超聲速狀態下的進氣道放氣門調節研究

陳昊洋，葉東鑫

（1.中國航發湖南動力機械研究所，湖南 株洲 412002；2.南京航空航天大學能源與動力學院，江蘇 南京 210016）

1 前言

超聲速狀態下的進氣道的工作狀態復雜，容易出現喘振與癢振等不穩定工作情況，與發動機耦合關系愈加明顯。當進/發一體化模型進入過渡態工作時，即進氣道和發動機的大部分性能參數在較短的時間內發生明顯改變，需要受到轉子的轉速極限、壓氣機喘振邊界、渦輪葉片最大工作溫度和燃燒室最大壓力等限制。因此，在超聲速過渡態中進行進氣道放氣門調節是十分必要的。進氣道的研究發展已持續半個世紀之久，研發過程中需進行CFD流場仿真計算并結合大量的風洞試驗，尋求設計出具有高總壓恢復系數，低流場畸變和外阻力的進氣道。隨著飛行馬赫數的不斷提高，簡單傳統的進氣道控制已經不能滿足推進系統的高性能要求，進氣道控制技術也不斷得到發展。早期的進氣道控制采用進氣道分流器避免附面層低能流被吸入進氣道內，如P-59、F89戰機，通過分流器影響氣動布局，減少了進氣道流動損失，有助于提高進氣道效率。隨著飛機突破超聲速飛行，需采用一系列斜激波和一道正激波壓縮氣流的方式保證總壓恢復系數較高，如F-14、F-18C飛機采用固定式隔板進氣道。隨后發展為可調式進氣道，并結合放氣調節實現高馬赫數的高效率飛行，如洛克希德公司的F104、F106飛機采用斜板加放氣調節，在非設計點工作時也具有良好的性能，俄羅斯的米格23同樣采用的是斜板可調進氣道。F14、F15、F16、F18均使用放氣和斜板調節進行進氣道控制。國內對進氣道與發動機一體化模型的耦合影響已展開相關研究，旨在實時地檢測進氣道的性能，尤其當飛機超聲速飛行時，耦合作用更加明顯。盧燕等研究了基于數值模擬的超聲速進氣道模型與發動機共同工作點的關系。馬志超等研究了基于放氣調節的推進系統一體化模型。因此，本文基于帶有放氣門的進氣道模型，設計了超聲速過渡狀態下的進氣道控制方法，著重分析了進氣道控制的重要性和必要性，研究了放氣門調節對發動機動態模型的影響。

2 放氣門/進氣道模型

放氣門調節是保證進氣道穩定工作的重要控制方法。放氣門調節可以減小溢流的空氣流量，使正激波位置向下游移動，控制目標是穩定進氣道的正激波位置在臨界狀態。

2.1 設有放氣門的進氣道模型

為了研究超聲速狀態下的進氣道放氣調節對激波系和性能參數的影響，本文選取結尾正激波位置位于進氣道通道內的二元混壓式進氣道，該進氣道的設計點選為馬赫數2.2，高度11km。基本結構與二元進氣道類似，兩個楔角分別為δ1= 6°和δ2=6°，外罩前緣的唇口角較小，同時為斜激波提供了δ3=7°的轉折角。擴張段選取的擴張角為δ4=6°，在其末端增設放氣門，如圖1所示。

圖1 設有放氣門的進氣道模型

本文的放氣門調節研究的重點是超聲速狀態，下游的擾動不能影響進口氣流，因此不需要過大的遠場。為了研究放氣門的放氣量對進氣道性能的影響，需要增加放氣區域的流場設計，最終增設有放氣門的進氣道模型和放氣門設計如圖2所示。

圖2 設有放氣門的進氣道二維簡圖

2.2 放氣門調節動態過程建模

超聲速進氣道內的正激波位置可以在一定程度反映出進氣道的性能。因此，正激波位置的測量是放氣調節的關鍵，根據正激波的壓力變化特性進行壁面靜壓測量可以準確的預測正激波位置。

基于所建立的設有放氣門的進氣道模型，計算放氣門未打開時，節流狀態和背壓為150kPa的進氣道流場特性，對比兩個狀態下的進氣道上壁面壓力分布情況，通過壓比法選取靜壓比為1.5位置作為需要測量的正激波位置。將背壓為150kPa下測量得到的正激波位置設為無量綱位置0處，表示此時的正激波位置處于進氣道喉道偏下游附近，后續的無量綱位置均是參考圖2。利用壓比法測量的結果如圖3所示。

圖3 進氣道上壁面靜壓比

當發動機處于超聲速過渡態時，會受到指令量的變化和各種控制系統存在的固有干擾特性的影響，發動機的各項狀態和性能參數都發生改變，進而影響發動機與進氣道匹配，改變進氣道的工作特性和正激波位置。因此，研究進氣道出口背壓對正激波位置的影響，對進氣道與發動機的共同穩定工作必不可少。選取不同的進氣道出口背壓值，對比出口背壓對正激波位置變化的作用機理，對比結果如圖4所示。分別選取背壓值125kPa、130kPa、140kPa和155kPa，同樣選取靜壓比為1.5位置作為正激波位置。計算結果表明，隨著進氣道出口背壓值的增大，正激波位置逐漸向上游移動，符合進氣道流場特性。當背壓增大1kPa時，正激波位置約向上游移動0.04，利用非線性最小二乘法可以擬合出背壓和正激波位置之間的函數關系，表達式為

圖4 不同出口背壓下的正激波位置

當進行進氣道放氣門調節時，同樣會影響正激波位置，放氣過程會使得正激波位置向下游移動，同樣使用非線性最小二乘法擬合出放氣量和正激波位置之間的函數關系，表達式為

3 放氣門調節對發動機性能參數的影響

進氣道與發動機共同工作的基礎是兩者之間的空氣流量相等，當進氣道未放氣時，進氣道前未擾動截面至發動機進口截面的流量平衡方程為：

式中，Km為常數，且結合總壓恢復系數和流量系數可得進氣道與發動機的共同工作線方程：

式中，K表示為進氣道與發動機共同工作線的斜率，表示為：

對于幾何形狀固定的進氣道，馬赫數、總壓恢復系數和流量系數可以相互確定。進氣道與發動機的共同工作線如圖6所示。

圖5 進氣道與發動機 共 同工作線

圖5中的KI點表示進氣道與發動機的共同工作點，此時進氣道處于臨界狀態，具有最小的外阻力。當共同工作點位于亞臨界狀態時，進氣道會產生較大的溢流阻力，減小發動機的安裝推力，因此,希望通過放氣門調節，將多余的空氣通過放氣門排出，同時將溢流阻力轉化為放氣阻力，把共同工作點向臨界狀態逼近，雖然會有些許的總壓恢復系數下降，但可以極大地提高進氣道流量系數，實現進氣道與發動機處于最優工作狀態。

4 放氣門調節對發動機性能參數的影響仿真驗證

通過進氣道放氣門調節將處于亞臨界狀態的進氣道向臨界狀態移動，期間發動機控制器指令不變。為了驗證放氣門調節的有效性，采用放氣門開度開環調節，研究放氣門開度變化對發動機動穩態模型的性能參數的影響。

選取超聲速狀態馬赫數Ma=2.2，高度H=11km，油門桿角度PLA=50°進行放氣門調節的驗證，此時，發動機處于節流狀態，進氣道與發動機共同工作線位于亞臨界狀態，進氣道具有較大的溢流阻力。仿真過程中，在t=5s時進行階躍放氣門開度，每隔5s階躍一次，階躍量分別為5°、10°、10°和15°，最終放氣門開度停留在40°。仿真期間發動機控制器指令不變，計算進氣道和發動機主要的性能參數變化，對計算結果按照未放氣調節時的性能參數值進行歸一化處理。在超聲速節流狀態下，加入放氣門調節的進氣道性能參數計算結果如圖6所示。

圖6 放氣門調節下的進氣道性能參數

隨著放氣門開度的不斷增大，進氣道放氣量也逐漸增加。放氣門調節的初始階段，放氣量提升較快，主要是因為進氣道通道內的壓力大于外流道壓力，當放氣門開度為15°時，放氣量已達到最大放氣量的64.08%。隨著放氣門開度繼續增大，放氣能力逐漸降低，最終達到最大放氣量。

整個仿真過程中，因發動機的控制指令沒有變化，發動機的需求流量基本保持不變，而放氣門調節將一部分溢流流量轉變為放氣流量排出，提高進氣道進氣流量的同時也提高了進氣道的流量系數，由0.685提升至0.774，但此期間總壓恢復系數略有下降，而下降量僅0.22%，對進/發一體化模型的影響可以忽略不計，主要原因是進氣道一直處于亞臨界狀態，流量系數的提高不會造成較大的總壓恢復系數下降。選取超聲速狀態馬赫數Ma=2.2，高度H=11km，油門桿角度PLA=70°時的進氣道正激波位置為無量綱0處。因此，當發動機進入節流狀態時，進氣道出口背壓有所提高，進氣道正激波位置向上游移動至無量綱0.41處。隨著放氣門開度的增大，正激波位置向下游移動，最終位于無量綱0.024處。

加入放氣門調節的發動機性能參數計算結果如圖7所示。進氣道與發動機的共同工作線由亞臨界狀態向臨界狀態接近，虛線代表未加入放氣門調節時的工作線，實現代表進氣門開度最大時的工作線。由式（5）定義的共同工作線斜率從1.327下降至1.166，距離最優共同工作線更近。由于進氣道存在外阻力，發動機總推力F應該進行修正，得到發動機的安裝推力Fin表達式為：

圖7 放氣門調節下的發動機性能參數

仿真期間，發動機總推力略有下降，但安裝推力提高了6.07%，這是由于隨著放氣門開度的增大，溢流阻力和泄除阻力分別下降了45.03%和12.7%，放氣阻力雖然增大，但是，相比溢流阻力要小很多，最終實現了發動機的安裝推力提高，保證發動機在超聲速狀態下具有較好的性能。期間，發動機的關鍵狀態性能參數可以不受進氣道調節的干擾而基本保持不變，如圖中的風扇和壓氣的相對轉速，有效地證明了亞臨界狀態下，進氣道放氣門調節的安全性和有效性。

5 結語

（1）超聲速狀態下，進氣道放氣門開度越大，進氣道放氣量越大，開度為15°時，放氣量已達到最大放氣量的64.08%。隨著放氣門開度的繼續增大，放氣能力逐漸降低，最終達到最大放氣量。

（2）超聲速狀態下，隨著進氣道放氣門開度的增大，正激波位置向下游移動，溢流阻力和泄除阻力下降，發動機的安裝推力從而提高，保證發動機在超聲速狀態下具有較好的性能。