飛機進氣道錘擊波載荷評估方法研究

朱 宇，沈天榮

（中航工業沈陽飛機設計研究所 沈陽110035）

0 引言

如何設計準確的氣動載荷用于機體結構強度研究是新機研制面臨的問題之一。進氣道內的氣動載荷可分為穩態流動的氣動載荷和由發動機喘振引起的動態氣動載荷，即錘擊波載荷。錘擊波載荷遠大于穩態氣動載荷，是進氣道結構設計中的最大氣動載荷。

20世紀60～70年代，美國在設計第3代超聲速戰斗機時開始對錘擊波載荷開展大量理論分析、地面和飛行試驗研究。對于簡單的直進道研究，美國基于數十年飛行試驗數據的峰值載荷預估技術即可滿足其需求。但隨著先進復合材料在第4代先進隱身戰斗機“S”彎進氣道上的應用，可以采用基于概率統計的錘擊波載荷評估方法，以降低載荷，有效減輕結構質量。評估錘擊波載荷首先需要發動機設計部門提供喘振瞬間進口壓力升高值和隨時間變化的規律，飛機設計部門才能計算出錘擊波在進氣道內運動過程中的受載情況。

本文介紹了錘擊波載荷的相關問題，希望積累相關型號喘振超壓試驗數據庫，開展計算方法研究，最終給出合理曲線，解決飛機設計的瓶頸問題。

1 錘擊波載荷

在高速（Ma＞0.6）飛行狀態下，進氣道穩態氣動載荷隨著發動機流量的減少而增大，因此，發動機收至慢車狀態飛機進入減速飛行時，穩態氣動載荷可達到最大，通過風洞試驗和CFD數值計算可較準確地給出該壓力數據；但當發動機發生強喘振甚至空中停車，流量突然減少并伴隨壓氣機高壓能量的釋放時，發動機進口會在穩態流動壓力基礎上瞬間（毫秒量級）產生額外的壓力升高。壓力升高的大小會導致強弱不同的激波，該激波會快速地向進氣道上游傳播，稱為錘擊波，其對進氣道產生的載荷被稱為錘擊波載荷。雖然錘擊波并不常見，但在戰斗機進氣道結構設計中是決定性因素之一，其發生過程如圖1所示。

圖1 發動機喘振導致錘擊波

錘擊波載荷對于原型機特別是配裝新研發動機來說至關重要。由于在初始試飛階段，發動機喘振發生概率相對較高，潛在的威脅較大；隨著試飛中出現的問題不斷解決、清晰的飛行包線的建立和相關技術發展，喘振發生概率顯著降低，因此對于成熟的發動機可適當降低錘擊波載荷要求[1]。

美國傳統上是在整個飛行包線范圍內使用最大的錘擊波載荷作為整個進氣道的結構設計載荷[2]，同時乘上1個安全系數。預測該設計載荷首先是發動機喘振時在壓氣機進口的喘振超壓；其次是錘擊波沿進氣道傳播時可能的壓力升高。早期預測壓氣機進口超壓采用相關因子修正的理論方法，現在則根據發動機地面喘振或空中喘振試驗數據庫，提供特定發動機的相關性曲線，并且隨著相關研究進展，在相關曲線上加入新的喘振壓比數據。不同時期根據不同進氣道形狀采用了很多方法。如F-16飛機根據F-111A飛機的試飛數據預測錘擊波傳播過程中可能的壓升[3]；Mays提供了1個通用的方法[4]；目前可以用非定常的CFD手段完成[5,6]。

錘擊波對進氣道結構，特別是突起物和活動部件會造成較大破壞作用。國內某型飛機發動機曾經在H=5.5km、Ma=1.6時發生過強喘振，雖然發動機并未停車，但造成控制進氣道斜板位置的拉桿被切斷、復合材料鉸鏈板表面裂開，如圖2所示，損壞的鉸鏈板如圖3所示。同時也造成進氣道輔助進氣門嚴重變形，飛機在進氣道斜板自由運動狀態下降落。

圖2 進氣道斜板調節結構

圖3 損壞的鉸鏈板

2 發動機喘振超壓影響因素

飛機進氣道出口即發動機進口的壓力值與其流量m 的減小比△m/m 有關，根據簡化的流動模型進行理論分析得到的曲線[7]如圖4所示。從圖中可見，當時，表明流動完全停止；時，指上游注入流量產生額外流量減少，類似于壓氣機能量的釋放。該壓升值還與發動機入口馬赫數Ma2有關，Ma2等價于發動機進口換算流量，表明由發動機喘振引起的壓升與增壓比、進口換算流量都有關。對于特定的發動機，在正常的操縱范圍內，壓氣機的增壓比與換算流量為一一對應關系，因此，喘振超壓值可以簡化為只與壓氣機的增壓比相關（或只與Ma2相關）；改變任何壓氣機的增壓比與換算流量的對應關系（比如壓氣機引氣），都會使喘振超壓產生差別。因此，從1種系列發動機獲得的喘振超壓相關性將不能用于其他系列發動機。如果2種系列發動機具有幾乎相同的增壓比與換算流量的對應關系，在其他參數相當的情況下，在給定的壓氣機增壓比下會產生幾乎相同的喘振超壓，即可以將發動機喘振超壓表示成與增壓比的單值對應關系曲線。

圖4 發動機喘振影響的類比

大部分強喘振是由壓氣機失速引起的。風扇的旁路管道有助于減小風扇進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的失速回流流量；風扇與壓氣機之間的隔離縫對于失速頻率和強度至關重要；雖然錘擊波理論表明△P≈Ma2，但是發動機和進氣道腔體對錘擊波的強度和周期都有影響，而壓氣機增壓比預示著失速流的能量；另外，失速壓力波很少是均勻的，因此，較小頻率范圍的動態壓力傳感器很可能會丟掉△P 的峰值。

圖5 發動機喘振壓力影響參數

從發動機地面逼喘試驗測量數據來看，喘振超壓數據是離散分布的，如圖6所示[9]。但是，除燃油階躍逼喘外，任何1種逼喘方式產生的超壓數據仍然可以認為是在1個相對較窄的分布帶內。從圖中可見，由畸變引起的發動機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態壓力畸變引起的喘振確定的。

圖6 小涵道比發動機TF30喘振超壓峰值靜壓比

3 發動機喘振超壓實測

在20世紀70年代初，美國為了給F-111、YF-16及當時先進超聲速飛機設計提供進氣道載荷數據，利用2架F-111A原型機進行了地面和空中發動機喘振壓力的測量。F-111A飛機圓錐型超聲速外壓式可調進氣道裝配2臺PW 公司TF30家族發動機，如圖7所示[3]。最大飛行馬赫數為2.5。在2架被測試飛機的進氣道內不同站位安裝動態壓力傳感器，如圖8所示[3]。在發動機喘振前，先建立起穩定的自由來流、發動機和管道流動，馬赫數為0.71～2.23、高度為3.2～14.5km，如圖9所示[3]。較寬的壓氣機增壓比范圍誘導發動機喘振并伴隨進氣道錘擊波產生記錄壓力的傳播過程。壓氣機進口喘振超壓隨時間典型變化如圖10所示[3]。

圖7 F-111A飛機推進系統

圖8 F-111A飛機進氣道內測耙安裝位置

圖9 F-111A飛機試飛包線內發動機喘振點

圖10 F-111A飛機壓氣機進口錘擊波壓力變化的時間歷程

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

峰值喘振超壓沿進氣道縱向分布如圖11所示[7]（相對于平均的唇罩內超壓）。唇罩處的超壓比發動機進口高18%左右。由于進氣道各站位的峰值壓力并不同時升高，峰值超壓數據作為載荷設計可能偏于保守，根據同一時間的壓力沿進氣道的分布波形設計會更加精確。將15個進氣道外罩處的傳感器壓力升高值進行平均并以發動機進口處的總壓無量綱化，給出與壓氣機增壓比的關系，如圖12所示[7]。將這些數據點進行擬合用于F-111飛機外罩處的設計載荷。

圖11 F-111A飛機進氣道峰值喘振超壓分布（相對于唇罩內峰值壓升）

YF-16原型機配裝單臺F100-PW-100發動機，其進氣系統的設計載荷借鑒F-111A飛機的試飛數據，對有限的新發動機試驗數據進行判斷。在YF-16飛機設計時F100發動機僅有1個數據點，如圖13所示[7]。YF-16飛機設計完成后，F100發動機又獲得另外的2個數據點。由于F100發動機與TF30發動機喘振數據重合度較好，但數據點太少，因此，考慮引用數據相對豐富的TF30發動機數據；而進氣道面積分布不同對錘擊波的影響通過已有的資料和NASA非定常計算程序分析解決。

除了上述研究，美國于1974年在AEDC16T風洞中對B-1A飛機進氣道/F101發動機進行了全尺寸逼喘試驗,獲得了類似數據[8,10]。對混壓進氣道[11]及F-14飛機進氣道也有類似的測量數據[12]。

圖12 F-111A飛機進氣道外罩平均喘振超壓

圖13 F100發動機喘振超壓與增壓比相關性

4 發動機喘振超壓評估

在歐洲“狂風”戰斗機設計中，進氣道、壓縮斜板和相關聯的系統是依據錘激波載荷設計的[2]。最大的錘擊波載荷基本上隨發動機壓比的增大呈線性增大，狂風戰斗機上的RB199發動機喘振所產生的峰值壓力是自由流總壓的2倍量級，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，而可動部件則最易受到損壞，同時輔助進氣門的結構在突然猛烈的撞擊作用下也容易損壞。

圖14 狂風戰斗機RB199發動機喘振超壓相關性

圖15 發動機喘振超壓與總增壓比的關系

圖16 Marshall方法預估發動機喘振超壓數據對比

5 進氣道載荷評估

進氣道中的旁路門和附面層抽吸縫有助于減弱錘擊波峰值強度，測量結果[8]如圖17所示。

圖17 放氣有助于減弱錘擊波壓力

對于大S彎、后掠且具有特定形狀唇緣和先進復合材料壁板的進氣道，現有的這些定量評估錘擊波載荷的方法是不夠的。為了確定錘擊波沿進氣道運動過程中的壓力變化，需采用非定常的CFD軟件計算。錘擊波壓力符號如圖18所示，典型的發動機進口初始壓力隨時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計載荷。

圖18 錘擊波壓力值標注

圖19 典型的錘擊波波形

更加精細的評估方法是把錘激波載荷波形疊加到管道壁面上。在超聲速飛行狀態下，最危險的部位在進氣道進口的方形截面，如圖20所示[15]。進氣道內穩態壓力載荷疊加錘擊波載荷產生更大的壓力載荷，如圖21所示[15]。當壁面的另一側有油箱時，則可以緩解作用在壁板上的剪切力；在亞聲速飛行狀態下，危險的部位在進氣道內圓形截面，如圖22所示[15]。壁面的另一側有油箱時，在穩態氣流下壁面處在吸力狀態，疊加錘激波載荷波形后，會引起壁板剪切力增大，如圖23所示[15]。

圖20 進氣道進口方形截面

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計方法

錘擊波載荷作為進氣道結構設計的峰值載荷，在傳統情況下是由基于飛行包線內各種工況下的最大錘擊波載荷確定的，是假設所有最嚴酷的因素在發生最大錘擊波載荷時同時發生，通常在飛行包線的右下角錘擊波載荷達到最大值，如圖24所示。從統計學角度看，雖然各因素都有可能單獨發生，但所有因素按最大狀態同時發生的概率極小，這些載荷還要通過各種形式的安全因子放大來建立結構設計值，導致實際進氣道結構質量遠高于理想狀態的，使結構設計過于保守，因此提出了基于概率統計的錘擊波載荷設計方法。

假設最大可以接受最強錘擊波的發生頻率，如對于有人駕駛飛行器飛行107架次允許發生1次，對于無人機可以降低要求，比如105架次允許發生1次。即允許統計學上發生概率非常小的載荷超出設計值，這便引入了1個損壞的風險。由于復合材料在進氣道上的應用使其抗損壞能力增強，一旦損壞能夠阻止其進一步擴展。即一旦發生這一小概率事件，損傷容限復合結構仍然允許飛機安全操縱，這在美國新的國防部結構設計規范里是允許的。正是由于這些技術的應用使當前結構設計從相對保守的方法向新的非保守的設計標準發展，帶來的額外收益是提供非保守的更加精確的錘擊波結構設計載荷。

美國的JSF飛機進氣道設計載荷應用了概率統計方法[2]。該方法需要1個典型的戰斗機生命周期內在飛行包線不同馬赫數/高度范圍的飛行時間數據庫，如圖25所示。通常飛行的大部分時間是在馬赫數為0.5～0.9、高度在12km以下，根據該數據庫產生1個馬赫數累積概率分布，如圖26所示[2]，作為輸入來確定自由流條件。

圖24 發動機喘振超壓在包線內分布規律

圖25 戰斗機包線內飛行時間分布

圖26 馬赫數累積概率分布

假設在飛行包線內不同高度/速度區域發動機喘振的概率相同，同時假設1次飛行時間為1.5h，每飛行10000h可能發生1次發動機喘振，則累積概率為

根據這一概率統計值確定設計載荷，如圖27所示[2]。

經對比，得出在先進進氣系統（類似于F35飛機DSI進氣道）應用概率統計方法確定的結構質量比應用傳統方法得到的減輕40%[2]。

目前，國內對進氣道錘擊波載荷評估處于起步階段，如果不能對錘擊波載荷進行準確評估，便很難確定進氣道的結構需求，可能導致結構質量增加，或設計載荷值偏小，增加飛行風險。

圖27 由概率統計法得到的設計載荷

7 結論

（1）錘擊波載荷是進氣道結構設計中的最大載荷，進行飛機初始設計時應把其作為主要載荷加以考慮，而不應該以穩態氣動載荷作為結構設計的最大載荷指標。

（2）錘擊波載荷與發動機的涵道比、進口馬赫數等設計參數有關，需要發動機設計部門通過地面試驗和分析手段獲得發動機喘振相關性數據庫，再由飛機設計部門根據具體的進氣道幾何形狀評估錘擊波傳播過程壓力升高值，以此作為結構最大設計載荷。因此，發動機試驗數據的獲取及分析處理是最關鍵的一步。

（3）采用概率統計方法進行錘擊波載荷設計非常必要，可以減輕結構質量，同時又是飛機可以接受的，但飛機的生命周期中包線內的飛行時間分布又決定了載荷裁剪后的量值，因此，飛行時間在飛行包線內的分布是應獲取的基礎數據。

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