帶輔助進氣的二元超聲速進氣道低速特性

符小剛, 李俊浩, 許艷芝

(中國飛行試驗研究院 發動機所, 西安 710089)

0 引 言

飛機進氣道的作用是在全飛行包線范圍內向發動機提供合適流量的空氣，同時確保所提供的氣流場有較高的總壓恢復以及較低的畸變[1]。對于超聲速飛機進氣道設計而言，要在全飛行馬赫數范圍內同時滿足發動機對進氣流量的需求是非常困難的。當在超聲速大馬赫數下飛行時，前方來流在進氣道入口的沖壓作用顯著，進氣道與發動機流量關系為供大于需，易造成激波損失嚴重、進氣道喘振[2]及進氣道溢流阻力大[3]等問題，需采用喉道幾何面積可調[4]以及進氣道下游旁路放氣[5]等方式來減少進氣道供氣量,并使用附面層抽吸[6]等機構來增強進氣道工作穩定性。而在亞聲速低馬赫數飛行時，進氣道與發動機流量關系往往是供小于需，易導致發動機推力不足或工作不穩定等問題，需使用輔助進氣[7]等手段來增加供氣量。當輔助進氣門工作時，吸入的氣流與主流摻混，可能引起流場不穩定、不均勻(即產生畸變)問題，影響發動機的穩定工作。

國內己公開的文獻中，對二元超聲速進氣道的研究以數值模擬及風洞縮比模型試驗為主，且主要針對超聲速工作狀態，對低速飛行時的工作特點研究較少。如張堃元等[8]通過風洞模型試驗研究了外壓式進氣道在馬赫數2.29～2.50范圍內的激波/附面層相互作用；盧燕等[9]通過數值模擬獲取了某型混壓式進氣道在馬赫數1.5～2.5范圍內的性能數據；崔立堃等[10]采用數值仿真研究了迎角對設計馬赫數3.5的超聲速混壓式進氣道內激波系、總壓恢復等的影響；時瑞軍等[11]則針對二元幾何可調混壓式進氣道建立了一種反映迎角、馬赫數及可調斜板角度變化的數學仿真模型。僅有何中偉等[12-13]通過風洞模型試驗,針對進氣道低速狀態進行了起飛條件下進氣道唇口分離流的控制技術研究。

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

1 進氣道特點及試驗簡介

該進氣道為超聲速戰斗機中有著廣泛應用的帶附面層隔道[14]的二元外壓式[15]超聲速進氣道，安裝于機身腹部，其進口上表面為角度可調的多級斜板式壓縮型面，兩側為左右對稱的薄壁結構，如圖1所示。進氣道內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。為提高該進氣道在低速飛行時的進氣能力，在其下方壁面開設了葉柵式輔助進氣門。工作原理為：低速飛行發動機大轉速狀態工作時，進氣道與發動機的流量關系為“供不應求”，即在發動機吸氣作用下，進氣道內氣壓低于外界大氣，輔助進氣門葉柵在內外壓差作用下打開；高速飛行時，進氣道與發動機的流量關系為“供大于需”，在來流沖壓作用下，進氣道內氣壓高于外界大氣，葉柵在壓差作用下自動關閉。

圖1 帶輔助進氣門的二元外壓式超聲速進氣道

為測定并計算進氣道出口截面的壓力畸變，在進氣道出口截面按等面積原則布置了徑向5環面×周向6測點共30個穩態總壓測點(見圖2)，同時在距截面圓心0.9倍半徑處等間隔布置6個動態壓力測點。試驗在高空H1、中空H2和低空H3共3個高度、飛行馬赫數0.3～0.8范圍內進行。

圖2 進氣道出口截面穩態及動態壓力測點示意圖(順航向)

2 試驗結果及分析

2.1 發動機轉速的影響

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

(1)

式中，n為測點數，本試驗中n=6；m為數據樣本量。各試驗點記錄動態壓力時長為2 s。

典型高度及馬赫數下不同n1cr時的進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Cpt對各點總壓進行了無量綱化處理,處理方法為：

(2)

這是因為，當發動機低壓換算轉速n1cr在60%以下時，進氣道入口提供的流量能滿足發動機工作需要，進氣道內壓力與外界大氣持平甚至可能更高，輔助進氣門并未工作；而當n1cr在60%以上并持續增大時，進氣道入口提供的流量已不能滿足發動機需要，輔助進氣門逐漸打開，由此進入進氣道的氣流因流向、壓力等的差異而與進氣道主流產生摻混，在下游形成低壓區。隨著發動機轉速增大，輔助進氣流量增大，形成的低壓區也就更明顯，引起進氣道畸變增強以及總壓損失增大，使σr值下降。

2.2 飛行馬赫數的影響

2.3 迎角及側滑角的影響

典型高度及飛行馬赫數點、發動機在大狀態工作、飛機以不同的迎角進行穩定飛行時的進氣道綜合畸變指數及總壓恢復系數見表1。由表可見，相同高度及馬赫數點，迎角變化時Wr及σr值無顯著差異。這是因為，該進氣道入口位于機身腹部，在機身的遮擋作用下，進氣道入口及輔助進氣口對迎角的小幅變化均不敏感。

相同高度及馬赫數點、發動機在大狀態工作、飛機以不同的側滑角進行穩定飛行時的進氣道畸變及總壓恢復見圖7，典型出口總壓分布見圖8。由圖可見，各試驗點在β=0°時畸變最小，總壓恢復最大，向左(β值為負)或向右(β值為正)增加側滑角都會導致畸變增加，總壓恢復下降；同時，進氣道出口下方的低壓區也是在β=0°時范圍較小，左右側滑時低壓區范圍增大，而主流區的總壓分布無顯著變化。這表明與進氣道入口相比，該進氣道輔助進氣門對側滑角的變化更敏感，并且向左或向右增大側滑角時，輔助進氣量均會增大，進而導致與主流的摻混區范圍增大。這是因為，試驗進氣道唇口左右側前緣比上下唇口前緣要尖銳，側滑飛行時，來流在進氣道入口左右兩側壁面易發生流動分離，導致由正前方進入進氣道的流量略有減少。而發動機的流量需求不變，對輔助進氣的需求就會相應增加，從而導致輔助進氣量增加，對進氣道內流場的影響也就更加顯著。

圖5 不同飛行Ma數下的進氣畸變及總壓恢復

表1 相同高度及馬赫數下迎角不同時的相對畸變指數及總壓恢復系數

圖6 不同飛行Ma數下的進氣道總壓系數云圖

圖7 不同側滑角下的進氣畸變及總壓恢復

圖8 側滑角不同時的進氣道出口總壓系數云圖

2.4 輔助進氣門的工作范圍確定

除直接拍攝外，飛行試驗中可以確定進氣道輔助進氣門打開/關閉狀態的方法主要包括：測量進氣道輔助進氣門段的內外壓力，并進行比較，如進氣門內側壓力小于外側，則可以確定輔助進氣門處于打開狀態；測量進氣道內輔助進氣門上游某截面的進氣流量，與進氣道出口測量結果進行比較，如上游進氣量小于進氣道出口，則意味著有輔助進氣。但無論在輔助進氣門內外側還是在進氣道內輔助進氣門上游布置測量設備，都對飛行中的進氣道及發動機工作安全威脅較大，難以實施。因此，需要采用間接分析的方法來確定輔助進氣門是否工作。

如前文所述，輔助進氣門工作狀態隨馬赫數及發動機換算轉速的變化而變化。而通過檢查各試驗點進氣道出口截面總壓云圖下部有無明顯低壓區，可以大致確定輔助進氣門是否打開。選取的試驗點在馬赫數-換算轉速圖中的分布見圖9。其中典型試驗點進氣道出口截面的總壓云圖見圖10。對比可知，位于圖9斜實線左方的A1、B1、C1各點進氣道出口截面下方存在顯著低總壓區，表明有輔助進氣，其中更靠左上方的C1點低壓區范圍比A1、B1大； 而位于圖9斜實線右方的A2、B2、C2各點進氣道出口截面下方低總壓區不明顯，意味著無輔助進氣。據此確定的輔助進氣門打開/關閉區域的分界線如圖9中的黑實線所示，其上方為輔助進氣門打開工作區，且離該線越遠則意味著輔助進氣門打開程度越大；下方為關閉區。當然，考慮到輔助進氣門打開及關閉時的阻力及氣動力的遲滯作用，實際分界線也可能是以黑實線為中心的具有一定寬度的過渡帶。

圖9 Hp=H2,輔助進氣門打開/關閉時的工作范圍

圖10中也給出了在假定無輔助進氣條件下(即假定進氣道入口進氣流量等于出口進氣流量)計算的典型試驗點的流量系數φ。根據各試驗點φ值計算結果得到的等流量系數線如圖9中的虛線所示。對比可知，輔助進氣門打開/關閉的分界線位于假定無輔助進氣條件下得到的φ=0.90和φ=1.05等流量系數線之間。考慮到流量系數定義為進氣道遠前方進氣道捕獲的自由流管截面積A0與進氣道入口截面積Ac之比，當φ>1時，意味著截面積為Ac的前方自由來流量不能滿足發動機工作需求，需要吸入更多的空氣，因此需要輔助進氣；當φ<1時，意味著截面積為Ac的前方自由來流量超過了發動機工作需求，需要分流一部分到進氣道外，則不需要輔助進氣。由此可知，通過總壓云圖對比確定的輔助進氣門打開/關閉臨界點位于φ=0.90和1.05之間的結論是正確的。

圖10 圖9中選取的典型試驗點進氣道出口截面總壓系數云圖

3 結 論

通過飛行試驗研究了某型二元超聲速進氣道在低速飛行時的工作特性,結論如下:

(1) 由輔助進氣門進入進氣道內的流體會與進氣道主流摻混，進而在進氣道流場下部形成低總壓區，導致進氣道畸變增加，總壓恢復下降；

(2) 進氣道畸變、總壓損失以及因輔助進氣形成的出口低壓區范圍均隨發動機轉速的增大而增大，隨飛行馬赫數的增大而減小，而飛行高度的變化對進氣畸變及總壓損失的影響不明顯；

(3) 低速飛行時，迎角的變化對進氣畸變及總壓恢復的影響不明顯，而向左或向右增大側滑角均會導致輔助進氣量增加，進而引起進氣畸變增強，總壓恢復下降；

(4) 該型進氣道輔助進氣門打開/關閉的臨界點位于假定無輔助進氣條件下計算的φ=0.90和1.05等流量系數線之間。