 该系统的数字阀数量较少, 控制精度相对较低, 从而导致本装置的流量控制精度下降。
2.3 针阀顶针位移与流量的关系
图 7给出了针阀顶针位移与流量的关系图。由图可知:(1)在一定的针阀顶针行程范围内, 流量与针阀顶针位移基本呈线性变化关系, 且随上游供气流量(总压)的增加, 线性段范围逐渐扩大。这说明在该段针阀行程范围内, 针阀与文丘里喷管喉道均达到声速(临界状态), 二者具有良好的匹配关系; (2)当针阀行程超过某个临界值后, 顶针行程变化对流量几乎没有影响。这说明此时针阀和文丘里喷管喉道未达到声速, 不满足临界工作条件。
3 风洞试验验证
在中国空气动力研究与发展中心8 m×6 m风洞开展了某型飞机全模TPS动力模拟试验, 试验的重复性精度见表 3, 其中NPR为TPS短舱喷流落压比。
表 3 风洞试验重复性精度Table 3 Wind tunnel tests repeatability accuracy重复性精度 δCL δCD δCm δCY δCn δCl NPR=1.25 0.0004 0.00020 0.00053 0.00003 0.00007 0.00008 NPR=1.35 0.0006 0.00024 0.00056 0.00047 0.00003 0.00003 合格指标 0.0040 0.00050 0.00120 0.00120 0.00050 0.00050 先进指标 0.0010 0.00020 0.00030 0.00030 0.00010 0.00010 试验结果表明:风洞试验重复性精度皆在国军标合格指标之内, 其中CL、CY、Cn和Cl的重复性精度满足国军标先进指标。这说明本文设计的流量控制装置完全满足TPS试验的流量控制精度要求。
4 结论
(1) 采用基于双喉道匹配设计的内式流量控制技术, 集流量控制与测量于一体, 能够有效解决多台TPS单元的流量控制与测量问题。
(2) 在临界状态下, 所设计的流量控制装置的流量控制线性较好; 流量控制分辨率优于0.15 g/s, 控制精度优于3 g/s。
(3) 8 m×6 m风洞全模TPS试验重复性精度满足国军标合格指标, 验证了本文设计的内式流量控制装置的可靠性。
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表 1 电作动筒性能指标
Table 1 Electric actuator performance
项目 指标 系统轴数 4轴 直线最大行程 75 mm 最大持续载荷 2000 N 直线运动速度 ≤ 30 mm/s 位移控制精度 ±0.01 mm 保护功能 限位报警、过流保护 
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表 2 流量控制重复性精度
Table 2 Mass flow control tests repeatability accuracy
针阀顶针位置/mm 15.0 30.0 45.0 60.0 67.5 流量控制重复性精度/(kg·s-1) 0.001 0.003 0.003 0.003 0.002
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表 3 风洞试验重复性精度
Table 3 Wind tunnel tests repeatability accuracy
重复性精度 δCL δCD δCm δCY δCn δCl NPR=1.25 0.0004 0.00020 0.00053 0.00003 0.00007 0.00008 NPR=1.35 0.0006 0.00024 0.00056 0.00047 0.00003 0.00003 合格指标 0.0040 0.00050 0.00120 0.00120 0.00050 0.00050 先进指标 0.0010 0.00020 0.00030 0.00030 0.00010 0.00010
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