1 引言

进气道作为飞机与发动机接口部件，承担着连通外流与内流的重要作用，其与发动机的匹配情况直接影响推进系统性能，历来受到飞机与发动机设计单位的重视。进气道从设计到使用需要先后完成四项试验：进气道模型风洞试验、发动机地面畸变模拟试验、进气道/发动机地面相容性试验和飞行试验。其中进气道模型风洞试验是基础和前提。

为了满足现代先进飞行器的需要，进气道结构与使用条件发生很大变化，对进气道风洞试验提出了新的需求。在原有的进气道风洞试验设备基础上进行改造，以满足现代飞行器试验的需求，成为了国内外众多风洞的共同选择。法国国家航天航空研究中心在其F1增压风洞中建设利用压差模拟流量的进气道试验系统，可实现相当于常压下18kg/s的流量模拟能力^{[1, 2]}。美国NASA格林研究中心在其3m量级高速风洞中新建进气道风扇一体化试验设备，实现了带动力影响下的进气道试验技术^{[3, 4]}，还在其4m量级低速风洞中研制了适用于翼身融合飞机的进气道试验设备^[5]。中国空气动力研究与发展中心在FL-24风洞增加了埋入式进气道试验技术，使流量测量精度提高一个量级^[6]，还在3.2m风洞中研制了机动进气道试验装置与张线尾撑进气道试验装置，实现了战斗机进气道非定常性能试验与大迎角性能试验能力^{[7, 8]}。中国航天空气动力技术研究院在FD-12三声速风洞中研制应用于TBCC等双发发动机进气道风洞试验的抽吸试验系统，实现高速双发高精度流量测量进气道试验能力^[9]。

FL-8风洞作为国内低速进气道试验的主力风洞，已完成了大量进气道试验，其单路进气道试验模拟能力为1.8kg/s。近年来，新研制飞机进气道对风洞试验流量模拟能力提出了更高的需求，一方面是由于发动机推力增大，进气流量增大，尤其是大涵道比涡扇发动的研制，对进气流量模拟需求达到历年新高^{[10, 11]}；另一方面是希望增大模型尺寸，降低尺寸效应的影响，尤其是辅助进气门等难于缩比模拟的进气道结构，需要尽可能放大尺寸，以接近实际工况^{[12, 13]}。原有FL-8进气道试验流量模拟能力不能完全满足试验需求。经过分析发现，限制流量进一步提升的因素为排气管路尺寸与抽吸能力，为了进一步提升FL-8风洞进气道试验能力，2016年中国航空工业空气动力研究院在不改变原有管路的基础上，新研制一路大流量进气道试验系统，流量模拟能力达到2.8kg/s。

2 方案设计

低速进气道试验风速较低，靠冲压方式进入进气道的流量较小，需要采用主动抽吸方式来模拟进气道内流场，FL-8风洞进气道试验内流模拟方式有两种，一种为真空泵抽吸，一种为引射器引射。按照目前真空泵与高压气源能力估算，引射能力还有提升空间，所以新建系统采用高压引射器引射。考虑FL-8风洞特点，满足排气要求并且不破坏原有管路系统，将新建管路系统布置在风洞内，采用直线形式布置在风洞中心，引射混合气体扩压减速后排入风洞扩散段内。

FL-8风洞大流量进气道试验系统需要能够独立工作，实现全部进气道试验功能，包括角度变换，进气抽吸，进气道性能测量，流量控制与测量。其中角度机构与性能测量系统与原FL-8风洞进气道试验系统共用，其他设备均需要重新设计建设，另外这种布局形式，需要考虑排气对风洞流场的影响。

2.1 管路设计

图 1给出了大流量进气道试验系统示意图，主要包括模型、扩散段、软胶管、流量计、流量调节阀和引射器，其中扩散段保证模型与管路尺寸匹配，软胶管用于调整角度时保证自由度。

各段管路尺寸既要有足够的通流能力，降低损失又要能够便于拆装，不过于笨重。基于以上考虑，系统管路尺寸可依据流量公式(1)进行设计计算

${q_{\rm{m}}} = \frac{{{K_0}\sigma {p_0}Q\left( {Ma} \right)A}}{{\sqrt {{T_0}} }}$

(1)

式中K₀=0.0404，σ为管路总压恢复系数，p₀为风洞总压，T₀为风洞总温，Ma为管路马赫数，Q(Ma)为管路流量函数，A为管路截面积。

按照管路流量q_m为3kg/s进行设计，为了降低损失，给出管路各段最大允许Ma，进而确定Q(Ma)，根据公式(1)可以发现管路中各段的损失σ是确定管路尺寸的关键，下面给出管路设计时主要损失估算依据。

扩散段损失系数采用公式(2)进行估算^[14]

$ \begin{array}{*{20}{l}} {K = \left( {1 - \eta } \right)\left( {1 + 0.25\left( {1 - 1.4\eta } \right)M{a^2}} \right)}\\ {\eta = 0.67 + 0.12\left( {\frac{\gamma }{2}} \right) - 0.02{{\left( {\frac{\gamma }{2}} \right)}^2}} \end{array} $

(2)

式中η为扩散段效率，γ为扩散段扩散角。胶管损失系数采用公式(3)进行估算^[15]

$\begin{array}{*{20}{l}} {K = \frac{l}{D}\lambda }\\ {\lambda = 1.4/{{\left( {1.8{\rm{lg}}\left( {\frac{{R{e_1} + R{e_2}}}{2}} \right) - 1.64} \right)}^2}} \end{array}$

(3)

式中λ为胶管摩擦损失系数，D为胶管水力直径，Re₁，Re₂分别为以胶管进出口水力直径为参考长度的雷诺数。

流量计蜂窝器损失系数采用公式(4)进行估算^[16]

$K = \left( {0.5\left( {1 - B} \right) + \lambda \frac{l}{D} + {{\left( {1 - B} \right)}^2}} \right)/{B^2}$

(4)

式中λ为蜂窝器摩擦阻力系数，l为蜂窝器长度，D为蜂窝器格子水力直径，B为蜂窝器开孔率。

通过估算管路各段损失系数，带入流量公式中，得到管路各段的截面尺寸。

2.2 流量计

气流从模型出口经扩散段、软胶管，进入流量计。流量计既要保证测量的精准度，又要尽量减小损失，流量计结构如图 2，采用整流锥，蜂窝器，阻尼网等设备进行整流，保证流量测量截面气流均匀，采用“十”字型的总压耙进行总压测量，总压耙后连接拉法尔喷管，并在喷管喉道壁面沿流向布置12个静压测点进行静压测量。此流量计的优点是测压耙前气流均匀，流量测量精度高，损失相对较小，不同流量采用不同拉法尔喷嘴，保证在较宽流量范围内均有很高的测量精度。

2.3 流量调节阀

流量计后为环缝式流量调节阀，阀门控制精度为0.2mm，设计流量控制精度不小于0.02kg/s，阀门结构如图 3，通过电机驱动丝杠带动节流锥来回往复运动，控制流量调节曲线处的环缝面积，从而达到调节流量的目的。流量调节阀的设计关键是流量控制曲线的设计，为了保证随着流量调节锥前后移动，流量线性变化，经过优化设计，流量调节锥曲线采用五次方收缩曲线。

2.4 引射器

气流通过流量调节阀后进入引射器，引射器引射能力是本系统能够达到预期效果的关键因素，所以引射器的设计至关重要。为了最大限度地提高引射效率，引射器采用多喷管形式^[17~20]。引射器的设计过程是理论设计、详细设计、性能计算、优化设计反复迭代的过程。图 4给出了引射器理论设计控制截面，4个截面上的参数通过连续方程与动量方程建立一个方程组，并针对设计参数对方程组进行求解，进而对引射器进行设计和性能计算。图 5给出了设计过程中不同损失情况下，供气压力与供气流量的关系曲线。

经过优化设计，最终引射器由拉瓦尔喷管，高压气集气室与混合室组成，如图 6所示，喷管采用等面积环式分布，共72个喷管，拉瓦尔喷管供气压力p₀₁为2MPa，喷管出口马赫数Ma为2.28，标准大气压状态下，不考虑模型损失，设计被引射流量q_m大于3kg/s。

3 风洞试验验证

为了验证所研制的进气道风洞试验系统性能，进行了基于某模型的风洞试验，设备在风洞中安装如图 7所示。由于模拟流量较大，胶管部分采用三通加双软管的方式，保证足够流通面积及柔性以便调整角度。

3.1 引射能力

图 8所示为引射器供气压力与引射流量关系曲线，无模型时，系统最大流量达到3.2kg/s，有模型时，总压损失增大，相应的引射流量减小，最大流量为2.8kg/s，实际试验时，不同模型损失不同，所获得的最大流量也略有不同。

3.2 流量控制与测量精度

图 9给出了流量调节阀锥位与进气道流量关系曲线，从曲线上可以看到，阀门从关闭到小开度调整过程中，阀门流量控制特性曲线斜率逐渐增加，说明阀门开度越小流量越容易调整。阀门最小可控行程s为0.2mm，观察图 9曲线斜率，流量控制精度高于5g/s，满足进气道试验小流量控制要求。

为了提高流量测量精度，需合理选择流量计喷管，保证不限流的前提下，尽可能得到高的流量函数，一般情况下保证最大流量下喷管流量函数达到0.85以上，以增大测量截面总静压差，降低气流湍流度，经验证此流量计流量测量精度达到0.3%以上。

3.3 引射气流对风洞流场影响

本系统引射气流直接排入风洞扩散段，对风洞流场具有一定的影响，为了研究排气对风洞流场的影响，进行了验证试验，分别对风洞有进气道排气与无进气道排气两种状态进行了测试。图 10给出了排气对风洞流场的影响曲线。排气对风洞总静压影响很小，对风洞动压具有一定影响，较无排气时风速提高约4m/s，但在试验进行阶段，动压基本稳定无变化，对风洞密度无影响，对风洞温度影响表现在试验的前40s时间内，有使气流温度随时间变化更均匀的趋势。综上所述，试验过程中排气对风洞流场无影响，风洞流场稳定。

3.4 性能测量

进气道试验采用在进气道出口安装测量段的方式进行性能测量，本试验测量段总压测点采用五环八耙等面积分布，如图 11所示，另外，在测量段壁面环向开6个静压孔进行静压测量，并按照试验需求环向布置6个动态压力传感器进行动态压力测量。

试验条件：Ma=0.2，迎角α=15°，侧滑角β=0°，待风洞起风引射器开始工作并稳定后，通过流量调节阀按照一定规律走锥，定点采集各流量点下进气道性能参数，并进行了重复性试验，画出总压恢复系数与流量系数关系曲线如图 12所示。观察图 12发现随着流量升高，进气道性能有降低趋势，节流特性合理，并且本系统重复性精度较高，在0.03%以内，满足进气道试验重复性指标要求。

图 13~14给出了不同迎角下，测量截面总压恢复系数云图，小迎角状态下总压分布均匀，大迎角状态在进气道下部产生低压区，这是因为大迎角状态进气道低部受唇口遮挡，处于背风区，产生分离，所以损失增大，云图分布合理。另外，由于给出的总压云图分辨率较高为0.01%，而总压恢复系数测量精度为0.05%左右，所以云图分布左右不对称，并且不对称数值均在测量精度以内，这是由于测量精度带来的。

另外该设备与原FL-8进气道设备配合使用，可同时模拟三路进气道，满足未来飞行器多进气道试验需求。

4 结论

在FL-8风洞研制了一套大流量进气道试验系统，并通过风洞验证了该系统的试验能力，得出结论如下：

(1) 所研制的FL-8大流量进气道试验系统单路流量模拟能力达到2.8kg/s，并且与原管路系统配合可实现三路进气道同时模拟，提高了FL-8风洞进气道试验能力。

(2) 该系统流量控制精度在5g/s以内，流量计流量测量精度在0.3%以内。

(3) 试验过程中，风洞流场稳定，排气对风洞流场无影响。