一次使用的涡轮喷气发动机是战术飞弹可以选用的主推进系统。涡喷发动机有许多优点，如推力可随要求而变化、燃料利用率高、可观测性低、红外特徵小，并且符合钝感弹药要求。传统的安装方法是把涡喷发动机放在弹体的最后段由尾喷管轴向排气。然而未来的一些飞弹系统设计要求制导和控制设备放在弹体后段，因此主级发动机只能放在弹体中段。为与飞弹中段工作相适应，一种简单的方法是将发动机与分叉式皮托管进气道系统和分叉侧边排气系统做成整体。然而，这种安排对全飞弹系统设计和性能带来许多影响。为成功地研製出弹体中段安装涡喷发动机的飞弹，提出以下技术问题。

1)装在弹体中段的涡喷主发动机是否能在要求的各飞行条件下成功地工作；

2)涡喷发动机的安装性能是否能满足飞弹系统的要求；

3)侧边排气系统对弹体后段是否产生不好的热影响；

为全面论述这些问题，提出了一个综合试验计画，即在跨声速风洞中对涡喷发动机推进的战术飞弹全尺寸气动模型进行试验研究。

风洞试验模型是典型战术飞弹的高度精确的全尺寸模型。模型有4个弹翼和4个控制舵，弹翼和舵面均为矩形。弹翼直接装在弹体中段的涡喷主级发动机段。进气道和排气喷管成直线排列，两对进气道一排气喷管中的每一对环绕分布在一对弹翼之间。每个进气道入口位于弹翼前缘之前，排气喷管的出口平面位于弹翼后缘之后。控制舵与弹翼成直线排列。因此，每对尾喷管的名义方位是在一对舵面之间。飞弹依靠十字形弹翼飞行，进气道和排气喷管位于弹体两侧。飞弹可侧滑转弯飞行，机动转弯时，进气道保持水平姿态。

图1是模型横截面图，图中标出了弹体的一些主要尺寸(单位：cm)。图中还给出了飞弹模型几个部位的主要几何特徵。弹体为圆柱形，头锥为半球状。弹体主发动机段有几个凸出部位，最大弹径20.32cm，可容组涡喷发动机和安装弹翼。弹体另一重要特徵是用金属丝环几乎将整个弹体罩住，模拟的传动装置外罩在每个舵面下面。从图1可看出，进气道、排气管和金属环导致气动外形极不对称。

该风洞模型可安装两种不同的涡喷发动机，分别为WJll9和TJ一90涡喷发动机，它们都有各自的主发动机段。两种发动机的直径都是17.78cm、444.SN推力级、单转子涡喷发动机。每台发动机有自己的进气道和排气喷管。图2介绍了WJll9和TJ一90发动机。

风洞模型装在20.32cm跨音速风洞试验段的轴向臂式支架上。试验时，支架可在一定的正负角度範围内进行俯仰遥控调节，无需调整模型。为评估偏航角的影响，模型要滚动90°。为评估控制舵偏转影响，每个舵面能在一定转角範围内人工调节。

为能从模型获得表征战术飞弹性能的数据，用了3套不同的仪器设备，分别测量气动特性、热影响和发动机性能。气动测试仪主要由6分力天平构成，用来测量加到弹体的所有力和力矩。另外，每个舵面装有多分力天平以取得最大操纵力矩数据。热测试仪测量发动机排放的烟气对弹体后段的影响。弹体和舵面还装有许多热电偶和热流量计以获取详细的热数据。发动机测试仪用来监控发动机的功能并提供发动机性能数据。在发动机进气道和排气管上还装有热电偶和压力耙，以取得发动机转速和燃料流量数据。模型总共有72个测量通道。为使发动机实现并保持良好工作状态，一个基于个人计算机的控制系统负责採集主发动机各工作阶段的试验数据。

该研究对战术飞弹弹体中段装涡喷主发动机的安装性能进行了风洞试验评估。用两种特定的涡喷主发动机安装在弹体模型上，在更广的马赫数範围、不同的油门调节、各种飞行姿态、不同的舵偏角下，採用每台发动机的模型进行了有动力评估。两种主发动机在Ma=0.1~0.6，俯仰角±16°，偏航角±12°和各种油门调节(由慢车到最大状态)下良好的工作得到了验证。两种主发动机被验证有足够的安装推力维持飞弹在Ma=0.33~0.50内连续飞行。每台发动机被验证有极佳的燃油利用率：Ma=0.33时，R>14.1km/kg，Ma=0.50时，R>11.67m/kg。还对两种主发动机样机在Ma=0.33和0.50，俯仰和偏航机动飞行时主发动机排放烟气的热影响进行了评估。此外，在两种马赫数下，俯仰机动飞行时，用一组舵偏角(-16°，-12°和-8°)评估了WJ119发动机排出烟气的热影响。热影响评估结果表明：在所考虑的条件下,排出烟气不发生再附着，飞弹后段也未出现严重的加热问题，而且排出烟气和控制面的相互影响很小。除了最大的机动角外，羽烟和控制面间相互干扰极小。

评估计画结果表明：弹体中段安装涡喷发动机的技术问题得到验证，1)在要求的飞行条件下，两种主发动机工作获得成功；2)两种发动机安装性能可以满足飞弹系统的要求；3)发动机侧边排气系统对弹体后段没有坏的热影响。

还验证了战术飞弹弹体中段安装涡喷主发动机是一个可行的方案。两种独特的涡喷主发动机设计具有经实脸验证的性能和工作能力，并可直接用于战术飞弹系统。

我国没有专供螺桨试验的风洞以及驱动装置,也没有现有桨的试验性能数据。该试验是国内第一次进行大尺寸工程性螺桨模型风洞试验。模型桨直径达1.2m,为原型桨的0.31倍。试验最大转速2400r/min。我国自行设计的某型飞机,一直使用由苏制桨测绘仿製的产品。其轴功率为1718kW,与现用发动机功率1952kW不匹配。因而自行设计了改型桨。要求起飞/爬升效率比原桨提高5% ,巡航效率保持不变。经过了对原型桨及改型桨缩尺模型风洞内、外大量的气动性能试验,取得了全套数据。对比试验表明,螺桨起飞/爬升效率比原桨提高8.76% ,巡航效率提高1.67% ,地面静拉力增加13.8%。均超过了设计要求的指标。

试验所用风洞为闭式低速风洞,试验段长12m,横截面3m× 3m。风速从0m/s无级变速到100m/s。试验段流场纵静压梯度≈ 0,气流紊流度0.1%～ 0.3% ,纵向平均气流偏角<0.1°,边界层厚度130mm。

为了达到原型桨的功率係数,模型桨的驱动功率约需55.1kW。如採用常规的装在短舱模型内的直流电机,则国内目前尚无此小直径、大功率的产品。如採用普通电机装在风洞外用皮带轮驱动,则因该洞是钢结构闭口试验段,又限于周围空间无法随意改装。相关採用了已无空中寿命的航空发动机自行研製的冷气涡轮。其优点是输出功率大,在4016r/min时发出功率为180kW,其迎风面积小,可直接装在试验段内,且货源广、成本低;缺点是需要供气、噪声大。改装中重点解决了以下问题: (1)用推力平衡腔平衡三级涡轮向后的1500kg轴向推力。 (2)在螺桨与冷气轮之间加装了1.5m长的支承锥及传动轴,以减少驱动装置在风洞中的堵塞干扰及对测量截面的前传干扰。 (3)在支架两侧及底部铺设镀锌铁皮,以减少支架对风洞气流的干扰。此外,还为驱动装置配置了一套性能良好的调节系统。动力涡轮所需空气由一台4900kW的压缩机和6000m3的气罐供给。压力经减压阀后达8kg /cm2,经气动薄膜调节阀、紧急切断阀、稳压段后由软管进入发动机吹动涡轮旋转。

调节阀可使涡轮前压力稳定在需要的压力值,标準信号压力由减压阀供给。在主调节管路上并联了小调节阀作微调用。此系统可手调,也可自动调节,当涡轮前压力变化时,能自动改变阀门开度。经使用,该装置运转平稳、工作可靠、转速稳定、精度高(0.3% ),满足使用要求。

(1)螺桨模型风洞试验是我国第一次完成的大型、工程性对比试验。试验表明改型桨在起飞效率、巡航效率方面均优于原型桨。

(2)在缺少经验修正数据及标準桨的条件下,对比试验是一种比较可行的办法。其缺点是不能为飞机设计提供定量数据。

(3)用已无空中寿命的航空发动机改装成冷气涡轮,并配以良好的调节系统,其运转平稳、工作可靠、转速稳定,可作为今后螺旋模型试验的动力。

(4)採取的防干扰措施改善了流场品质,在整个试验过程中流场的动压波动量为3～ 5mm酒精柱(△动压/动压=0.3～ 0.5% ),在试验允许的範围内。