f／a—18a飛機進氣道／發(fā)動機相容性飛行試驗結(jié)果

1、F ／ n — l8 A 飛機進氣道／ 發(fā)動機相 容性 飛 行 試 驗 結(jié) 果 擅墨 ：美 國 海 軍對 在 I／ A— L 8 A戰(zhàn) 斗機 全尺 寸 研 儔 吐 計 劃 中得 到 的 進 氣 道 ／ 發(fā) 動 機 粗容性 飛行試驗 結(jié)果進行 了評定。對所有亞 音速 和超 音速 臨界機動 飛行狀態(tài)進行 了 飛行 試驗 ，重點放 在飛機 的主要 戰(zhàn)斗機動飛行區(qū)域 。本文介紹 了飛行試驗 中 用 于 鑒定進氣 逋／ 發(fā) 動機相容性 的測試儀器

2、的設(shè) 計和評定方法 。測 量進 氣道 氣流畸變 的 測 壓耙值于發(fā) 動機帽 罩前 4英寸， 有 4 O對 高響應(yīng)和低響應(yīng)測 頭 ，共有 8支耙臂，5個環(huán)面 。 采甩畸變模擬計算機來 篩選 所記 錄的大量高響應(yīng)畸變數(shù)據(jù) ， 供 以后對選 擇 的 畸變 峰 值 區(qū)進 行 數(shù) 字 化 處 理 動 態(tài) 畸 變 數(shù) 據(jù)及 其 圖 譜 表 明 ， 進 氣 道 氣 流畸 變 隨 著迎 角和側(cè) 滑角 的增犬而 增大 。在 裝有測試儀器的 飛機上， 測量

3、 了 劇機 動飛行狀 態(tài) 下的動態(tài)進 氣道 氣流 畸變 。所 有畸變點都落在 發(fā) 動機 畸變 試驗 邊界之內(nèi)。在 大大 超 出設(shè) 計 包 線 的亞 音 速 機 動 飛行 范 圍 內(nèi)， 固定 油 門 和變 油 門 相 容 眭試 驗 都 未 出現(xiàn) 發(fā) 動機 喘振。進氣道氣流畸變 壩 l 量 的最大迎 角和側(cè) 精角分別是6 5 。 和2 , 3 。 ，試驗表 明發(fā) 動機 的工 作 是 令 人 滿 意 的。 在 裝 有 壩 l 試儀 器 的 飛

4、 機 上 ， 當(dāng) 油 門 急 劇 瞬 變 時 (最 大 一 慢 車一最大抖 動 )，證 明了在大 大超 出變 油門設(shè)計 包線的亞 音速 機動飛行 范圍 內(nèi) 進 氣 道 和 發(fā) 動 機 也 是 相 容 的。 超音 速機 動 飛 行 時 ， 進 氣 遭 的動 態(tài) 畸 變很 小 ，商 且 完 全在 發(fā) 動 目 L 畸 變 試 驗 邊界 之 內(nèi) 。美 國海軍的F ／ A一 1 8 A “ 大黃 蜂 戰(zhàn)斗機是 安克唐 納 · 道 格拉斯

5、／ 諾斯羅 普公 司生產(chǎn) 的 。該機裝用 兩臺通用 電氣公司的F 4 0 4 一 GE一 4 O O 渦輪 風(fēng)扇發(fā)動機。F ／ A一 1 8 A飛機的高機 動性 要 求進氣 遭和發(fā)動機在 迎角和捌滑 角很大時都要相容 。飛機急劇機動 飛行 會在發(fā)動機進 口產(chǎn)生 大的動 態(tài)畸 變， 雖然動態(tài)畸變僅持續(xù)幾毫秒 (即轉(zhuǎn) 于轉(zhuǎn)一轉(zhuǎn)的時間 )，但 卻能 嚴重地影 響發(fā) 動機 的穩(wěn)定性 。凋此，為 了評定進氣道／ 發(fā) 動機 相容性 ，在 飛行試驗計

6、 劃中需要采集和分 析 高響應(yīng)進氣遭數(shù) 據(jù)?！瘻y壓 耙的結(jié) 構(gòu)和安 裝位置 由飛機制造廠和發(fā)動機制造廠協(xié)商確定 ， 以保證進 氣道和發(fā) 動 機研制計劃中測壓耙的通用性 ( 測壓耙的通用性可消除相容性分析中的若干未知因素 ) 。數(shù)據(jù)采集 和處理系 統(tǒng) 與F一 1 5 計劃 中所 使用 過 的系統(tǒng)類似，用畸變模擬計算帆柒編 輯 記 錄 的大量 高響應(yīng)畸 變數(shù) 據(jù)，供 以后在選擇 的峰值 醫(yī)進行數(shù)字化處理。· 3 5 ·維

7、普資訊 http://www.cqvip.com · 高響應(yīng)傳感器的更換——在進氣道測壓耙及發(fā)動機已裝好的情況下應(yīng)髓舞按餅有_ 的高 嘀應(yīng) 傳 感 器 。’·低響應(yīng) 傳 感器 的更換一 在測壓耙 已裝上 飛機而 發(fā)動機 已拆下 的情 況下 可更換所 有 的 低 嘀應(yīng) 傳 感 器 。傳 盛 暑 的 量 程 和 環(huán) 境 蠢 件 ·壓力 范恩：2 ～3 2 磅／ 英 寸 ( 絕對 )·溫 度 范 圍

8、；6 5 ~2 5 0 。 F· 頻 率 響應(yīng) ： 0 ~ I O 0 O Hz· 錘 擊波——傳感器應(yīng)能承受 可能 出現(xiàn)的發(fā)動機喘振 引起 的錘 擊波超壓。·系統(tǒng)精 度 2 a( 以百分 比讀數(shù)表 示 )① 2磅／ 英 寸 ( 絕對 ) ——3 ． 2，◎ 5磅 ／ 英寸 ( 絕對 ) —— 1 ． 3 ％，③ 3 2 磅 ， 英寸 ( 絕對 ) —1 ． 0，數(shù) 據(jù) 采 集 系統(tǒng) ·

9、低 響應(yīng) 數(shù) 撼 — — 采用 機 載 脈 碼 調(diào) 制 系 統(tǒng) 記 錄 ， 每 秒采 樣 l 0 淡 。· 高響應(yīng)數(shù)據(jù) 一 采 用 機載 窄帶頻率調(diào)制系統(tǒng)進行精確 時間相關(guān)的連 續(xù)記錄。 -用來測量發(fā)動機進口畸變的進氣道測壓耙有8 支耙臂和4 0 對低響應(yīng)和高響應(yīng)測頭，這4 0對 測頭均布在 5個等環(huán) 面上 。耙臂 是等 間距 的，為 了減少在 飛機上 安裝 的困難，各耙臂相對 于上 對稱中心線逆 時針偏轉(zhuǎn) 了9 。 。每

10、支 耙臂 上有 5個雙管壓力測頭，并通l 過安裝扳用 4個 緊 固 件與 進氣道壁 面相連。 耙臂 前緣有翼 形前 罩， 安裝高耐 畦傳感器時可1 三 l 耙它拆掉a每支耙臂酌后 部緊貼 進氣遭壁面 向后延伸 封發(fā) 動機進 口，可作為測頭導(dǎo)管和導(dǎo)線進入發(fā)動機艙的 通 路 。測 量 截 面 位 于發(fā) 動 機 帽 罩 前 4英 寸 處 (如 圖 1所示 ) 。 JO 4 “ 測量 點上 分別 都有 一個低響應(yīng) 測 和 一 個高響應(yīng)測 頭，低

11、 響應(yīng) 攖 I 頭位于 5個等環(huán)面積的 中心， 各商響應(yīng)測頭與對應(yīng)的低 響 應(yīng) 測 頭 相 距 0 ． 3 0 4 英 寸。測量截面在耙 體是大截 面上游4 ． 8 倍弦 厚的地方，以使耙體對測量數(shù)據(jù)的影嘀盡量減小。為 了在 飛 機 的 整個 工作 壓力 和 溫 度 范 圍 內(nèi)滿 足 精 度和頻率要 求，對F一 1 5 飛機進氣道 測壓 耙 的 雙 管 低 響應(yīng) 和高響應(yīng) 測頭結(jié)構(gòu)作 了改進 。1 0 0 0Hz的 平坦顫響特性要求

12、高響應(yīng)傳 感器安裝在進氣道 網(wǎng)壓 耙臂上 。耙臂所 承受的極 限溫 度能使高響應(yīng)傳感 器 的信 號產(chǎn)生 很大的誤 差， 。 其 中大部 分是傳 感器的零 點 溫 度 漂 移 。 高 通 濾 渡 器 可 以消 除 高 響 應(yīng) 數(shù) 據(jù) 的 零 藻 誤差。因此，設(shè)忤高響應(yīng)傳 感器時要 保證 在整個 溫 度范圍 內(nèi)傳感器靈敏度 的變化都 最小 。低響應(yīng) 傳 感 器安 裝在 溫 度 控 制 盒 里 ， 以便 穩(wěn) 態(tài)數(shù) 據(jù) 中 因溫 度 I圖 1典