朱 宇，沈天榮

（中航工業(yè)沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 沈陽(yáng)110035）

0 引言

如何設(shè)計(jì)準(zhǔn)確的氣動(dòng)載荷用于機(jī)體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度研究是新機(jī)研制面臨的問(wèn)題之一。進(jìn)氣道內(nèi)的氣動(dòng)載荷可分為穩(wěn)態(tài)流動(dòng)的氣動(dòng)載荷和由發(fā)動(dòng)機(jī)喘振引起的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷，即錘擊波載荷。錘擊波載荷遠(yuǎn)大于穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)載荷，是進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的最大氣動(dòng)載荷。

20世紀(jì)60～70年代，美國(guó)在設(shè)計(jì)第3代超聲速戰(zhàn)斗機(jī)時(shí)開(kāi)始對(duì)錘擊波載荷開(kāi)展大量理論分析、地面和飛行試驗(yàn)研究。對(duì)于簡(jiǎn)單的直進(jìn)道研究，美國(guó)基于數(shù)十年飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的峰值載荷預(yù)估技術(shù)即可滿(mǎn)足其需求。但隨著先進(jìn)復(fù)合材料在第4代先進(jìn)隱身戰(zhàn)斗機(jī)“S”彎進(jìn)氣道上的應(yīng)用，可以采用基于概率統(tǒng)計(jì)的錘擊波載荷評(píng)估方法，以降低載荷，有效減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量。評(píng)估錘擊波載荷首先需要發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)部門(mén)提供喘振瞬間進(jìn)口壓力升高值和隨時(shí)間變化的規(guī)律，飛機(jī)設(shè)計(jì)部門(mén)才能計(jì)算出錘擊波在進(jìn)氣道內(nèi)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的受載情況。

本文介紹了錘擊波載荷的相關(guān)問(wèn)題，希望積累相關(guān)型號(hào)喘振超壓試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)，開(kāi)展計(jì)算方法研究，最終給出合理曲線，解決飛機(jī)設(shè)計(jì)的瓶頸問(wèn)題。

1 錘擊波載荷

在高速（Ma＞0.6）飛行狀態(tài)下，進(jìn)氣道穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)載荷隨著發(fā)動(dòng)機(jī)流量的減少而增大，因此，發(fā)動(dòng)機(jī)收至慢車(chē)狀態(tài)飛機(jī)進(jìn)入減速飛行時(shí)，穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)載荷可達(dá)到最大，通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD數(shù)值計(jì)算可較準(zhǔn)確地給出該壓力數(shù)據(jù)；但當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生強(qiáng)喘振甚至空中停車(chē)，流量突然減少并伴隨壓氣機(jī)高壓能量的釋放時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口會(huì)在穩(wěn)態(tài)流動(dòng)壓力基礎(chǔ)上瞬間（毫秒量級(jí)）產(chǎn)生額外的壓力升高。壓力升高的大小會(huì)導(dǎo)致強(qiáng)弱不同的激波，該激波會(huì)快速地向進(jìn)氣道上游傳播，稱(chēng)為錘擊波，其對(duì)進(jìn)氣道產(chǎn)生的載荷被稱(chēng)為錘擊波載荷。雖然錘擊波并不常見(jiàn)，但在戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中是決定性因素之一，其發(fā)生過(guò)程如圖1所示。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)喘振導(dǎo)致錘擊波

錘擊波載荷對(duì)于原型機(jī)特別是配裝新研發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)說(shuō)至關(guān)重要。由于在初始試飛階段，發(fā)動(dòng)機(jī)喘振發(fā)生概率相對(duì)較高，潛在的威脅較大；隨著試飛中出現(xiàn)的問(wèn)題不斷解決、清晰的飛行包線的建立和相關(guān)技術(shù)發(fā)展，喘振發(fā)生概率顯著降低，因此對(duì)于成熟的發(fā)動(dòng)機(jī)可適當(dāng)降低錘擊波載荷要求[1]。

美國(guó)傳統(tǒng)上是在整個(gè)飛行包線范圍內(nèi)使用最大的錘擊波載荷作為整個(gè)進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)載荷[2]，同時(shí)乘上1個(gè)安全系數(shù)。預(yù)測(cè)該設(shè)計(jì)載荷首先是發(fā)動(dòng)機(jī)喘振時(shí)在壓氣機(jī)進(jìn)口的喘振超壓；其次是錘擊波沿進(jìn)氣道傳播時(shí)可能的壓力升高。早期預(yù)測(cè)壓氣機(jī)進(jìn)口超壓采用相關(guān)因子修正的理論方法，現(xiàn)在則根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)地面喘振或空中喘振試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)，提供特定發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)性曲線，并且隨著相關(guān)研究進(jìn)展，在相關(guān)曲線上加入新的喘振壓比數(shù)據(jù)。不同時(shí)期根據(jù)不同進(jìn)氣道形狀采用了很多方法。如F-16飛機(jī)根據(jù)F-111A飛機(jī)的試飛數(shù)據(jù)預(yù)測(cè)錘擊波傳播過(guò)程中可能的壓升[3]；Mays提供了1個(gè)通用的方法[4]；目前可以用非定常的CFD手段完成[5,6]。

錘擊波對(duì)進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)，特別是突起物和活動(dòng)部件會(huì)造成較大破壞作用。國(guó)內(nèi)某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)曾經(jīng)在H=5.5km、Ma=1.6時(shí)發(fā)生過(guò)強(qiáng)喘振，雖然發(fā)動(dòng)機(jī)并未停車(chē)，但造成控制進(jìn)氣道斜板位置的拉桿被切斷、復(fù)合材料鉸鏈板表面裂開(kāi)，如圖2所示，損壞的鉸鏈板如圖3所示。同時(shí)也造成進(jìn)氣道輔助進(jìn)氣門(mén)嚴(yán)重變形，飛機(jī)在進(jìn)氣道斜板自由運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下降落。

圖2 進(jìn)氣道斜板調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)

圖3 損壞的鉸鏈板

2 發(fā)動(dòng)機(jī)喘振超壓影響因素

飛機(jī)進(jìn)氣道出口即發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口的壓力值與其流量m 的減小比△m/m 有關(guān)，根據(jù)簡(jiǎn)化的流動(dòng)模型進(jìn)行理論分析得到的曲線[7]如圖4所示。從圖中可見(jiàn)，當(dāng)時(shí)，表明流動(dòng)完全停止；時(shí)，指上游注入流量產(chǎn)生額外流量減少，類(lèi)似于壓氣機(jī)能量的釋放。該壓升值還與發(fā)動(dòng)機(jī)入口馬赫數(shù)Ma2有關(guān)，Ma2等價(jià)于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口換算流量，表明由發(fā)動(dòng)機(jī)喘振引起的壓升與增壓比、進(jìn)口換算流量都有關(guān)。對(duì)于特定的發(fā)動(dòng)機(jī)，在正常的操縱范圍內(nèi)，壓氣機(jī)的增壓比與換算流量為一一對(duì)應(yīng)關(guān)系，因此，喘振超壓值可以簡(jiǎn)化為只與壓氣機(jī)的增壓比相關(guān)（或只與Ma2相關(guān)）；改變?nèi)魏螇簹鈾C(jī)的增壓比與換算流量的對(duì)應(yīng)關(guān)系（比如壓氣機(jī)引氣），都會(huì)使喘振超壓產(chǎn)生差別。因此，從1種系列發(fā)動(dòng)機(jī)獲得的喘振超壓相關(guān)性將不能用于其他系列發(fā)動(dòng)機(jī)。如果2種系列發(fā)動(dòng)機(jī)具有幾乎相同的增壓比與換算流量的對(duì)應(yīng)關(guān)系，在其他參數(shù)相當(dāng)?shù)那闆r下，在給定的壓氣機(jī)增壓比下會(huì)產(chǎn)生幾乎相同的喘振超壓，即可以將發(fā)動(dòng)機(jī)喘振超壓表示成與增壓比的單值對(duì)應(yīng)關(guān)系曲線。

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)喘振影響的類(lèi)比

大部分強(qiáng)喘振是由壓氣機(jī)失速引起的。風(fēng)扇的旁路管道有助于減小風(fēng)扇進(jìn)口前管道上的壓力差△P，如圖5所示[8]。增大涵道比有助于減小壓氣機(jī)的失速回流流量；風(fēng)扇與壓氣機(jī)之間的隔離縫對(duì)于失速頻率和強(qiáng)度至關(guān)重要；雖然錘擊波理論表明△P≈Ma2，但是發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)氣道腔體對(duì)錘擊波的強(qiáng)度和周期都有影響，而壓氣機(jī)增壓比預(yù)示著失速流的能量；另外，失速壓力波很少是均勻的，因此，較小頻率范圍的動(dòng)態(tài)壓力傳感器很可能會(huì)丟掉△P 的峰值。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)喘振壓力影響參數(shù)

從發(fā)動(dòng)機(jī)地面逼喘試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)來(lái)看，喘振超壓數(shù)據(jù)是離散分布的，如圖6所示[9]。但是，除燃油階躍逼喘外，任何1種逼喘方式產(chǎn)生的超壓數(shù)據(jù)仍然可以認(rèn)為是在1個(gè)相對(duì)較窄的分布帶內(nèi)。從圖中可見(jiàn)，由畸變引起的發(fā)動(dòng)機(jī)喘振超壓高于其他方式引起的，錘擊波壓比值的上限是由穩(wěn)態(tài)壓力畸變引起的喘振確定的。

圖6 小涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)TF30喘振超壓峰值靜壓比

3 發(fā)動(dòng)機(jī)喘振超壓實(shí)測(cè)

在20世紀(jì)70年代初，美國(guó)為了給F-111、YF-16及當(dāng)時(shí)先進(jìn)超聲速飛機(jī)設(shè)計(jì)提供進(jìn)氣道載荷數(shù)據(jù)，利用2架F-111A原型機(jī)進(jìn)行了地面和空中發(fā)動(dòng)機(jī)喘振壓力的測(cè)量。F-111A飛機(jī)圓錐型超聲速外壓式可調(diào)進(jìn)氣道裝配2臺(tái)PW 公司TF30家族發(fā)動(dòng)機(jī)，如圖7所示[3]。最大飛行馬赫數(shù)為2.5。在2架被測(cè)試飛機(jī)的進(jìn)氣道內(nèi)不同站位安裝動(dòng)態(tài)壓力傳感器，如圖8所示[3]。在發(fā)動(dòng)機(jī)喘振前，先建立起穩(wěn)定的自由來(lái)流、發(fā)動(dòng)機(jī)和管道流動(dòng)，馬赫數(shù)為0.71～2.23、高度為3.2～14.5km，如圖9所示[3]。較寬的壓氣機(jī)增壓比范圍誘導(dǎo)發(fā)動(dòng)機(jī)喘振并伴隨進(jìn)氣道錘擊波產(chǎn)生記錄壓力的傳播過(guò)程。壓氣機(jī)進(jìn)口喘振超壓隨時(shí)間典型變化如圖10所示[3]。

圖7 F-111A飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)

圖8 F-111A飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)測(cè)耙安裝位置

圖9 F-111A飛機(jī)試飛包線內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)喘振點(diǎn)

圖10 F-111A飛機(jī)壓氣機(jī)進(jìn)口錘擊波壓力變化的時(shí)間歷程

壓氣機(jī)進(jìn)口喘振超壓不受自由流馬赫數(shù)和高度的影響，而是壓氣機(jī)增壓比的函數(shù)。在進(jìn)氣道壁面測(cè)量到錘擊波壓比隨壓氣機(jī)進(jìn)口馬赫數(shù)成線性增加，錘擊波在進(jìn)氣道中傳播的速度近似為3ms/m。

峰值喘振超壓沿進(jìn)氣道縱向分布如圖11所示[7]（相對(duì)于平均的唇罩內(nèi)超壓）。唇罩處的超壓比發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口高18%左右。由于進(jìn)氣道各站位的峰值壓力并不同時(shí)升高，峰值超壓數(shù)據(jù)作為載荷設(shè)計(jì)可能偏于保守，根據(jù)同一時(shí)間的壓力沿進(jìn)氣道的分布波形設(shè)計(jì)會(huì)更加精確。將15個(gè)進(jìn)氣道外罩處的傳感器壓力升高值進(jìn)行平均并以發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口處的總壓無(wú)量綱化，給出與壓氣機(jī)增壓比的關(guān)系，如圖12所示[7]。將這些數(shù)據(jù)點(diǎn)進(jìn)行擬合用于F-111飛機(jī)外罩處的設(shè)計(jì)載荷。

圖11 F-111A飛機(jī)進(jìn)氣道峰值喘振超壓分布（相對(duì)于唇罩內(nèi)峰值壓升）

YF-16原型機(jī)配裝單臺(tái)F100-PW-100發(fā)動(dòng)機(jī)，其進(jìn)氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)載荷借鑒F-111A飛機(jī)的試飛數(shù)據(jù)，對(duì)有限的新發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行判斷。在YF-16飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)F100發(fā)動(dòng)機(jī)僅有1個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)，如圖13所示[7]。YF-16飛機(jī)設(shè)計(jì)完成后，F(xiàn)100發(fā)動(dòng)機(jī)又獲得另外的2個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)。由于F100發(fā)動(dòng)機(jī)與TF30發(fā)動(dòng)機(jī)喘振數(shù)據(jù)重合度較好，但數(shù)據(jù)點(diǎn)太少，因此，考慮引用數(shù)據(jù)相對(duì)豐富的TF30發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)；而進(jìn)氣道面積分布不同對(duì)錘擊波的影響通過(guò)已有的資料和NASA非定常計(jì)算程序分析解決。

除了上述研究，美國(guó)于1974年在AEDC16T風(fēng)洞中對(duì)B-1A飛機(jī)進(jìn)氣道/F101發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了全尺寸逼喘試驗(yàn),獲得了類(lèi)似數(shù)據(jù)[8,10]。對(duì)混壓進(jìn)氣道[11]及F-14飛機(jī)進(jìn)氣道也有類(lèi)似的測(cè)量數(shù)據(jù)[12]。

圖12 F-111A飛機(jī)進(jìn)氣道外罩平均喘振超壓

圖13 F100發(fā)動(dòng)機(jī)喘振超壓與增壓比相關(guān)性

4 發(fā)動(dòng)機(jī)喘振超壓評(píng)估

在歐洲“狂風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)中，進(jìn)氣道、壓縮斜板和相關(guān)聯(lián)的系統(tǒng)是依據(jù)錘激波載荷設(shè)計(jì)的[2]。最大的錘擊波載荷基本上隨發(fā)動(dòng)機(jī)壓比的增大呈線性增大，狂風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)上的RB199發(fā)動(dòng)機(jī)喘振所產(chǎn)生的峰值壓力是自由流總壓的2倍量級(jí)，如圖14所示[1]。在這樣的載荷作用下，圓形管道通常不是最易受損的，而可動(dòng)部件則最易受到損壞，同時(shí)輔助進(jìn)氣門(mén)的結(jié)構(gòu)在突然猛烈的撞擊作用下也容易損壞。

圖14 狂風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)RB199發(fā)動(dòng)機(jī)喘振超壓相關(guān)性

圖15 發(fā)動(dòng)機(jī)喘振超壓與總增壓比的關(guān)系

圖16 Marshall方法預(yù)估發(fā)動(dòng)機(jī)喘振超壓數(shù)據(jù)對(duì)比

5 進(jìn)氣道載荷評(píng)估

進(jìn)氣道中的旁路門(mén)和附面層抽吸縫有助于減弱錘擊波峰值強(qiáng)度，測(cè)量結(jié)果[8]如圖17所示。

圖17 放氣有助于減弱錘擊波壓力

對(duì)于大S彎、后掠且具有特定形狀唇緣和先進(jìn)復(fù)合材料壁板的進(jìn)氣道，現(xiàn)有的這些定量評(píng)估錘擊波載荷的方法是不夠的。為了確定錘擊波沿進(jìn)氣道運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的壓力變化，需采用非定常的CFD軟件計(jì)算。錘擊波壓力符號(hào)如圖18所示，典型的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口初始?jí)毫﹄S時(shí)間變化的邊界條件如圖19所示。最后在全管道使用最大的壓力載荷作為設(shè)計(jì)載荷。

圖18 錘擊波壓力值標(biāo)注

圖19 典型的錘擊波波形

更加精細(xì)的評(píng)估方法是把錘激波載荷波形疊加到管道壁面上。在超聲速飛行狀態(tài)下，最危險(xiǎn)的部位在進(jìn)氣道進(jìn)口的方形截面，如圖20所示[15]。進(jìn)氣道內(nèi)穩(wěn)態(tài)壓力載荷疊加錘擊波載荷產(chǎn)生更大的壓力載荷，如圖21所示[15]。當(dāng)壁面的另一側(cè)有油箱時(shí)，則可以緩解作用在壁板上的剪切力；在亞聲速飛行狀態(tài)下，危險(xiǎn)的部位在進(jìn)氣道內(nèi)圓形截面，如圖22所示[15]。壁面的另一側(cè)有油箱時(shí)，在穩(wěn)態(tài)氣流下壁面處在吸力狀態(tài)，疊加錘激波載荷波形后，會(huì)引起壁板剪切力增大，如圖23所示[15]。

圖20 進(jìn)氣道進(jìn)口方形截面

圖21 超聲速疊加錘擊波載荷后作用在壁面上的壓力

圖22 進(jìn)氣道管道圓形截面

圖23 亞聲速疊加錘擊波載荷后作用在壁面上的壓力

6 錘擊波載荷的概率統(tǒng)計(jì)方法

錘擊波載荷作為進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的峰值載荷，在傳統(tǒng)情況下是由基于飛行包線內(nèi)各種工況下的最大錘擊波載荷確定的，是假設(shè)所有最嚴(yán)酷的因素在發(fā)生最大錘擊波載荷時(shí)同時(shí)發(fā)生，通常在飛行包線的右下角錘擊波載荷達(dá)到最大值，如圖24所示。從統(tǒng)計(jì)學(xué)角度看，雖然各因素都有可能單獨(dú)發(fā)生，但所有因素按最大狀態(tài)同時(shí)發(fā)生的概率極小，這些載荷還要通過(guò)各種形式的安全因子放大來(lái)建立結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)值，導(dǎo)致實(shí)際進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)質(zhì)量遠(yuǎn)高于理想狀態(tài)的，使結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過(guò)于保守，因此提出了基于概率統(tǒng)計(jì)的錘擊波載荷設(shè)計(jì)方法。

假設(shè)最大可以接受最強(qiáng)錘擊波的發(fā)生頻率，如對(duì)于有人駕駛飛行器飛行107架次允許發(fā)生1次，對(duì)于無(wú)人機(jī)可以降低要求，比如105架次允許發(fā)生1次。即允許統(tǒng)計(jì)學(xué)上發(fā)生概率非常小的載荷超出設(shè)計(jì)值，這便引入了1個(gè)損壞的風(fēng)險(xiǎn)。由于復(fù)合材料在進(jìn)氣道上的應(yīng)用使其抗損壞能力增強(qiáng)，一旦損壞能夠阻止其進(jìn)一步擴(kuò)展。即一旦發(fā)生這一小概率事件，損傷容限復(fù)合結(jié)構(gòu)仍然允許飛機(jī)安全操縱，這在美國(guó)新的國(guó)防部結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)規(guī)范里是允許的。正是由于這些技術(shù)的應(yīng)用使當(dāng)前結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)從相對(duì)保守的方法向新的非保守的設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)發(fā)展，帶來(lái)的額外收益是提供非保守的更加精確的錘擊波結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)載荷。

美國(guó)的JSF飛機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)載荷應(yīng)用了概率統(tǒng)計(jì)方法[2]。該方法需要1個(gè)典型的戰(zhàn)斗機(jī)生命周期內(nèi)在飛行包線不同馬赫數(shù)/高度范圍的飛行時(shí)間數(shù)據(jù)庫(kù)，如圖25所示。通常飛行的大部分時(shí)間是在馬赫數(shù)為0.5～0.9、高度在12km以下，根據(jù)該數(shù)據(jù)庫(kù)產(chǎn)生1個(gè)馬赫數(shù)累積概率分布，如圖26所示[2]，作為輸入來(lái)確定自由流條件。

圖24 發(fā)動(dòng)機(jī)喘振超壓在包線內(nèi)分布規(guī)律

圖25 戰(zhàn)斗機(jī)包線內(nèi)飛行時(shí)間分布

圖26 馬赫數(shù)累積概率分布

假設(shè)在飛行包線內(nèi)不同高度/速度區(qū)域發(fā)動(dòng)機(jī)喘振的概率相同，同時(shí)假設(shè)1次飛行時(shí)間為1.5h，每飛行10000h可能發(fā)生1次發(fā)動(dòng)機(jī)喘振，則累積概率為

根據(jù)這一概率統(tǒng)計(jì)值確定設(shè)計(jì)載荷，如圖27所示[2]。

經(jīng)對(duì)比，得出在先進(jìn)進(jìn)氣系統(tǒng)（類(lèi)似于F35飛機(jī)DSI進(jìn)氣道）應(yīng)用概率統(tǒng)計(jì)方法確定的結(jié)構(gòu)質(zhì)量比應(yīng)用傳統(tǒng)方法得到的減輕40%[2]。

目前，國(guó)內(nèi)對(duì)進(jìn)氣道錘擊波載荷評(píng)估處于起步階段，如果不能對(duì)錘擊波載荷進(jìn)行準(zhǔn)確評(píng)估，便很難確定進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)需求，可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加，或設(shè)計(jì)載荷值偏小，增加飛行風(fēng)險(xiǎn)。

圖27 由概率統(tǒng)計(jì)法得到的設(shè)計(jì)載荷

7 結(jié)論

（1）錘擊波載荷是進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的最大載荷，進(jìn)行飛機(jī)初始設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)把其作為主要載荷加以考慮，而不應(yīng)該以穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)載荷作為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的最大載荷指標(biāo)。

（2）錘擊波載荷與發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比、進(jìn)口馬赫數(shù)等設(shè)計(jì)參數(shù)有關(guān)，需要發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)部門(mén)通過(guò)地面試驗(yàn)和分析手段獲得發(fā)動(dòng)機(jī)喘振相關(guān)性數(shù)據(jù)庫(kù)，再由飛機(jī)設(shè)計(jì)部門(mén)根據(jù)具體的進(jìn)氣道幾何形狀評(píng)估錘擊波傳播過(guò)程壓力升高值，以此作為結(jié)構(gòu)最大設(shè)計(jì)載荷。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的獲取及分析處理是最關(guān)鍵的一步。

（3）采用概率統(tǒng)計(jì)方法進(jìn)行錘擊波載荷設(shè)計(jì)非常必要，可以減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量，同時(shí)又是飛機(jī)可以接受的，但飛機(jī)的生命周期中包線內(nèi)的飛行時(shí)間分布又決定了載荷裁剪后的量值，因此，飛行時(shí)間在飛行包線內(nèi)的分布是應(yīng)獲取的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

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