Research on the double-inlet test method in low speed wind tunnel
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摘要: 为在4 m量级低速风洞中开展双发进气道试验，在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所4 m × 3 m风洞中建立了一种双发进气道试验方法：模型采用单支杆方式支撑，以两路独立的引射器和数字式调压阀系统实现双发进气道的流量模拟与控制。模型迎角范围−10°～90°，侧滑角范围−45°～45°，最大模拟流量分别为2.9 kg/s和1.4 kg/s。采用该方法完成了一期双发进气道低速试验，试验结果表明：模型受管路气动影响小；独立的模型和引射器支撑机构适应各种模型支撑要求；双发流量模拟和控制完全独立，满足开展双发进气道相互影响试验的需求。Abstract: In order to meet the requirement of the double-inlet test in the 4 m magnitude low speed wind tunnel, a test method of the double-inlet test in the 4 m × 3 m low speed wind tunnel of LSAI of CARDC was proposed. According to the method, a model is supported by one pole, and each inlet mass flow is simulated and controlled by an ejector with a digital pressure regulating valves system. In this method, the range of AOA is −10°～90°, the range of AOS is −45°～45°, the simulating maximum of the double-inlet mass flow is 2.9 kg/s and 1.4 kg/s. To validate the method, a double-inlet test was completed in the low speed wind tunnel. The test results show: the model is less affected by pipeline aerodynamics. The independent model and ejector support mechanism meets various model support requirements. Double inlets mass flow simulation and control are completely independent, which meets the requirement of studying interactions for double inlets.
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0 引 言
进气道的作用是提供发动机所需的空气流量，在此前提下，考虑减少进入发动机的气流总压损失，尽可能使流入发动机的气流均匀化，以使发动机推力损失更小和工作条件满足要求。飞行器地面状态和起降状态等是进气道工况的重要组成部分，开展低速风洞试验是获得这些工况下进气道工作性能的行之有效的手段[1]。
国内外对单发进气道试验技术的研究已经非常成熟[2-12]。即使飞行器采用双发进气道，考虑到进气道性能的对称性和较小的相互影响，也以开展单发进气道试验居多。但某些双发进气道的相互气动干扰较强，如TBCC（涡轮/冲压组合动力发动机）型进气道、欧洲台风战斗机双发进气道等，常规单发进气道试验难以准确模拟双发进气道的工作状态，需要发展双发进气道试验技术，以满足型号研制需求。
美国在NFAC风洞中配备了成熟的双发进气道试验系统[4-5, 13-15]，采用双引射器方案，引射器与进气道短舱尾喷口刚性连接。这种方法将短舱与引射器连成一体，模型变姿态角不受影响，引射器性能也能得到很好发挥，是较为理想的双发进气道试验方案。不足之处在于引射器和进气道试验飞机模型共用支撑，对支撑机构要求高，且需考虑引射器和模型的刚性连接，同时引射器离短舱太近，气动影响略大。中国航天空气动力技术研究院在FD−12高速风洞中发展了双发进气道试验技术[16]，同样采用双引射器方案，不足之处在于试验范围有限，仅适用于迎角−15°～25°、侧滑角−10°～10°范围内的试验，难以满足低速大迎角大侧滑角进气道试验需求。公开文献[11]表明，国内已具备开展低速双发进气道试验的能力，但试验方案和实际应用见诸文献的很少。针对以上局限，在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所[1]4 m × 3 m风洞中建立了一种模型姿态角范围宽、具有广泛适用性的双发进气道试验方法，为发展完善双发进气道试验技术提供参考。
1 试验方法
1.1 总体方案
双发进气道风洞试验的基本要求是：双发进气道流量模拟能满足要求，双发进气道流量能各自独立控制，模型姿态角变化受管路影响小。
目前，常用进气道流量模拟方法大致分为3种：一为引射器抽吸法，二为真空泵抽吸法，三为增压风洞法[2]。3种方法本质相同，均通过管道两端产生压差、驱使气流从高压端流向低压端，但第三种方法仅适用于增压风洞。与真空泵抽吸相比，引射器抽吸因其与喷流试验、TPS试验等共用高压气源而使使用维护成本相对更低，因而获得了广泛应用。
本文方案即采用引射器抽吸法，使用双引射器方案，总体方案如图1所示。
1.2 试验系统
试验系统包括4个部分：模型支撑装置、流量模拟与控制系统、软连接装置和测量系统。
1.2.1 模型支撑装置
如图1所示，模型采用单支杆方式支撑，流量模拟与控制系统采用可升降支撑架支撑，两者相对独立，仅以软管相连。可模拟迎角范围−10°～90°，侧滑角范围−45°～45°，支撑模型质量最高可达120 kg。
1.2.2 流量模拟与控制系统
流量模拟采用2台独立引射器装置，如图2所示。引射器并列放置于试验段出口的支撑架上，通过引射高压气抽吸实现两路进气道流量的模拟。本方案采用现有的一大一小两台引射器，最大模拟流量分别为2.9 kg/s和1.4 kg/s。
流量控制采用间接控制方法，即通过控制引射高压气流量的方式间接控制进气道模拟流量。通过程序控制数字阀门组的开闭组合，实现稳定的引射流量控制。如图3所示。
1.2.3 软连接装置
软连接装置包括连接软管和滑动–转动两自由度连接架，如图2所示。其设计目的在于：当模型姿态角变化后，模型与引射器的相对位置发生改变，连接管路仍可实现与引射器和模型的平滑过渡连接。
在双引射器与支撑架之间安装有两自由度支撑连接架：在支撑座上固定一块带滑轨的钢板，滑块连接转动轴承，双引射器固定安装于转动轴承上的连接架上。当模型变姿态角，拉动软管弯曲变形后，软管另一端连接的双引射器可同步转动和前后滑动，实现软管与引射器的平滑过渡连接。
1.2.4 测量系统
测量系统包括2套流量计和测量段。流量计为可选安装件，可测量5 kg/s以内流量。流量计安装如图4所示，主要包括中心锥、电动推杆、驱动电机、蜂窝器、阻尼网和压力测量耙等。中心锥由电机通过推杆驱动，沿轴向在一定范围内前后移动，达到改变管道流通面积的目的。
单侧测量段测压点布置情况如图5所示。总压测点采用5环8耙等面积分布，8个静压测点沿内壁周向均布。在靠近测量面内壁一周布置6个脉动压力测点，测量进气道出口的平均湍流度。
2 试验应用
2.1 试验简介
试验模型为双发进气道试验模型，如图6所示。模型采用背负式进气道，左右进气道共用进气唇口，中间仅以一狭窄鱼嘴分隔。双发进气道模型风洞试验如图7所示。模型采用背支撑，以双引射器分别独立模拟左右进气道流量。
2.2 典型结果
当Ma=0.2、α=0°、β=0°时，在左右流量模拟相同的条件下（流量系数Φ=0.64），左右进气道流场对称性良好，如图8所示，表明左右流量模拟和测试系统的一致性良好。
为测试双发进气道的相互干扰，当Ma=0.1、α=0°、β=0°时，分别在固定左进气道0%、30%和50%匹配流量下进行右进气道变流量试验。右进气道总压恢复系数σ随流量系数Φ的变化如图9所示。由图9可见，单侧流量固定对另一侧进气道特性有一定影响。随着左进气道固定流量从0增大至匹配流量的50%，右侧匹配σ逐渐增大。
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图 9 左进气道固定流量下的右进气道特性曲线Fig. 9 The characteristic curves of right inlet with different mass flows of the left inlet2.3 与计算结果的比较
表1为α=0°、β=0°以及Ma=0、0.1、0.2条件下的进气道性能试验结果与Ansys CFX软件计算结果的对比。可以看到：进气道匹配σ试验结果与计算结果规律一致，量值相当，计算结果均小于试验结果，最大差量约为1%。相差最大的状态为Ma=0状态，也是进气道最恶劣的工作状态。
表 1 进气道σ匹配特性Table 1 Inlet characteristics of matching σ parameterMa 左进气道匹配σ 右进气道匹配σ 试验值 计算值 差量 试验值 计算值 差量 0 0.926 0.918 0.9% 0.927 0.918 1.0% 0.1 0.946 0.940 0.6% 0.946 0.940 0.6% 0.2 0.960 0.956 0.4% 0.961 0.956 0.5% 图10为Ma=0时进气道出口总压试验结果与计算结果的比较（Φ≈0.65）。由图可见：进气道出口压力试验结果与计算结果有一定相似性，高压区都分布于出口中心偏下位置；但试验所得低压区面积显著小于计算所得，由此导致σ的试验值高于计算值，流场均匀性也相对更好。通常认为，目前计算软件对复杂管道内流的模拟尤其是内流边界层的模拟存在一定局限性，采用试验结果更为可靠。
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图 10 Ma=0时双发进气道出口总压云图比较（逆航向）Fig. 10 Total pressure distribution of the double-inlet exits3 结 论
基于低速双发进气道试验对模型支撑、流量模拟和控制、试验范围的需求，建立了一套具有广泛适用性的低速双发进气道试验方法，完成了一期双发进气道试验研究。通过模型与引射器装置分别独立支撑实现了较宽的试验范围，可满足模型迎角−10°～90°、侧滑角−45°～45°试验需求；模型与引射器装置分别独立支撑，适应各种模型支撑要求；双发流量模拟和控制完全独立，满足开展双发进气道相互影响试验需求。
在下阶段工作中，将根据需要研制引射器和连接管路，建立双侧3 kg/s以上的大流量双发进气道模拟能力；研制转耙测量段，以获得更精确的进气道流场数据；研制0.5、1.0和1.5 kg/s等级系列化小型流量计，作为目前5 kg/s大流量计的补充，以更精确测量进气道流量等。
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图 10 Ma=0时双发进气道出口总压云图比较（逆航向）
Fig. 10 Total pressure distribution of the double-inlet exits
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图 9 左进气道固定流量下的右进气道特性曲线
Fig. 9 The characteristic curves of right inlet with different mass flows of the left inlet
表 1 进气道σ匹配特性
Table 1 Inlet characteristics of matching σ parameter
Ma 左进气道匹配σ 右进气道匹配σ 试验值 计算值 差量 试验值 计算值 差量 0 0.926 0.918 0.9% 0.927 0.918 1.0% 0.1 0.946 0.940 0.6% 0.946 0.940 0.6% 0.2 0.960 0.956 0.4% 0.961 0.956 0.5% 
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[1] 中国人民解放军总装备部军事训练教材编辑工作委员会. 低速风洞试验[M]. 北京: 国防工业出版社, 2002. [2] SMITH A R, THORNE R, GOUTTENOIRE C, et al. Aerodynamic aspects of application of negative scarf intakes to high bypass ratio civil turbofans[C]//Proc of the 41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. 2005: 4205. doi: 10.2514/6.2005-4205
[3] AREND D J, CASTNER R S, FRATE F C. A low cost, compact and versatile rig for integrated inlet and propulsion systems research[C]//Proc of the 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada. Reston, Virginia: AIAA, 2006: 1313. doi: 10.2514/6.2006-1313
[4] CASTNER R S, SIMERLY S, RANKIN M. Supersonic inlet test for a quiet supersonic transport technology demonstrator in the NASA Glenn 8-foot by 6-foot supersonic wind tunnel[C]//Proc of the 2018 Applied Aerodynamics Conference. 2018: 2850. doi: 10.2514/6.2018-2850
[5] WOLTER J D. Multipurpose rotating rake arrays for integrated inlet and fan stage performance measurement[R]. National Aeronautics and Space Administration, GRC-E-DAA-TN47296, 2018.
[6] GUIMARÃES T, LOWE K T, O’BRIEN W F. Vortical flow development in round ducts across scales for engine inlet applications[J]. Experiments in Fluids, 2019, 60(4): 1–16. doi: 10.1007/s00348-019-2702-9[LinkOut
[7] 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. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.01.009 GAO J, HAO W D, YAN Y C, et al. Experimental investigation on low speed characteristics of inlet[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2004, 18(1): 38–42. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2004.01.009
[8] 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): 336–338,350. DOI: 10.3969/j.issn.0258-1825.2007.03.010 YANG Y K. The research of bump inlet design and test[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2007, 25(3): 336–338,350. doi: 10.3969/j.issn.0258-1825.2007.03.010
[9] 巫朝君, 孔鹏, 王勋年, 等. 基于张线尾撑的进气道低速风洞试验技术研究[J]. 实验流体力学, 2012, 26(2): 86–89. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019 WU C J, KONG P, WANG X N, et al. The investigation of the inlet test technology based on wire sting support in low speed wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(2): 86–89. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.019
[10] 陈洪, 刘李涛, 巫朝君. 8 m × 6 m风洞大尺度模型进气道和喷流试验技术[J]. 空气动力学学报, 2017, 35(6): 875–878. DOI: 10.7638/kqdlxxb-2015.0133 CHEN H, LIU L T, WU C J. Inlet and jet test techniques for large scale model in 8 m × 6 m Low Speed Wind Tunnel[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(6): 875–878. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0133
[11] 唐滨滨, 李长坤. 一种低速风洞大流量进气道试验系统研制[J]. 推进技术, 2018, 39(12): 2839–2844. DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2018.12.024 TANG B B, LI C K. Development of a large mass flow inlet test system in low speed wind tunnel[J]. Journal of Propulsion Technology, 2018, 39(12): 2839–2844. doi: 10.13675/j.cnki.tjjs.2018.12.024
[12] 巫朝君, 徐彬彬, 张为卓, 等. 低速风洞进气道试验柱形分布式引射器优化设计[J]. 航空动力学报, 2020, 35(12): 2482–2488. DOI: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.12.002 WU C J, XU B B, ZHANG W Z, et al. Design and optimization of columniform distributed ejector for low speed wind tunnel inlet test[J]. Journal of Aerospace Power, 2020, 35(12): 2482–2488. doi: 10.13224/j.cnki.jasp.2020.12.002
[13] KOJIMA T, TANATSUGU N, SATO T, et al. Development study on axisymmetric air inlet for ATREX engine[C]//Proc of the 10th AIAA/NAL-NASDA-ISAS International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. 2001: 1895. doi: 10.2514/6.2001-1895
[14] ALBERTSON C, EMAMI S, TREXLER C. Mach 4 test results of a dual-flowpath, turbine based combined cycle inlet[C]//Proc of the 14th AIAA/AHI Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. 2006: 8138. doi: 10.2514/6.2006-8138
[15] CARTER M B, SHEA P R, FLAMM J D, et al. Experimental evaluation of inlet distortion on an ejector powered hybrid wing body at take-off and landing conditions (invited)[C]//Proc of the 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting. 2016: 0010. doi: 10.2514/6.2016-0010
[16] 欧平, 陈强, 田晓虎, 等. 双发进气道抽吸试验系统及流量高精度测量技术[J]. 空气动力学学报, 2016, 34(3): 392–397. DOI: 10.7638/kqdlxxb-2015.0118 OU P, CHEN Q, TIAN X H, et al. The pumping system and precise mass flow measuring technique for double-inlet wind tunnel test[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2016, 34(3): 392–397. doi: 10.7638/kqdlxxb-2015.0118
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