飛行中的推力分析

1、飛行中的推力分析安裝在發(fā)動機節(jié)上的應(yīng)變式傳感器直接應(yīng)用到機身測力（安裝節(jié)推力），因此，衡量一 個發(fā)動機，主要是凈推力而不是總推力。不幸的是，由于不論以何種方式計算推進力，凈推 力，正如它定義的那樣，并不總是與發(fā)動機安裝節(jié)上的應(yīng)用力，特別是在高速飛行時。為了 直接測量得到凈推力或總推力，考慮并將所有直接作用于發(fā)動機的重要的力計算在內(nèi)，因此， 將這些有直接價值的力合起來是需要的。圖17示出了，在F-15戰(zhàn)機中，作用在已安裝的發(fā) 動機上的一系列典型的力。假設(shè)這次試驗的目的是計算總推力，依據(jù)如圖17所示的力顯然需要幾個假設(shè)，因為有許多 力是不可估測的，或不能用ACTIVE項目儀表式的測量。例如，連接器

2、的阻力和飛機界面 摩擦力都是未知的，然而可以采取一些措施，以盡量減少其影響，使他們可以假定等于0 磅。特別地，提供機體與電機連接的電纜和管道的自由運動使連接器阻力最小化。F-15 ACTIVE飛機具有獨特的背帶系統(tǒng)，用于加固飛機密封在尾部的靜態(tài)結(jié)構(gòu)的噴氣口的鈦合金 襟翼。該系統(tǒng)被認(rèn)為是在設(shè)備和在本節(jié)后面討論的簡化總推力計算的環(huán)境壓力間提供一個均 衡的分布。沒有簡單的步驟可以用來確保消除入口密封反應(yīng)，但考慮縱向變形和熱膨脹的發(fā)動機， 密封件的設(shè)計應(yīng)適應(yīng)的最低限度為0.25英寸。在沒有其他辦法情況下，入口密封反應(yīng)因此 假定等于0磅。下面將要討論的，一些證據(jù)表明存在非常高的總推力的情況可能會導(dǎo)致不可

3、 忽視的入口密封反應(yīng)，但只有在最大（全增大）功率下飛行包線的一小部分。在使用的是飛機制造商的飛機發(fā)動機安裝效果模型的F-15飛機情況下，噴氣口阻力本 質(zhì)上是一種不可估測的通常計算力。安裝效果模型也計算諸如發(fā)動機引氣和馬力提取等變 量。然而，該模型提出了大型的計算增加了本身負(fù)擔(dān)，其使用與減少復(fù)雜性推力的計算的思 想，輸入測得的數(shù)據(jù)或在飛機上顯示實時數(shù)據(jù)的目標(biāo)是不相符的。為方便起見，噴氣口阻力是可以忽略的因素，因為在飛行包線上大部分情況是增強動力 的。然而，與在軍用（最大非擴張）功率和更小的噴氣口配置下，當(dāng)速度接近馬赫時噴氣 口阻力戲劇性地急劇上升。但是，隨著速度的增加，總推力也迅速上升，所以忽略

4、噴氣口阻 力的影響將以最小化的百分?jǐn)?shù)形式表現(xiàn)出來。使用此效果考慮，此分析中噴氣口阻力假定等 于到0磅。這種假設(shè)的影響將被“結(jié)果和討論”一節(jié)中詳細(xì)討論?？偼屏τ嬎闫溆嗖糠值牧κ遣豢珊雎缘?，然而，這些力信息都可以從F-15 ACTIVE飛機的使用儀 器數(shù)據(jù)流中計算出來的，因此，總推力現(xiàn)在將根據(jù)在發(fā)動機安裝節(jié)上的軸向力應(yīng)變計測量出 來?？偨Y(jié)如圖17所示的力和忽視這些上面部分中假設(shè)為零的力，下面的等式的結(jié)果：只皿心心I-JT其中Fgross是總推力，F(xiàn)mount是以發(fā)動機的軸向力測量計為基礎(chǔ)的壓力，F(xiàn)ram是發(fā)動 機進氣口平面沖擊阻力項引起發(fā)動機進氣流沖力，F(xiàn)face body為發(fā)動機的表面面阻力所造

5、成 的流動壓力，F(xiàn)body pressure是所得發(fā)動機尾部向前投影面積上的作用力并且包括周圍環(huán)境 壓力的影響和發(fā)動機托架的壓力。所有的力衡量單位都是磅。簡化的假設(shè)解釋過投影面積的入口面作用力和噴氣口的壓力相互抵消，發(fā)動機托架壓力 等于環(huán)境壓力。由于這一假設(shè)，表面和機體（環(huán)境）的壓力相互抵消，在F100系列發(fā)動機 中，Ainlet，暴露的發(fā)動機入口面橫截面面積等于951.0平方英寸。環(huán)境壓力P0，是可從飛 機數(shù)據(jù)流中得知的一種位置校正的測量值。發(fā)動機進氣口的靜態(tài)壓力P2，可從IDEEC計算 機中做一種生產(chǎn)輸出值，并是來自發(fā)動機的鼻錐探針的空間平均測量值。根據(jù)P0和P2現(xiàn)在是已知的，下面的等式可

6、以構(gòu)造：Jac pr&nure ttd了2睛心底其中入口的橫截面面積的測量單位是平方英寸，壓力計量單位當(dāng)然是磅/平方英寸。發(fā)動機進氣口平面沖擊阻力項，F(xiàn)ram，現(xiàn)在在式（1）右側(cè)仍舊是未知變量。這個變量 用真正的發(fā)動機入口質(zhì)量流量，單位為磅/秒與發(fā)動機入口面速度，英尺/秒為單位相乘計算（下式中所示），從IDEEC中使用輸出參數(shù)這兩個可以推導(dǎo)出如下圖所示的公式。WATn 乙F = =_=mm 32.17發(fā)動機質(zhì)量流量在IDEEC內(nèi)計算，因為在調(diào)度和穩(wěn)定性設(shè)計中發(fā)動機質(zhì)量流量是一個 重要參數(shù)。然而，發(fā)動機的質(zhì)量流量是來自IDEEC的在發(fā)動機校正格式配置中的輸出值，并且必須被轉(zhuǎn)換成真進口質(zhì)量流量是用

7、于該應(yīng)用。這轉(zhuǎn)換如下面的公式中所示:+459一&7、一心11(4518.7其中，WACC是IDEEC估計校正的質(zhì)量流量以磅/秒為單位測量，Pt2是IDEEC的估計 的發(fā)動機進氣道總壓，單位磅/平方英寸，當(dāng)然Tt2也是可從IDEEC中測得的發(fā)動機入口合 計溫度，單位是。F。最后，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)大氣計算以下兩個所示的動態(tài)關(guān)系方程。首先，七=七物商M在其中Vsonic是發(fā)動機入口聲速，單位英尺/秒，M2是傳入氣流的馬赫數(shù)。通過擴展 這些項和使用適當(dāng)?shù)臍怏w常數(shù)和用于空氣的比熱容比，以下方程可以導(dǎo)出：）7,0一?骨=12014 （ +45967） I *（6）其中發(fā)動機的入口平面的速度現(xiàn)在完全是用先前定義的項

8、表示。請注意，在式（6）和式（4）還有式（3）中，Tt2項取消。在式（1）中目前已知的所有項和總推力根據(jù)在發(fā)動機板上的直接測量都可以計算出來 的。請注意，凈推力可以很容易由所產(chǎn)生的總推力值減去從式（1）的的飛機進氣道平面沖 擊阻力得出。飛機入口平面沖擊阻力的計算由飛機發(fā)動機真實的質(zhì)量流量乘以速度得出。假設(shè)需要的輸入?yún)?shù)在飛機上的數(shù)據(jù)流都是現(xiàn)成的，在這種情況下，計算發(fā)動機進氣口 平面沖擊阻力和莊力就不是一個復(fù)雜的問題。使用一個數(shù)字發(fā)動機控制器中的生產(chǎn)數(shù)據(jù)流可 以因此避免昂貴的儀器要求，以便在測量的溫度和發(fā)動機的表面壓力中計算這些力項。基準(zhǔn)分析模型說明由Pratt &Whitney提供兩種解析模型

9、用于計算總推力以便為依據(jù)直接推力測量技術(shù)的 應(yīng)變計服務(wù)作為基準(zhǔn)。這些模型是飛行后的氣動熱力推力模型和內(nèi)建噴氣口控制器推力模型。飛行后的氣動熱力推力模型飛行后模型是F100-PW-229發(fā)動機的一種高精確度氣動熱力模型并設(shè)計供客戶使用。發(fā)動機的性能建模，發(fā)動機零部件地面測試數(shù)據(jù)，測得的發(fā)動機和飛機的飛行數(shù)據(jù)的組合允 許模型使用計算質(zhì)量流溫度方法準(zhǔn)確地計算出推力。測得的發(fā)動機參數(shù)的使用允許模型部分 補償發(fā)動機到發(fā)動機的性能變化。測量的自由氣流的高度和馬赫數(shù)，風(fēng)扇轉(zhuǎn)速，風(fēng)扇導(dǎo)向葉 片角度，渦輪放電總壓力，核心和加力燃燒室的燃料流的值用作分析模型的輸入值。自由氣 流的高度和馬赫數(shù)從飛行控制器得到，而其

10、余的參數(shù)分別從IDEEC得到。在某些任務(wù)，高 精確度，飛行試驗，體積燃料流量計是可能的并被用于代替IDEEC值。波音公司（原麥道公司航空航天）開發(fā)的F-15的安裝效果子項目，用于檢測對發(fā)動機 機身推力性能損害，包括馬力和引氣提取。合并后的發(fā)動機推力和安裝效果的建模過程是非 常計算密集型的，并且可以需要幾個小時在專用計算機上的工作站來處理單個命令。從這個 模型中根據(jù)飛行狀態(tài)和功率設(shè)定計算總推力的不確定性帶估計范圍從2%到4%。內(nèi)建噴氣口控制器推力模型F-15 ACTIVE飛機上在噴氣口控制器內(nèi)的總推力模型是被用來使用噴氣口來防止不安 全的矢量力。這種模型源自在上面的部分描述的飛行后模型，并且也采

11、用測得的數(shù)據(jù)作為輸 入。然而，這種模型使用簡化例程來提高執(zhí)行代碼的速度，允許其在實時應(yīng)用程序中使用， 但也增加了計算的不確定性。內(nèi)建模型使用了區(qū)域壓力推力計算方法，這減少了被要求用來計算總推力的輸入?yún)?shù)的 數(shù)量。從IDEEC衍生的噴氣口喉部區(qū)域和渦輪機排出的總壓力，伴隨著從飛行控制器中來 的，被用作輸入。因為用區(qū)域壓力推力計算方法去輸入測量誤差比質(zhì)量流量溫度法更趨 于敏感，所以輸入?yún)?shù)數(shù)量的減少進一步提高了與飛行后模型相關(guān)的總推力不確定性。這種模型的不確定性帶比飛行后模型更好：隨著發(fā)動機從一個平均的健康狀態(tài)脫離，錯 誤增量增長，因為內(nèi)建模型比飛行后模型更沒能力容納非標(biāo)稱發(fā)動機的運轉(zhuǎn)模式。由于內(nèi)

12、建 模型在限制實時的噴氣口矢量力的大小中起著至關(guān)重要的作用，ACTIVE項目的一個重要結(jié) 論已經(jīng)驗證了內(nèi)建噴氣口控制器推力模型駁斥了飛行后模型。分析約束和范圍這種分析的目的在于，在穩(wěn)態(tài)的飛機和發(fā)動機的運行中處理直接推力測量數(shù)據(jù)，這樣做 的目的是，盡量減少比較對僅僅被設(shè)計為準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)發(fā)動機運轉(zhuǎn)的參考模型運用直接推力測量技 術(shù)時的不確定性。此外，雖然應(yīng)變計信號調(diào)節(jié)過程一直被設(shè)計用來適應(yīng)飛機的操縱和噴氣口 向量力，這些力對發(fā)動機安裝軸向力的讀數(shù)的影響在整個飛行包線中仍舊被量化并仍然尚未 充分的理解，如前面所討論的。其結(jié)果是，對正常飛機加速大于2g和小于0g，橫向加速度大于0.1g的，飛機的俯仰率 大于2

13、.5度/秒，橫擺率大于2度/秒，側(cè)傾率大于6度/秒，槳距角大于10，側(cè)傾角大于 20，爬升率大于50英尺/秒的數(shù)據(jù)進行過濾以消除任意次數(shù)的削減。對任何快速的喉道位 置變化超過5，持續(xù)6秒的這些數(shù)據(jù)也將被過濾。所有噴氣口引導(dǎo)或非標(biāo)稱出口區(qū)域調(diào)節(jié) 期間收集的推力數(shù)據(jù)通過過濾也被排除在外。這種分析集中在兩個功率設(shè)置，軍用和最大功率，這主要是因為在整個Active飛行包 線內(nèi)在這兩種功率設(shè)置下大數(shù)據(jù)量是可能的，因為在軍用和最大功率下參考模型被認(rèn)為是最 準(zhǔn)確的。在1996年的超過8個月期間的十三項任務(wù)被選擇是因為這些任務(wù)完全覆蓋飛行包 線，并提供了從低到高馬赫數(shù)豐富的穩(wěn)定的發(fā)動機數(shù)據(jù)。對這些任務(wù)完整的分

14、析并根據(jù)在上 面的約束對他們的數(shù)據(jù)進行過濾。其結(jié)果是一個數(shù)據(jù)在軍用功率基礎(chǔ)上進行3822次和在最 大功率下進行1420次。用直接推力測量方法得到的值和來自參考模型的每次數(shù)據(jù)切割的輸出值之間的差異被 計算出來。在每個功率設(shè)置下將所有飛機的數(shù)據(jù)合并然后基于馬赫數(shù)和高度區(qū)段排序，每一 個區(qū)段橫跨5000英尺，0.1馬赫。然后將每個區(qū)段內(nèi)的每個參數(shù)數(shù)據(jù)分別平均。在軍用功率 下，52個馬赫-高度區(qū)段結(jié)果，在最大功率下，產(chǎn)生58個區(qū)段結(jié)果。在“結(jié)果與討論”一 節(jié)可以看到在整個飛行包線內(nèi)在馬赫-高度區(qū)段大范圍的數(shù)據(jù)。絕對數(shù)據(jù)大規(guī)模的引用被刪 除來保護的信息的專有權(quán)。結(jié)果與討論圖18示出采用直接計算推力測量技

15、術(shù)軍用功率總推力和由飛行后模型計算的總推力之 間的百分比差異。所不同的是繪制的是代表性的海拔高度：10,000英尺，20000英尺，30000 英尺，和45,000英尺的馬赫數(shù)的函數(shù)，百分比差額范圍從約1 %至12%，這取決于飛行條 件。在給定高度，當(dāng)亞音速增加時差異的傾向減少。馬赫1.0之前這一趨勢逆轉(zhuǎn)，馬赫1.0 附近達(dá)到差異峰值，然后隨速度增加再次減少。對于所有軍用功率點平均百分比差異是 4.2%。圖19示出了如圖18所示的類似的數(shù)據(jù)安排，不同的是現(xiàn)在功率設(shè)定為最大。在這種情 況下，百分比差異范圍約在2%和13%之間。在馬赫1附近看到的局部峰值百分比差異在軍用功率下不如在最大功率下清楚;

16、然而，在一個海拔45000英尺，最大速度為2.0馬赫情況下， 強下降的趨勢是明顯的。在3萬英尺的高空，百分比的差異相對穩(wěn)定直到速度增加到最大 1.7馬赫，超出這個范圍的百分比差異會急劇上升并持續(xù)這樣直到達(dá)到2.0馬赫。對于所有 的最大功率點平均百分比差異為3.8%。AiEiCUde1CI.M0 ftM.MO ft.Jd.ODO ft2.4.6J6 U1.41 而 L8 Z.OWath number-igjiic 18. Percent difference in gross thrust bctuccn -dLrcct th ms I -mc-i Eurcmmt technique and p

17、ostflight model mw a iincti-on of flight condition; military power.AlLtude-e- ewcH好gftMach nuimberigurc 19. Kercent difference in gross thrust between direct thrust-mcasurcnicnt technique and postflight made I a inction ofliighl condition; maximmm power.圖20顯示了直接推力測量技術(shù)和飛行模型在軍用功率上總推力的絕對差異。這種差異 在0.8馬赫將

18、會發(fā)生急劇變化，并且當(dāng)海拔達(dá)到10000英尺和30000英尺時，變化更快。（沒 有超過20000英尺，0.8馬赫的數(shù)據(jù)）。在給定飛行條件，一般軍用功率下的噴氣口阻力比最大功率時要高得多。它們之間的差 異在飛行包線的右側(cè)下游會顯著增長。電腦模型表明，在最高的動態(tài)壓力下噴氣口阻力可以超過1000磅力。在這些飛行條件下,隨著大型的飛機外側(cè)的發(fā)散部分尾跡的角度與咽喉區(qū)域 結(jié)合創(chuàng)造一個向前作用力分力，最大功率狀態(tài)下的噴氣口阻力實際上逆轉(zhuǎn)至0磅。在軍用功 率下如果這些建模的噴氣口阻力值包含在方程1中，那么在給定高度上超音速曲線往往與亞 音速更容易匹配。無論如何,在方程1中，噴氣口阻力的排除所引起的額外誤差

19、不會導(dǎo)致一 個相應(yīng)的大差異百分比（可以見圖18）因為隨著速度的增加，總推力也是如此。圖20顯示了直接推力測量技術(shù)和飛行模型在最大功率上總推力的絕對差異。在這里 這種差異往往是比較穩(wěn)定,但是在1.8馬赫，和一個海拔30000英尺處時，隨著馬赫數(shù)的增加， 這種差異會發(fā)生很顯著的變化。這種情況也能在圖19的飛行包線的相同部分中看到。數(shù)據(jù) 上這突然的振蕩出現(xiàn)在f - 15活躍飛行包線最高的動態(tài)壓力部分，在這個位置總推力是最高， 同時發(fā)動機熱力狀況是最嚴(yán)重的。一個可能原因是較高的總推力結(jié)合了發(fā)動機最大化的熱 力延長并因此使得進氣道的J凸緣與K密封接口相平。隨著一個新的無法量化的負(fù)載路徑 的發(fā)展，發(fā)動機安

20、裝節(jié)負(fù)載減少，直接推力測量技術(shù)和飛行模型的差異隨著速度增長而增加。如圖18和19,這兩種技術(shù)之間的差異在高海拔30000英尺和45000英尺時偏高，但在低 馬赫數(shù)條件下，卻是較低。正如圖20和21顯示，當(dāng)與其他飛行條件相比時，絕對差異在這 些條件下并不突出。隨著飛行包線的左上角逐漸接近，總推力也會漸漸增加，所以差異百分 比的反應(yīng)是放大的。AJltlturieDifferencesIbf1 MO a ft -O - 20,000 ft T 30,000 fL f 45,000 ftIS 1.8Figure 20. Absolute difTcrcncc in gross thrust betwe

21、en, direct thmst-mcasupcmcnt technique and postflight model as a function of flight corudition: mi litary power.IbfAltitude -10,000 ft -Q , 20,000 ft -T- Sfl.MOft 7- 45.000 ftMaeh num bar氣泡圖上在圖22和23的馬赫數(shù)-高度交叉線上分別顯示軍用和最大功率的百分比差異， 在圖24和25,分別顯示軍用和最大功率下的絕對差異。F-15 ACTIVE飛機的飛行包線的概 要也顯示在每幅圖以供參考。而為了圖18至21在選定

22、的海拔高度顯示數(shù)據(jù)的趨勢清晰起見， 圖22至圖25顯示馬赫-海拔平均數(shù)據(jù)和有質(zhì)量地顯示全飛行包線內(nèi)的數(shù)據(jù)趨勢。每個氣泡的大小是直接正比于它的值，并不同圖表中保持這個比例。特別值得注意的是， 在飛行包線的上部左角的高的百分比差異，下部右側(cè)邊緣的大的絕對差異的包絡(luò)線，兩個都 是前面所討論的。請注意在每個功率設(shè)置下絕對值和百分比間非常小的差異，起飛滑跑接近 海平面時一些數(shù)據(jù)點的氣泡不能被看到是因為氣泡小于飛行包線邊界的寬度。圖26示出在最大功率下從0.75馬赫加速到1.95馬赫，在軍用功率下隨后的減速時在海 拔約30,000英尺時總推力隨馬赫數(shù)變化。直接推力測量技術(shù)，飛行后模型，內(nèi)建模型示出 總推力

23、。減速過程中在小于1.3馬赫的速度時，相比軍用功率發(fā)動機更接近空轉(zhuǎn)功率。這個 特殊的例子依據(jù)數(shù)據(jù)說明了在直接測量技術(shù)和飛行后模型之間最大的絕對差異，它發(fā)生在最 大功率，速度為馬赫1.95，海拔32,000英尺時。這種差異正如之前討論的可能是入口密封 反應(yīng)的結(jié)果。盡管這種差異，直接推力測量技術(shù)和兩款模型間在圖中擬合度很高，尤其是考 慮到飛機和發(fā)動機操作環(huán)境下數(shù)據(jù)跨度巨大。需要注意的是在加速過程中最大速度約1.6馬赫時直接推力測量技術(shù)與內(nèi)建模型顯示出 非常的一致。事實上，在整個飛行包線上一般來講，內(nèi)建的模型比飛行后模型更傾向于緊密 地與直接推力測量技術(shù)聯(lián)系在一起。直接推力測量技術(shù)和內(nèi)建模型之間的平

24、均百分比差值在 所有軍用功率點為2.2%和最大功率點為1.2%。90.000D L2 .4.6.31.01.2141.G LIE N.DMadi numlwr瓶皿Figure 22. Ke loti vc chaojc in percent ditiercnec in rosE thru 引 between direct thml-mcasuircmcnt icchn tque amd postflight mncfel hk a function of flighT ersndirinn： Eilitwry power.Figure W3. Rrlatit e chruige in pcrc

25、eE difference in giesg thnisl between, direct ihrust-measLiTcmcnt techniquE md piKiflight jbluIi* gof Eumliiijiifi:町idiMimiiE. puuer.4壇顧幽技瞄羽qg理如此顧JMaeh numberFigure 24- RtfaLivc cliai定e in ubisoluk diflmriEe in gruss iIljuL between diTU-t LhnEit-nita&LirancjiL lojbiiiquc and plsmII泡Hl TiiodEla Rinct

26、iirn of flinhl cndEliur: niilitani- niwra-.50.000 4泉&3。-40.000 3&0M 30,0Q 面tltM自 _ 25.000 20.000 15?M0 1Q0M5:0 I|IdboluLe diflferciitc in gruss tlirusl between direct thrui-iciisiirt:ii9rkL LchibiqiJE jbd uf flighL Eiidiliun; 口1 瘁imuni puwer.Figure 25- Relative 匚liii口呂匚 in pcislftigbi mudt;心 a iucic

27、LiunPcslfllght modelOnboard model Direct measure iinentWadi numberFigure 26 (hiuM clcuhLiun iiiciliud cumpairiufi fbi 的 maximinn-powrr accek；國Lion atxl niLlitsdry-puwci dccclcralioo al an altitude of iprosimatcly 30,00*0 rt.基于應(yīng)變計的低噪聲特性的方法在這張圖中也很明顯。事實上，直接推力測量技術(shù)測得 的標(biāo)準(zhǔn)差的往往一樣或甚至略好于穩(wěn)定的飛行條件下在整個飛行包線內(nèi)的分析方法。

28、表2示出從兩種分析方法中得出的直接推力測量值的偏差和標(biāo)準(zhǔn)差的結(jié)果。從表中數(shù)據(jù) 得知，在同樣的功率設(shè)置下絕大多數(shù)的直接推力測量的數(shù)據(jù)顯然低于飛行后模型。這偏離目 前正在調(diào)查，雖然明顯的潛在原因包括：沒有計算的次要力和飛行后模型輸入數(shù)據(jù)的偏差。 后者被認(rèn)為是可能是因為直接推力數(shù)據(jù)分布較內(nèi)建模型的結(jié)果更為平均分散，如表所示。在給定的高度隨著風(fēng)速的增加，發(fā)動機壓差阻力（等式2）在約馬赫0.6發(fā)生反轉(zhuǎn)從實 際上增加凈推力的吸力到隨馬赫數(shù)呈指數(shù)增長的真正的阻力。在2.0馬赫，高度30000英尺時，發(fā)動機壓差阻力約為最大功率時總推力值的50%;這一比例在軍用功率時甚至更大。隨 著總推力的百分比變化的發(fā)動機表

29、面沖擊阻力比在整個飛行包線內(nèi)的發(fā)動機壓差阻力更為 緩慢漸進，隨馬赫數(shù)略有下降，但總推力值仍然平均約為軍用功率下的30%，最大功率下 的 14%。這些結(jié)果定性暗示出由式（1）中的直接推力測量技術(shù)計算的總推力值將對沖擊阻力和 壓力項中的重大錯誤敏感，特別是在高速飛行時。應(yīng)注意將這些力考慮在內(nèi)。Tabl已 2. Percent bias ar.d standard deviation of the dir-cct: thrust- measurernent method relative to the two ana jtical methods.; nniltaryr imd maximuim p

30、ower.Pgtflight model Onboard modtlPower AttingData pcii ms analyzedStandard deviationBin;gt 邸 dnni deviationMilitary3S22-4.223.61-2.244.I4M 航 5口5M20戲I2.44+ I.I62.H結(jié)語以應(yīng)變計為基礎(chǔ)進行總推力計算的直接推力測量技術(shù)適用于由兩個F100-PW-229發(fā)動 機提供動力的NASA的F-15先進（ACTIVE）飛機。結(jié)果是橫跨8個月的周期的13個任務(wù) 中在準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)條件下的在整個飛行包線內(nèi)收集的數(shù)據(jù)。對以上5200次的數(shù)據(jù)進行處理產(chǎn)生在 這份報告

31、中，代表的馬赫數(shù)范圍從0.0到2.0，從近海平面高度到高于45000英尺分別在軍 用和最大功率情況下進行了研究。在這份報告中描述的應(yīng)變計校準(zhǔn)進程被用來開發(fā)支持的ACTIVE項目。這個過程已經(jīng) 建立起測量發(fā)動機主安裝節(jié)的負(fù)載和提取在安裝節(jié)上軸向推力的可行性。該方法已改進并受 益于四種不同的地面試驗：剪切設(shè)備載荷，飛機庫測試（發(fā)動機不安裝），熱測試，和結(jié)合 系統(tǒng)測試（發(fā)動機安裝并投入運行）。加強對每一步結(jié)果的理解和最大限度地減少每個可能 錯誤的誤差源。進行檢測和校準(zhǔn)引腳的方法呈現(xiàn)出一定的挑戰(zhàn)，但也提供了一些獨特的優(yōu)勢 和選項：無論是在飛機有或沒有負(fù)載的標(biāo)準(zhǔn)引腳都是易控制的，這些引腳很容易地在烤爐中

32、 進行熱測試。此外，在另一架飛機安裝或測試引腳是對這種方法的選擇獨特的支持。另一個重要的優(yōu)勢是對發(fā)動機力反應(yīng)直接攔截。對計量器的響應(yīng)由其他力誘導(dǎo)的應(yīng)變沒 有顧慮存在。在預(yù)計可能出現(xiàn)的問題中，沒有問題被證明是明顯不利于推力測量過程。然而， 發(fā)動機安裝夾緊靈活性和由此產(chǎn)生的間隙的影響沒有預(yù)料到，并加劇了某些否則將有輕微或 不存在的問題。修訂校準(zhǔn)方程是必要最小化十字軸的錯誤和改善主要力的計算。所有的數(shù)據(jù)考慮在內(nèi)，使用直接測量技術(shù)計算的總推力結(jié)果不同，從飛行后氣動熱力模 型得到在軍用功率下平均為4.2%和在最大功率時平均為3.8%。相比對噴氣口內(nèi)的內(nèi)建總推 力模型控制器，在最大功率時差異平均為2.2%

33、，在軍用功率下為1.2%。局部峰值發(fā)生在軍 用功率馬赫數(shù)約為1.0時，當(dāng)速度增加時百分比差異往往減少。百分比差異在飛行包線左上 部最大總推力值小，百分比絕對差的影響被放大。在噴氣口內(nèi)發(fā)動機進氣口平面沖擊阻力，發(fā)動機進氣口平面壓差阻力和環(huán)境壓力這些只 是包括將發(fā)動機安裝節(jié)應(yīng)變計測量得到總推力這個過程中的輔助力。這三種力用數(shù)字式飛機 和發(fā)動機現(xiàn)成控制器的數(shù)據(jù)總線方式簡單的使用信息計算出來。事實上，直接使用發(fā)動機控 制器的輸出消除了昂貴的額外的飛行測試儀表需要。發(fā)動機的壓力隨著速度呈指數(shù)上升，在2.0馬赫時可以超過總推力值的50%。該發(fā)動機 的沖擊阻力平均占軍用功率總推力的30%的和最大功率時的14%。這些大值的百分比表示 他們在直接推力測量技術(shù)精確計算總推力的重要作用，在計算這些力時必須小心。其他次要力被假定為等于0磅，因為他們不能輕易量化和他們的的影響在這次應(yīng)用中被 認(rèn)為是最小的。這些次要力，包括連接力和進口密封反應(yīng)。噴氣口阻力，一個非零的輔助力， 不包括在分析中，主要因為計算它需要大量的計算負(fù)