符小剛, 李俊浩, 許艷芝

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 發(fā)動(dòng)機(jī)所, 西安 710089)

0 引 言

飛機(jī)進(jìn)氣道的作用是在全飛行包線范圍內(nèi)向發(fā)動(dòng)機(jī)提供合適流量的空氣，同時(shí)確保所提供的氣流場(chǎng)有較高的總壓恢復(fù)以及較低的畸變[1]。對(duì)于超聲速飛機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)而言，要在全飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)同時(shí)滿足發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)進(jìn)氣流量的需求是非常困難的。當(dāng)在超聲速大馬赫數(shù)下飛行時(shí)，前方來流在進(jìn)氣道入口的沖壓作用顯著，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)流量關(guān)系為供大于需，易造成激波損失嚴(yán)重、進(jìn)氣道喘振[2]及進(jìn)氣道溢流阻力大[3]等問題，需采用喉道幾何面積可調(diào)[4]以及進(jìn)氣道下游旁路放氣[5]等方式來減少進(jìn)氣道供氣量,并使用附面層抽吸[6]等機(jī)構(gòu)來增強(qiáng)進(jìn)氣道工作穩(wěn)定性。而在亞聲速低馬赫數(shù)飛行時(shí)，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)流量關(guān)系往往是供小于需，易導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力不足或工作不穩(wěn)定等問題，需使用輔助進(jìn)氣[7]等手段來增加供氣量。當(dāng)輔助進(jìn)氣門工作時(shí)，吸入的氣流與主流摻混，可能引起流場(chǎng)不穩(wěn)定、不均勻(即產(chǎn)生畸變)問題，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定工作。

國(guó)內(nèi)己公開的文獻(xiàn)中，對(duì)二元超聲速進(jìn)氣道的研究以數(shù)值模擬及風(fēng)洞縮比模型試驗(yàn)為主，且主要針對(duì)超聲速工作狀態(tài)，對(duì)低速飛行時(shí)的工作特點(diǎn)研究較少。如張堃元等[8]通過風(fēng)洞模型試驗(yàn)研究了外壓式進(jìn)氣道在馬赫數(shù)2.29～2.50范圍內(nèi)的激波/附面層相互作用；盧燕等[9]通過數(shù)值模擬獲取了某型混壓式進(jìn)氣道在馬赫數(shù)1.5～2.5范圍內(nèi)的性能數(shù)據(jù)；崔立堃等[10]采用數(shù)值仿真研究了迎角對(duì)設(shè)計(jì)馬赫數(shù)3.5的超聲速混壓式進(jìn)氣道內(nèi)激波系、總壓恢復(fù)等的影響；時(shí)瑞軍等[11]則針對(duì)二元幾何可調(diào)混壓式進(jìn)氣道建立了一種反映迎角、馬赫數(shù)及可調(diào)斜板角度變化的數(shù)學(xué)仿真模型。僅有何中偉等[12-13]通過風(fēng)洞模型試驗(yàn),針對(duì)進(jìn)氣道低速狀態(tài)進(jìn)行了起飛條件下進(jìn)氣道唇口分離流的控制技術(shù)研究。

本文介紹一種帶輔助進(jìn)氣門的超聲速進(jìn)氣道形式，并通過飛行試驗(yàn)來研究此進(jìn)氣道在低速飛行時(shí)的進(jìn)氣畸變、總壓恢復(fù)及流場(chǎng)分布等工作特性。

1 進(jìn)氣道特點(diǎn)及試驗(yàn)簡(jiǎn)介

該進(jìn)氣道為超聲速戰(zhàn)斗機(jī)中有著廣泛應(yīng)用的帶附面層隔道[14]的二元外壓式[15]超聲速進(jìn)氣道，安裝于機(jī)身腹部，其進(jìn)口上表面為角度可調(diào)的多級(jí)斜板式壓縮型面，兩側(cè)為左右對(duì)稱的薄壁結(jié)構(gòu)，如圖1所示。進(jìn)氣道內(nèi)部橫截面形狀自入口開始為矩形，在斜板后方至出口段逐漸過渡為圓形。為提高該進(jìn)氣道在低速飛行時(shí)的進(jìn)氣能力，在其下方壁面開設(shè)了葉柵式輔助進(jìn)氣門。工作原理為：低速飛行發(fā)動(dòng)機(jī)大轉(zhuǎn)速狀態(tài)工作時(shí)，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的流量關(guān)系為“供不應(yīng)求”，即在發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣作用下，進(jìn)氣道內(nèi)氣壓低于外界大氣，輔助進(jìn)氣門葉柵在內(nèi)外壓差作用下打開；高速飛行時(shí)，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的流量關(guān)系為“供大于需”，在來流沖壓作用下，進(jìn)氣道內(nèi)氣壓高于外界大氣，葉柵在壓差作用下自動(dòng)關(guān)閉。

圖1 帶輔助進(jìn)氣門的二元外壓式超聲速進(jìn)氣道

為測(cè)定并計(jì)算進(jìn)氣道出口截面的壓力畸變，在進(jìn)氣道出口截面按等面積原則布置了徑向5環(huán)面×周向6測(cè)點(diǎn)共30個(gè)穩(wěn)態(tài)總壓測(cè)點(diǎn)(見圖2)，同時(shí)在距截面圓心0.9倍半徑處等間隔布置6個(gè)動(dòng)態(tài)壓力測(cè)點(diǎn)。試驗(yàn)在高空H1、中空H2和低空H3共3個(gè)高度、飛行馬赫數(shù)0.3～0.8范圍內(nèi)進(jìn)行。

圖2 進(jìn)氣道出口截面穩(wěn)態(tài)及動(dòng)態(tài)壓力測(cè)點(diǎn)示意圖(順航向)

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速的影響

湍流度ε是進(jìn)氣道出口截面0.9r處總壓脈動(dòng)均方根幅值沿周向的平均值，表示為：

(1)

式中，n為測(cè)點(diǎn)數(shù)，本試驗(yàn)中n=6；m為數(shù)據(jù)樣本量。各試驗(yàn)點(diǎn)記錄動(dòng)態(tài)壓力時(shí)長(zhǎng)為2 s。

典型高度及馬赫數(shù)下不同n1cr時(shí)的進(jìn)氣道出口截面總壓分布見圖4(順航向觀察，以下同)。為便于比較，采用總壓系數(shù)Cpt對(duì)各點(diǎn)總壓進(jìn)行了無量綱化處理,處理方法為：

(2)

這是因?yàn)?，?dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)低壓換算轉(zhuǎn)速n1cr在60%以下時(shí)，進(jìn)氣道入口提供的流量能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)工作需要，進(jìn)氣道內(nèi)壓力與外界大氣持平甚至可能更高，輔助進(jìn)氣門并未工作；而當(dāng)n1cr在60%以上并持續(xù)增大時(shí)，進(jìn)氣道入口提供的流量已不能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)需要，輔助進(jìn)氣門逐漸打開，由此進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流因流向、壓力等的差異而與進(jìn)氣道主流產(chǎn)生摻混，在下游形成低壓區(qū)。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速增大，輔助進(jìn)氣流量增大，形成的低壓區(qū)也就更明顯，引起進(jìn)氣道畸變?cè)鰪?qiáng)以及總壓損失增大，使σr值下降。

2.2 飛行馬赫數(shù)的影響

2.3 迎角及側(cè)滑角的影響

典型高度及飛行馬赫數(shù)點(diǎn)、發(fā)動(dòng)機(jī)在大狀態(tài)工作、飛機(jī)以不同的迎角進(jìn)行穩(wěn)定飛行時(shí)的進(jìn)氣道綜合畸變指數(shù)及總壓恢復(fù)系數(shù)見表1。由表可見，相同高度及馬赫數(shù)點(diǎn)，迎角變化時(shí)Wr及σr值無顯著差異。這是因?yàn)?，該進(jìn)氣道入口位于機(jī)身腹部，在機(jī)身的遮擋作用下，進(jìn)氣道入口及輔助進(jìn)氣口對(duì)迎角的小幅變化均不敏感。

相同高度及馬赫數(shù)點(diǎn)、發(fā)動(dòng)機(jī)在大狀態(tài)工作、飛機(jī)以不同的側(cè)滑角進(jìn)行穩(wěn)定飛行時(shí)的進(jìn)氣道畸變及總壓恢復(fù)見圖7，典型出口總壓分布見圖8。由圖可見，各試驗(yàn)點(diǎn)在β=0°時(shí)畸變最小，總壓恢復(fù)最大，向左(β值為負(fù))或向右(β值為正)增加側(cè)滑角都會(huì)導(dǎo)致畸變?cè)黾?，總壓恢?fù)下降；同時(shí)，進(jìn)氣道出口下方的低壓區(qū)也是在β=0°時(shí)范圍較小，左右側(cè)滑時(shí)低壓區(qū)范圍增大，而主流區(qū)的總壓分布無顯著變化。這表明與進(jìn)氣道入口相比，該進(jìn)氣道輔助進(jìn)氣門對(duì)側(cè)滑角的變化更敏感，并且向左或向右增大側(cè)滑角時(shí)，輔助進(jìn)氣量均會(huì)增大，進(jìn)而導(dǎo)致與主流的摻混區(qū)范圍增大。這是因?yàn)?，試?yàn)進(jìn)氣道唇口左右側(cè)前緣比上下唇口前緣要尖銳，側(cè)滑飛行時(shí)，來流在進(jìn)氣道入口左右兩側(cè)壁面易發(fā)生流動(dòng)分離，導(dǎo)致由正前方進(jìn)入進(jìn)氣道的流量略有減少。而發(fā)動(dòng)機(jī)的流量需求不變，對(duì)輔助進(jìn)氣的需求就會(huì)相應(yīng)增加，從而導(dǎo)致輔助進(jìn)氣量增加，對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)的影響也就更加顯著。

圖5 不同飛行Ma數(shù)下的進(jìn)氣畸變及總壓恢復(fù)

表1 相同高度及馬赫數(shù)下迎角不同時(shí)的相對(duì)畸變指數(shù)及總壓恢復(fù)系數(shù)

圖6 不同飛行Ma數(shù)下的進(jìn)氣道總壓系數(shù)云圖

圖7 不同側(cè)滑角下的進(jìn)氣畸變及總壓恢復(fù)

圖8 側(cè)滑角不同時(shí)的進(jìn)氣道出口總壓系數(shù)云圖

2.4 輔助進(jìn)氣門的工作范圍確定

除直接拍攝外，飛行試驗(yàn)中可以確定進(jìn)氣道輔助進(jìn)氣門打開/關(guān)閉狀態(tài)的方法主要包括：測(cè)量進(jìn)氣道輔助進(jìn)氣門段的內(nèi)外壓力，并進(jìn)行比較，如進(jìn)氣門內(nèi)側(cè)壓力小于外側(cè)，則可以確定輔助進(jìn)氣門處于打開狀態(tài)；測(cè)量進(jìn)氣道內(nèi)輔助進(jìn)氣門上游某截面的進(jìn)氣流量，與進(jìn)氣道出口測(cè)量結(jié)果進(jìn)行比較，如上游進(jìn)氣量小于進(jìn)氣道出口，則意味著有輔助進(jìn)氣。但無論在輔助進(jìn)氣門內(nèi)外側(cè)還是在進(jìn)氣道內(nèi)輔助進(jìn)氣門上游布置測(cè)量設(shè)備，都對(duì)飛行中的進(jìn)氣道及發(fā)動(dòng)機(jī)工作安全威脅較大，難以實(shí)施。因此，需要采用間接分析的方法來確定輔助進(jìn)氣門是否工作。

如前文所述，輔助進(jìn)氣門工作狀態(tài)隨馬赫數(shù)及發(fā)動(dòng)機(jī)換算轉(zhuǎn)速的變化而變化。而通過檢查各試驗(yàn)點(diǎn)進(jìn)氣道出口截面總壓云圖下部有無明顯低壓區(qū)，可以大致確定輔助進(jìn)氣門是否打開。選取的試驗(yàn)點(diǎn)在馬赫數(shù)-換算轉(zhuǎn)速圖中的分布見圖9。其中典型試驗(yàn)點(diǎn)進(jìn)氣道出口截面的總壓云圖見圖10。對(duì)比可知，位于圖9斜實(shí)線左方的A1、B1、C1各點(diǎn)進(jìn)氣道出口截面下方存在顯著低總壓區(qū)，表明有輔助進(jìn)氣，其中更靠左上方的C1點(diǎn)低壓區(qū)范圍比A1、B1大； 而位于圖9斜實(shí)線右方的A2、B2、C2各點(diǎn)進(jìn)氣道出口截面下方低總壓區(qū)不明顯，意味著無輔助進(jìn)氣。據(jù)此確定的輔助進(jìn)氣門打開/關(guān)閉區(qū)域的分界線如圖9中的黑實(shí)線所示，其上方為輔助進(jìn)氣門打開工作區(qū)，且離該線越遠(yuǎn)則意味著輔助進(jìn)氣門打開程度越大；下方為關(guān)閉區(qū)。當(dāng)然，考慮到輔助進(jìn)氣門打開及關(guān)閉時(shí)的阻力及氣動(dòng)力的遲滯作用，實(shí)際分界線也可能是以黑實(shí)線為中心的具有一定寬度的過渡帶。

圖9 Hp=H2,輔助進(jìn)氣門打開/關(guān)閉時(shí)的工作范圍

圖10中也給出了在假定無輔助進(jìn)氣條件下(即假定進(jìn)氣道入口進(jìn)氣流量等于出口進(jìn)氣流量)計(jì)算的典型試驗(yàn)點(diǎn)的流量系數(shù)φ。根據(jù)各試驗(yàn)點(diǎn)φ值計(jì)算結(jié)果得到的等流量系數(shù)線如圖9中的虛線所示。對(duì)比可知，輔助進(jìn)氣門打開/關(guān)閉的分界線位于假定無輔助進(jìn)氣條件下得到的φ=0.90和φ=1.05等流量系數(shù)線之間?？紤]到流量系數(shù)定義為進(jìn)氣道遠(yuǎn)前方進(jìn)氣道捕獲的自由流管截面積A0與進(jìn)氣道入口截面積Ac之比，當(dāng)φ>1時(shí)，意味著截面積為Ac的前方自由來流量不能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)工作需求，需要吸入更多的空氣，因此需要輔助進(jìn)氣；當(dāng)φ<1時(shí)，意味著截面積為Ac的前方自由來流量超過了發(fā)動(dòng)機(jī)工作需求，需要分流一部分到進(jìn)氣道外，則不需要輔助進(jìn)氣。由此可知，通過總壓云圖對(duì)比確定的輔助進(jìn)氣門打開/關(guān)閉臨界點(diǎn)位于φ=0.90和1.05之間的結(jié)論是正確的。

圖10 圖9中選取的典型試驗(yàn)點(diǎn)進(jìn)氣道出口截面總壓系數(shù)云圖

3 結(jié) 論

通過飛行試驗(yàn)研究了某型二元超聲速進(jìn)氣道在低速飛行時(shí)的工作特性,結(jié)論如下:

(1) 由輔助進(jìn)氣門進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)的流體會(huì)與進(jìn)氣道主流摻混，進(jìn)而在進(jìn)氣道流場(chǎng)下部形成低總壓區(qū)，導(dǎo)致進(jìn)氣道畸變?cè)黾?，總壓恢?fù)下降；

(2) 進(jìn)氣道畸變、總壓損失以及因輔助進(jìn)氣形成的出口低壓區(qū)范圍均隨發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速的增大而增大，隨飛行馬赫數(shù)的增大而減小，而飛行高度的變化對(duì)進(jìn)氣畸變及總壓損失的影響不明顯；

(3) 低速飛行時(shí)，迎角的變化對(duì)進(jìn)氣畸變及總壓恢復(fù)的影響不明顯，而向左或向右增大側(cè)滑角均會(huì)導(dǎo)致輔助進(jìn)氣量增加，進(jìn)而引起進(jìn)氣畸變?cè)鰪?qiáng)，總壓恢復(fù)下降；

(4) 該型進(jìn)氣道輔助進(jìn)氣門打開/關(guān)閉的臨界點(diǎn)位于假定無輔助進(jìn)氣條件下計(jì)算的φ=0.90和1.05等流量系數(shù)線之間。