車杰先，葉巍，孫海濤，康涌，高杰

(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

全尺寸埋入式進(jìn)氣道地面特性試驗(yàn)

車杰先，葉巍，孫海濤，康涌，高杰

(中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院，四川成都610500)

采用在進(jìn)氣道出口連續(xù)抽氣的方法，在地面靜止?fàn)顟B(tài)(俯仰角α=0°，偏航角β=0°)下試驗(yàn)研究全尺寸埋入式進(jìn)氣道的氣動(dòng)特性。首先介紹了試驗(yàn)方法，給出了出口總壓分布圖譜，然后對(duì)進(jìn)氣道流量和畸變特性進(jìn)行了分析。結(jié)果表明：試驗(yàn)設(shè)計(jì)合理，準(zhǔn)確校準(zhǔn)了進(jìn)氣道出口流量；地面靜止?fàn)顟B(tài)下進(jìn)氣道性能良好，總壓恢復(fù)系數(shù)隨流量的增大而減小，周向畸變指數(shù)、紊流度和綜合畸變指數(shù)則隨出口馬赫數(shù)的增加而增加。

全尺寸埋入式進(jìn)氣道；抽吸作用；流場(chǎng)畸變；流量校準(zhǔn)；總壓恢復(fù)；氣動(dòng)特性

1 引言

現(xiàn)代飛行器的發(fā)展方向主要有兩個(gè)：一是要求具有更高的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能，即高速性、高機(jī)動(dòng)性和低空突防能力等；二是要求提高飛行器在戰(zhàn)場(chǎng)上的自身生存能力，即隱身能力。埋入式進(jìn)氣道能有效減少雷達(dá)散射面積，具有優(yōu)越的隱身性而備受重視[1]。

然而，埋入式進(jìn)氣道在實(shí)際應(yīng)用中存在諸多挑戰(zhàn)，如總壓恢復(fù)系數(shù)較低、流場(chǎng)畸變強(qiáng)度大等。目前，國(guó)內(nèi)外關(guān)于埋入式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)及氣動(dòng)特性的研究成果公開(kāi)發(fā)表的較少。文獻(xiàn)[2]列舉了已成功使用在美國(guó)ACM巡航導(dǎo)彈上的埋入式進(jìn)氣道。翁培奮[3]設(shè)計(jì)了二元埋入式進(jìn)氣道，但進(jìn)氣道總壓恢復(fù)較低，且不能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的流量要求。因此有必要深入研究埋入式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法和氣動(dòng)特性。

進(jìn)氣道試驗(yàn)中，受條件限制及為降低試驗(yàn)成本，一般模型比例較小，但模型比例、雷諾數(shù)和設(shè)備形式均能引起許多數(shù)據(jù)誤差。亞聲速進(jìn)氣道試驗(yàn)證明：由于安裝在飛機(jī)上發(fā)動(dòng)機(jī)的抽吸作用及風(fēng)洞與飛行中雷諾數(shù)的差別等，飛行中發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣畸變與縮尺模型所測(cè)畸變有明顯差別，發(fā)動(dòng)機(jī)的抽吸作用會(huì)大大降低氣流分離引起的畸變[4]。因此，開(kāi)展全尺寸進(jìn)氣道模型試驗(yàn)，進(jìn)行氣動(dòng)特性研究非常有必要。

本文提出了一種全尺寸埋入式進(jìn)氣道的試驗(yàn)方法，通過(guò)在地面抽吸狀態(tài)下，研究了全尺寸埋入式進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能，給出了進(jìn)氣道總壓恢復(fù)隨出口馬赫數(shù)(Ma)的變化特性、流量特性、畸變特性和流場(chǎng)畸變圖譜，校準(zhǔn)了進(jìn)氣道出口AIP界面測(cè)量流量，也為進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性試驗(yàn)提供了數(shù)據(jù)支持。

2 試驗(yàn)件與設(shè)備

2.1 試驗(yàn)件

圖1為埋入式進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭D。模型主要包括進(jìn)氣道、發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)接法蘭盤和一段機(jī)體蒙皮，蒙皮最前端距離進(jìn)氣道進(jìn)口的距離為進(jìn)氣道進(jìn)口寬度的三倍左右，進(jìn)氣道中流道表面有兩排各3片擾流片，進(jìn)氣道試驗(yàn)件總長(zhǎng)約1 500 mm，寬約560 mm。

圖1 埋入式進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭DFig.1 Schematic view of submerged inlet model

2.2 測(cè)試方法

進(jìn)氣道出口有一段長(zhǎng)約80 mm的測(cè)量段，在AIP界面測(cè)試參數(shù)主要包括試驗(yàn)件出口總壓(8耙×5點(diǎn)，測(cè)點(diǎn)位于等環(huán)面積中心)、靜壓(8點(diǎn)周向均布)和脈動(dòng)壓力(測(cè)點(diǎn)距壁面0.9倍流道半徑處，8點(diǎn)周向均布)。壓力測(cè)量采用電子掃描閥、經(jīng)A/D轉(zhuǎn)換器輸入計(jì)算機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，測(cè)量值誤差不超過(guò)±0.05%。動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量采用帶半無(wú)限長(zhǎng)管的受感部，以消除引氣管路中駐波的影響，采樣率為10 kHz，低通濾波截止頻率為1 kHz。所有測(cè)量耙的阻塞比小于5%，具體測(cè)點(diǎn)布局見(jiàn)圖2。

圖2 測(cè)點(diǎn)安裝布局圖Fig.2 The layout of measuring points

2.3 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)在小型高空模擬試驗(yàn)設(shè)備進(jìn)行，試驗(yàn)設(shè)備及模型見(jiàn)圖3。為滿足發(fā)動(dòng)機(jī)流量要求，及更好地模擬進(jìn)氣道后發(fā)動(dòng)機(jī)的抽吸作用，試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎迷谶M(jìn)氣道出口抽氣的方法建立試驗(yàn)所需狀態(tài)；抽氣機(jī)組可長(zhǎng)時(shí)間連續(xù)工作?？紤]到艙內(nèi)壁面雜物對(duì)流場(chǎng)的影響，進(jìn)氣道采用進(jìn)口面朝上安裝(俯仰角α=0°，偏航角β=0°)。艙前由聲速噴嘴測(cè)量流量(精度0.25%)，艙后排氣段與抽氣總管相連。

圖3 試驗(yàn)設(shè)備及試驗(yàn)件安裝示意圖Fig.3 Inlet model in wind tunnel

3 試驗(yàn)方法

試驗(yàn)分標(biāo)定流量和測(cè)量進(jìn)氣道特性兩部分內(nèi)容。

(1)標(biāo)定流量。標(biāo)定流量時(shí)試驗(yàn)件安裝在高空艙內(nèi)，采用試驗(yàn)件上游供氣、下游抽氣的方法，保證艙內(nèi)環(huán)境與當(dāng)?shù)卮髿猸h(huán)境相同。對(duì)進(jìn)氣道按最大流量的30%～110%(間隔10%)由低到高進(jìn)行校準(zhǔn)，比對(duì)進(jìn)口聲速噴嘴和進(jìn)氣道出口AIP界面所測(cè)總、靜壓，計(jì)算所得流量，得出流量修正系數(shù)。

(2)進(jìn)氣道特性。試驗(yàn)時(shí)打開(kāi)高空艙進(jìn)氣閥門，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕嫌喂艿莱ㄩ_(kāi)，出口抽氣，以保證與進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性試驗(yàn)中進(jìn)氣道狀態(tài)一致。試驗(yàn)中通過(guò)閥門控制試驗(yàn)?zāi)Ｐ统隹诔闅饬縼?lái)調(diào)節(jié)所需進(jìn)氣道出口平均馬赫數(shù)，馬赫數(shù)范圍約為0.15～0.40。在進(jìn)氣道出口測(cè)量段測(cè)出所需參數(shù)，由此得出進(jìn)氣道總壓恢復(fù)特性和進(jìn)氣道畸變特性。

4 試驗(yàn)結(jié)果與分析

4.1 流量特性

對(duì)比由進(jìn)氣道出口AIP界面所測(cè)總壓、靜壓計(jì)算出的流量和聲速噴嘴所測(cè)流量(精度0.25%)，各狀態(tài)點(diǎn)均為多遍采集數(shù)據(jù)平均值，通過(guò)最小二乘過(guò)零直線擬合，進(jìn)氣道出口流量G隨聲速噴嘴流量Ge的校準(zhǔn)曲線如圖4所示?？梢?jiàn)，進(jìn)氣道流量系數(shù)C= 0.901，表明進(jìn)氣道出口由所測(cè)總壓、靜壓計(jì)算得到的流量比實(shí)際標(biāo)準(zhǔn)流量偏高約10%，這是由于測(cè)點(diǎn)數(shù)量和附面層效應(yīng)等因素綜合所致。埋入式進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)均勻性較差，采用常規(guī)方法在AIP界面用8耙/40點(diǎn)測(cè)得的流量精度較差，所以必須采用聲速噴嘴校準(zhǔn)流量系數(shù)(文獻(xiàn)[5]中對(duì)此也有提及)。并且采用抽吸的方法可有效提高低來(lái)流馬赫數(shù)下埋入式進(jìn)氣道自然進(jìn)氣流量不足的問(wèn)題，以獲得進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配點(diǎn)數(shù)據(jù)。

圖4 進(jìn)氣道流量系數(shù)校準(zhǔn)曲線Fig.4 Mass flow coefficient calibration curve

4.2 總壓恢復(fù)特性

試驗(yàn)得出的總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)的變化見(jiàn)圖5?？梢?jiàn)，總壓恢復(fù)系數(shù)在0.91～0.99之間。地面狀態(tài)下，總壓恢復(fù)系數(shù)隨進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)的增加逐漸呈線性減小趨勢(shì)。由于實(shí)際使用中進(jìn)氣道進(jìn)口位于機(jī)頭下方，當(dāng)飛行器以正迎角飛行時(shí)，機(jī)身迎風(fēng)面邊界層變薄，使進(jìn)入進(jìn)氣道的低能流減少，且迎角變大，進(jìn)氣道的捕獲面積(垂直來(lái)流的進(jìn)氣道進(jìn)口面積)也增大，因此進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)在實(shí)際飛行中慢車以上狀態(tài)比地面狀態(tài)會(huì)有所提高[6]。

圖5 總壓恢復(fù)系數(shù)隨出口馬赫數(shù)的變化Fig.5 Total pressure recovery vs.Mach number at engine face

4.3 畸變特性

4.3.1 流場(chǎng)圖譜

圖6為進(jìn)氣道出口AIP界面Ma=0.35下相對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)的分布圖?？梢?jiàn)，圖譜有一個(gè)低壓區(qū)(角度172°)，流場(chǎng)對(duì)稱性較好，高、低壓區(qū)分界清晰。試驗(yàn)中其他各狀態(tài)下高低壓區(qū)分布基本一致，低壓區(qū)角度在170°左右。這是由于地面狀態(tài)下，進(jìn)氣道處于大抽吸狀態(tài)，氣流從埋入式進(jìn)氣道進(jìn)口各個(gè)方向卷入內(nèi)管道。在進(jìn)口段，兩側(cè)側(cè)棱的存在促使一對(duì)反向旋轉(zhuǎn)對(duì)渦形成。該旋渦的中心為低總壓區(qū)，其自身還將壁面附近的低能氣流向進(jìn)氣道兩側(cè)棱附近的背風(fēng)側(cè)堆積，因而形成了明顯的低能量集中區(qū)。隨后氣流向下游移動(dòng)，持續(xù)的進(jìn)口側(cè)棱使得該對(duì)渦沿流向不斷累積、增強(qiáng)。當(dāng)氣流完全進(jìn)入內(nèi)通道時(shí)，內(nèi)通道型面變化及氣流粘性影響開(kāi)始占主導(dǎo)地位[7]，最終在進(jìn)氣道出口形成高、低壓分界。

圖6 進(jìn)氣道出口流場(chǎng)圖譜Fig.6 Flowfield contours at intake exit

畸變基元中，周向畸變強(qiáng)度在0.035～0.060之間，并由流道外徑向內(nèi)徑方向增大；各環(huán)面均存在一個(gè)低壓區(qū)，角度在170°左右；徑向畸變強(qiáng)度在-0.006～0.009之間，且沿流道外徑向內(nèi)徑方向減小，除第5環(huán)(圓心)外，由外徑向內(nèi)徑方向環(huán)面總壓均增大。

4.3.2 畸變指數(shù)

圖7為畸變指數(shù)隨進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)的變化曲線?？梢?jiàn)，隨著馬赫數(shù)的增大，W、Δ0和εav基本呈線性增大趨勢(shì)。W在1.44%～7.68%之間變化，Δ0在1.13%～6.45%之間變化，而εav在0.31%～1.14%之間變化。進(jìn)氣道中Δ0為畸變的主要來(lái)源。

圖7 畸變指數(shù)隨出口馬赫數(shù)的變化Fig.7 Distortion indexes vs.Mach number at engine face

4.3.3 壓力分布

圖8為進(jìn)氣道出口AIP界面Ma=0.35下相對(duì)紊流度、靜壓和總壓沿周向的分布?？梢?jiàn)，紊流度沿周向分布存在兩個(gè)波峰，這是由于紊流度最大發(fā)生在高低壓區(qū)分界處；靜壓和總壓沿周向分布趨勢(shì)基本一致，靜壓沿周向分布梯度很小，表明靜壓沿周向較均勻。

5 結(jié)論

(1)在進(jìn)氣道出口連續(xù)抽氣建立發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的方法，能較好地模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的抽吸作用，試驗(yàn)狀態(tài)與進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)更為符合。

(2)聲速噴嘴流量與進(jìn)氣道出口AIP界面測(cè)量流量呈較好的線性關(guān)系，AIP界面所測(cè)流量比實(shí)際值偏高約10%。

(3)埋入式進(jìn)氣道出口存在一個(gè)明顯的低壓虧損區(qū)，低壓區(qū)范圍約為170°；其總壓場(chǎng)分布具有較好的軸對(duì)稱性，高、低壓區(qū)界線清晰。

圖8 進(jìn)氣道出口周向相對(duì)紊流度、靜壓和總壓分布Fig.8 Turbulence,Static pressure and total pressure distribution at intake exit

(4)全尺寸進(jìn)氣道在地面抽吸狀態(tài)下(α=0°，β= 0°)，其總壓恢復(fù)系數(shù)隨進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)的增大而減??；綜合畸變指數(shù)、周向不均勻度和紊流度，均隨進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)的增大而增大，其中周向不均勻度為畸變的主要來(lái)源。

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Experimental Investigation of a Full-Scale Submerged Inlet in Ground Running

CHE Jie-xian，YE Wei，SUN Hai-tao，KANG Yong，GAO Jie
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

An experimental investigation was carried out on a full-scale submerged inlet underground con?ditions(α=0°,β=0°)by consecutive suction from the exit of the inlet.The experimental means and the exit total pressure distribution were presented.Besides,the flow rate characteristics as well as distortion charac?teristics were analyzed.Results indicated that the test system was reasonable and the mass flow in the exit was calibrated accurately.And the inlet was working smoothly under ground running conditions.With the ascent of the mass flow,both the total-pressure distortion and turbulence increased,the total pressure recov?er coefficient decreased.

full-scale submerged intake；suction；flowfield distortion；flow rate calibration；total pressure restoration；aerodynamic characteristic

V231.3；V211.73

：A

：1672-2620(2014)03-0012-04

2013-07-18；

：2014-05-30

車杰先(1988-)，男，青海西寧人，助理工程師，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)/發(fā)匹配、穩(wěn)定性設(shè)計(jì)技術(shù)研究。