埋入式進氣口優(yōu)化設(shè)計

埋入式進氣口優(yōu)化設(shè)計

王玉梅，李麗，王婕

(中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

摘要：對比了不同進氣方式對發(fā)動機短艙內(nèi)環(huán)境溫度的影響，分析了進氣口的結(jié)構(gòu)形式及布局方式對動力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)的影響，得到了最佳進氣方式，為動力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計提供依據(jù)。

關(guān)鍵詞:航空發(fā)動機冷卻通風(fēng)飛行試驗

中圖分類號：V228.3文獻標識碼：B

作者簡介：王玉梅(1986-)，女，工程師/碩士，研究方向：動力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)試飛。

收稿日期：2015-04-11

Optimization design of the submerged inlet

WANG Yumei，LI Li,WANG Jie

Abstract:In this paper, different submerged air inlet models’ influence on the ambient temperature in engine nacelle is contrasted. The impact of the structure and layout of air inlet on its cooling and ventilation system is investigated. A best air inlet manner is found, and the results can supply reference for further optimization design of engine nacelle’s ventilation cooling system.

Keywords:aero-engine; cooling and ventilation; flight test

0引言

發(fā)動機艙的冷卻通風(fēng)系統(tǒng)是飛機設(shè)計的重要部分，發(fā)動機是艙內(nèi)的主要熱源，而從進氣口進入到艙內(nèi)的冷氣是短艙的外界冷卻條件，對艙內(nèi)的熱環(huán)境進行冷卻和降溫。而進氣口的設(shè)計不但要滿足艙內(nèi)冷卻的需求[1-2]，還要迎合新時代對飛機隱身性能的要求[3]，因此進氣口的合理設(shè)計和布局是系統(tǒng)設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)。

內(nèi)埋式進氣道的大量研究[4-5]為動力裝置進氣口的設(shè)計指明了新的方向。與傳統(tǒng)的突出機外的進氣口相比，埋入式進氣口可以減小飛機的正面雷達反射截面，減小飛機流阻，國外早在十年前已開始對短艙的進氣口進行隱身式設(shè)計[6]，本文針對幾種不同類型的埋入式進氣口進行研究，主要分析了幾種冷卻方式對發(fā)動機艙內(nèi)環(huán)境溫度的分布規(guī)律，為埋入式進氣口的優(yōu)化設(shè)計提供依據(jù)。

1研究對象

本文研究的埋入式進氣口有兩種，一種是埋入式矩形進氣口，其內(nèi)部與傳統(tǒng)進氣口類似，有完整的進氣涵道；另一種是格柵式進氣口，進氣口的表面被格柵分割成若干個進氣單元，格柵與機身表面呈一定夾角以便于進氣，內(nèi)側(cè)的前端有短涵道以起到進氣導(dǎo)流的作用。

圖1　矩形進氣口　　　　圖2　格柵式進氣口

本文的研究對象有三個，模型A采用的是矩形進氣口(圖1)，每個短艙上有三個進氣口，位于發(fā)動機艙的前端，其布局為沿周向?qū)ΨQ分布；模型B采用的也是矩形進氣口，位于發(fā)動機艙的前端，其布局為頂部、腹部、側(cè)下方各一個；模型C采用格柵式進氣口，其進氣口布局與模型B相同。其各模型的進氣口布局見圖3。

圖3　各模型的進氣口布局

三個模型的排氣方式類似，通過進氣口進入到發(fā)動機短艙內(nèi)的冷氣經(jīng)過發(fā)動機艙，進行熱交換后，最后從發(fā)動機尾噴管內(nèi)、外調(diào)節(jié)片之間的環(huán)形出口排出艙外。

2測試方案

2.1模型A飛機的測試方案

在發(fā)動機短艙內(nèi)順航向從前到后選擇4個典型截面進行艙內(nèi)環(huán)境溫度的測量，每個截面各有上、下兩個測溫點，各測溫點的周向位置見圖4。

2.2模型B、C飛機的測試方案

在發(fā)動機短艙內(nèi)順航向從前到后取3個典型截面進行艙內(nèi)環(huán)境溫度的測量，各測溫點的周向位置見圖5。

圖4　模型A飛機艙內(nèi)測　　圖5　模型B、C飛機艙內(nèi)測 　溫點周向位置(順航向)　　　溫點周向位置(順航向)

3試驗結(jié)果對比

3.1試驗結(jié)果

為了更有效的對比三種模型的試驗數(shù)據(jù)，本文選擇高溫天氣條件下的試驗結(jié)果；同時，還盡量選擇發(fā)動機大狀態(tài)(含加力和不開加力時的大狀態(tài))在不同高度上長時間平飛結(jié)果，飛行高度選取5 km、11 km。模型A、B、C飛機在不同飛行條件下平飛測得的發(fā)動機艙環(huán)境溫度見表1-3。

通過表1和表2中的試驗數(shù)據(jù)，我們可以發(fā)現(xiàn)模型A、B飛機的艙溫規(guī)律具有相似性：其一，在同一飛行高度上，發(fā)動機狀態(tài)越大，艙內(nèi)的環(huán)境溫度越高；其二，發(fā)動機狀態(tài)不變時，飛行高度增加，艙內(nèi)環(huán)境溫度呈下降趨勢。表3為模型C飛機的試驗數(shù)據(jù)，可以得到以下艙溫規(guī)律：其一，在同一飛行高度上，發(fā)動機狀態(tài)增大，艙內(nèi)的環(huán)境溫度有所降低；其二，發(fā)動機狀態(tài)不變時，11 km高度上平飛條件下的艙溫高于高度5 km上的結(jié)果。其數(shù)據(jù)規(guī)律與前兩者不同。下面從發(fā)動機艙進氣口的角度對三型試驗機的試飛結(jié)果進行對比分析。

表1

平飛條件下的艙內(nèi)環(huán)溫(模型A)

表2

平飛條件下的艙內(nèi)環(huán)溫(模型B)

表3

平飛條件下的艙內(nèi)環(huán)溫(模型C)

3.2對比分析

發(fā)動機是艙內(nèi)的主要熱源，發(fā)動機狀態(tài)越大，發(fā)動機艙內(nèi)的熱源也越大；而從進氣口進入到短艙內(nèi)的冷氣是發(fā)動機艙內(nèi)冷卻的外部條件。而艙內(nèi)環(huán)境溫度是艙內(nèi)熱源和外部冷卻條件共同作用的結(jié)果。

對H=11 km、Ma=0.9條件下的三型試驗機的試驗結(jié)果進行對比，發(fā)動機狀態(tài)相同，發(fā)動機渦輪后燃氣溫度接近。但從艙溫數(shù)值的大小上來看，模型A飛機的整體艙溫低于模型B飛機，模型C飛機的整體艙溫最高。此外，發(fā)動機艙內(nèi)從前到后幾個截面上的艙溫沿程有一定升高，但模型A飛機的溫升最不明顯，模型C飛機的艙內(nèi)沿程溫升最大。

艙溫數(shù)據(jù)對比發(fā)現(xiàn)，模型A飛機的短艙冷卻效果最好，其次是模型B，模型C飛機的短艙冷卻效果最差。下面分別對試驗機的短艙內(nèi)冷卻情況進行分析。

3.2.1模型A飛機與模型B飛機的對比

模型A飛機與模型B飛機的短艙進氣口形狀相同，且每個發(fā)動機艙都是有三個進氣口，不同的是：模型A飛機的進氣口分別在發(fā)動機艙的機身上部兩側(cè)和機身下部，沿周向基本呈120°均勻分布；模型B飛機的進氣口分別位于發(fā)動機艙的機身頂部、腹部和左下側(cè)。試驗數(shù)據(jù)顯示，模型B飛機的短艙內(nèi)從前艙到后艙沿程的環(huán)境溫度升高很明顯，模型B的進氣方式冷卻效果較差。對比結(jié)果表明短艙進氣口的分布位置對短艙內(nèi)的冷卻有一定影響，而合理的布置進氣口位置可以為短艙提供更好的冷卻條件，進氣口的位置布置不合理則會使冷氣在艙內(nèi)的流動情況較差，最終導(dǎo)致短艙中后段的冷卻條件不夠。

數(shù)據(jù)結(jié)果表明，這兩種試驗機的短艙內(nèi)艙溫的規(guī)律具有一致性，即艙溫隨發(fā)動機狀態(tài)增大而升高、隨飛行高度增加而降低。這說明了采用相同的進氣口形式時，發(fā)動機的艙溫隨高度、馬赫數(shù)的變化規(guī)律具有相似性。

3.2.2模型B飛機與模型C飛機的對比

模型B和模型C這兩種進氣口結(jié)構(gòu)不同，但進氣口的分布位置相同，其對比分析如下：

(1)飛行高度的影響

根據(jù)大氣屬性，隨著高度的增加，大氣的密度減小(影響進氣流量)，氣溫降低，進入短艙的冷氣流量和冷氣溫度共同決定了艙內(nèi)的冷卻條件。密度減小使冷氣流量降低，而氣溫降低卻有利于艙內(nèi)的換熱。發(fā)動機同條件下，模型B飛機在高空的艙內(nèi)環(huán)溫更低，冷卻條件更好，這說明了大氣溫度對短艙內(nèi)冷卻的影響超過了大氣密度。

對于模型C飛機，短艙環(huán)境溫度隨發(fā)動機狀態(tài)、飛行高度的變化規(guī)律與前兩型飛機不同。取5 km、11 km高度上亞音速條件下的艙溫進行對比，兩狀態(tài)下的發(fā)動機渦輪后溫度相當，但11 km高度上的艙溫更高，截面3溫度甚至最高達到155.6 ℃。數(shù)據(jù)表明發(fā)動機同狀態(tài)下，飛行高度越高，此飛機的短艙冷卻效果越差。也就是說大氣密度減小引起的短艙冷氣流量的減少對艙內(nèi)冷卻的影響超過了大氣溫度的影響。

(2)飛行速度的影響

飛機在同高度條件下飛行，飛行馬赫數(shù)越大，從進氣口進入到短艙的冷氣的氣動加熱現(xiàn)象越明顯。而在接近音速或超音速飛行時，進氣口進氣流量可能會大于低馬赫數(shù)飛行，也可能產(chǎn)生激波現(xiàn)象不利于進氣口進氣，關(guān)于這一因素，飛機設(shè)計過程中會對飛機進行整機氣動外形計算，將短艙進氣口選擇在無激波區(qū)域，因此，大速度飛行條件下的進氣口進氣流量會大于小速度飛行。因而對于此飛機，就是大速度飛行時從進氣口進入到短艙的冷氣流量更大，但溫度也更高。

對于模型B飛機來講，發(fā)動機分別以最大和加力狀態(tài)工作，發(fā)動機渦輪后溫度相當(加力狀態(tài)下略高)，艙內(nèi)的環(huán)境溫度也相當(加力狀態(tài)下略高)，也就是說這兩個狀態(tài)下氣動加熱和冷氣進氣量對艙內(nèi)冷卻的影響程度相當。

對于模型C飛機，在11 km高度上，發(fā)動機分別以最大和加力狀態(tài)工作，發(fā)動機渦輪后溫度相當，但發(fā)動機加力狀態(tài)、飛機跨音速加速飛行過程中的艙溫更低。這說明了飛機跨音速加速飛行過程中，飛機的短艙進氣口的進氣量增加顯著，因此艙內(nèi)的冷卻條件變好。

(3)兩種模型機在同狀態(tài)下對比

取5 km、11 km高度上發(fā)動機加力和不加力條件下的試驗結(jié)果進行對比，發(fā)動機狀態(tài)相同時，模型C飛機的短艙內(nèi)環(huán)境溫度明顯高于模型B飛機，試驗數(shù)據(jù)表明模型C飛機的短艙冷卻效果較差，也就是說模型C飛機的進氣口進氣效果不如模型B飛機。

通過幾個方面的對比，模型C飛機的格柵型進氣口的進氣效果較差，但發(fā)動機接通加力后，飛機跨音速加速飛行時，短艙冷卻效果明顯變好。發(fā)動機最大狀態(tài)工作時的艙內(nèi)冷卻條件最差。

1)進氣口形式不變，其在短艙上的位置對艙內(nèi)冷卻效果有影響，進氣口的合理布局有利于提高艙內(nèi)的冷卻效果；

2)若進氣口的位置相同，進氣口的形式改變會對短艙內(nèi)的冷卻效果有很大影響，甚至艙溫隨飛行狀態(tài)的變化規(guī)律也不同，合理設(shè)計進氣口對動力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)很關(guān)鍵；

3)格柵式進氣口冷卻效果差，矩形進氣口冷卻效果好；

4)進氣口均勻布置優(yōu)于其他布置方式。

參考文獻

[1]航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求：GJB243A-243[S]

[2]航空發(fā)動機設(shè)計手冊[Z].北京：航空工業(yè)出版社.2000

[3]李德俊.美國飛機隱身技術(shù)發(fā)展概況[J].航空電子對抗，1992，1：3-6

[4]Tsay W，Chen C. Numerical simulation of the submerged inlet[J]. AIAA 90-2137，1990

[5]余安遠，樂嘉陵，郭榮偉.隱身外形飛行器用埋入式進氣道的設(shè)計與風(fēng)洞實驗研究[J].航空動力學(xué)報，2007.25(2)：150-156

[6]Brian F. Lundy，Thomas G. Sylvester等.Flight test and refinement of a nacelle ventilation inlet partlally subme-rged in boundary layer[J]. ASME 2001-GT-0453

4結(jié)論

通過對三種模型機的短艙環(huán)境溫度的對比分析，得到不同冷卻方式對發(fā)動機短艙內(nèi)的冷卻效果的影響，結(jié)論如下：