航空动力学报
JOURNAL OF AEROSPACE POWER
1998年 第4期 No.4 1998科技期刊
利用节流网扩大飞行台试验包线
王如根*　*史庭模
空军工程学院　飞行试验研究院
【摘要】　本文提出了在被试发动机前安装节流网扩大发动机飞行台试验范围的一种方案，给出了相应的节流网设计、计算方法，得到了扩大的飞行试验包线。利用气流流过某型飞机进气道防尘网的总压损失数据，对节流网计算方法的准确性进行了论证。
　主题词：　航空发动机　测试设备　节流装置　总压力　损失
　分类号：　V233
1　扩大飞行试验台试验包线的基本思路
　　利用某型轰炸机改装的发动机飞行试验台在国产航空发动机的定型试飞中发挥了很大的作用，但由于该型飞机本身的飞行包线较小。例如一般歼击机的最大飞行马赫数在2以上、最大飞行高度在18 km以上，而飞行试验台的最大飞行马赫只有0.895、最大飞行高度为12 km，因此对发动机进行飞行台试验也只能局限于该飞机的飞行包线范围内，不能完成歼击机整个飞行包线范围的试验。本文利用在被试发动机进口前安装节流网的方法，对扩大飞行试验台试验包线方案进行了探索。
　　飞行试验台工作时，被试发动机作为飞机的一个吊舱吊挂在机身下，发动机进口一般安装

图1　扩大飞行台试验范围的节流网安装示意图
有喇叭口进气道及相应的测试装置。为了扩大飞行试验台的试验范围，可将喇叭口进气道的等截面管道作适当的延长，并在该管道内安装特定尺寸的节流网，如图1所示。气流流过节流网后总压必然下降，与发动机进口参数对应的飞行高度增加，发动机进口总温的模拟可以通过降低飞行高度的方法实现。现将超出飞行台飞行包线以外的发动机飞行台试验方法说明如下：
　　(1)确定某一需要试验的飞行状态，给出H，Ma和N1，计算N1cor，根据被试发动机的共同工作线确定q(λ1)，并求出发动机进口马赫数Ma1和进口截面总压p*1。
　　(2)调整飞行台的飞行条件(H′，Ma′)，使发动机在该飞行条件下的换算转速与需要模拟的试验条件下的换算转速N1cor相等，若飞行台飞行条件的调整不能使发动机换算转速相等，则适当调整飞行台被试发动机的转速，使实际试验中发动机的工作状态与需要模拟试验的飞行条件下的工作状态相似。此时，发动机进口截面的总压记为p0，两种条件下的发动机进口总压之比为σh=p*1/p*0。
　　(3)设计一节流网，使气流流过节流网的总压恢复系数σjie=σh。节流网的设计方法：
　　①给出某一节流网设计方案，确定节流网的几何参数。
　　②计算气流流过节流网的总压恢复系数σjie。
　　气流流过节流网时包含两部分损失：节流网的摩擦损失和节流网出口因流通面积突变引起的突变损失。因此，节流网的总压恢复系数：σjie=σf×σt。其中，σf为摩擦损失对应的总压恢复系数，σt为面积突变损失对应的总压恢复系数。
　　计算节流网的流通面积，并根据流量连续可求出Ma0和Main，再由下式确定Maout。

其中，L为节流网的厚度，D为节流网每个小孔的当量直径。
　　摩擦损失对应的总压恢复系数为：
　　面积突变损失对应的总压恢复系数为：

其中，Kn为扩压损失系数，与“out”截面和“1”截面的面积比有关，文献［1］提供了面积比（Aout/A1）和扩压损失系数Kn的部分试验数据，如表1所示。
表1　扩压损失系数与面积比的关系

Aout/A11.00.90.80.70.60.50.40.3
Kn0.000.010.040.090.1650.270.3750.51


图2　利用节流网扩大的试验包线范围
③若σjie＝σh，节流网设计完成。否则重新调整节流网几何参数，并转②。若无法找到合适的节流网设计方案使σjie＝σh，则说明该飞行条件无法模拟。
　　(4)如果需要模拟多种飞行条件，则重取需要模拟的飞行条件后转(1)。
2　计算结果和计算方法的准确性分析
　　根据发动机工作状态相似的原则计算分析了在飞行台飞行包线范围内所能扩大的试验包线范围，结果如图2所示。节流网采用合金薄片编织而成，薄片厚度为2mm，宽度为30 mm，节流网网孔为正方形，网孔大小在5～30 mm的范围内可调。
　　在计算过程中发现：当需要模拟的飞行高度较大时，为了增加流动损失必须减小网孔的尺寸，而网孔尺寸减小到一定程度后将在节流网孔中引起摩擦壅塞。 
表2　节流网压力损失计算方法误差分析

进口Ma数0.00.10.20.30.4
σi资料值
σi计算值
相对误差0.9547
0.9384
1.63%0.9511
0.9363
1.56%0.9408
0.9352
0.56%0.9328
0.9339
0.12%0.9234
0.9316
0.86%

　　本文利用上述计算方法对某型飞机进气道防尘网的总压恢复系数（σi）进行了计算，并将计算结果与该飞机进气道防尘网总压恢复系数的资料值进行对比，结果如表2所示。由对比结果可知，利用该方法计算气流流过节流网的压力损失具有良好的精度。
3　结　论
　　该方案便于实际应用，通过与某型飞机进气道防尘网总压恢复系数的实际数据比较，证明该方案的计算方法是合理、可行的。本文仅考虑了安装一层节流网的情况，因此扩大的试验包线十分有限。此外，安装节流网后对发动机喷管特性的影响以及雷诺数对发动机工作的影响等问题，有待进一步做深入的研究。
参　考　文　献
1　Henry J R,Wood C C,Wilbur S W.Summary of Subsonic Diffuser Data. NACA Report No.RML 56F05, 1956
2　R.Scherrer,Anderson W E.Preliminary Investigation of a Family of Diffusers Designed for Near Sonic Injet Velocities. NACA-TN-3668, 1956
3　左克罗 M J，霍夫曼 J D．气体动力学．北京：国防工业出版社，1984
（责任编辑　杨再荣）
1997年10月收稿；1998年3月收到修改稿。
*　*男　36岁　　副教授　西安空军工程学院机械工程系　710038
