朱 宇，沈天荣

（中航工业沈阳飞机设计研究所 沈阳110035）

0 引言

如何设计准确的气动载荷用于机体结构强度研究是新机研制面临的问题之一。进气道内的气动载荷可分为稳态流动的气动载荷和由发动机喘振引起的动态气动载荷，即锤击波载荷。锤击波载荷远大于稳态气动载荷，是进气道结构设计中的最大气动载荷。

20世纪60～70年代，美国在设计第3代超声速战斗机时开始对锤击波载荷开展大量理论分析、地面和飞行试验研究。对于简单的直进道研究，美国基于数十年飞行试验数据的峰值载荷预估技术即可满足其需求。但随着先进复合材料在第4代先进隐身战斗机“S”弯进气道上的应用，可以采用基于概率统计的锤击波载荷评估方法，以降低载荷，有效减轻结构质量。评估锤击波载荷首先需要发动机设计部门提供喘振瞬间进口压力升高值和随时间变化的规律，飞机设计部门才能计算出锤击波在进气道内运动过程中的受载情况。

本文介绍了锤击波载荷的相关问题，希望积累相关型号喘振超压试验数据库，开展计算方法研究，最终给出合理曲线，解决飞机设计的瓶颈问题。

1 锤击波载荷

在高速（Ma＞0.6）飞行状态下，进气道稳态气动载荷随着发动机流量的减少而增大，因此，发动机收至慢车状态飞机进入减速飞行时，稳态气动载荷可达到最大，通过风洞试验和CFD数值计算可较准确地给出该压力数据；但当发动机发生强喘振甚至空中停车，流量突然减少并伴随压气机高压能量的释放时，发动机进口会在稳态流动压力基础上瞬间（毫秒量级）产生额外的压力升高。压力升高的大小会导致强弱不同的激波，该激波会快速地向进气道上游传播，称为锤击波，其对进气道产生的载荷被称为锤击波载荷。虽然锤击波并不常见，但在战斗机进气道结构设计中是决定性因素之一，其发生过程如图1所示。

图1 发动机喘振导致锤击波

锤击波载荷对于原型机特别是配装新研发动机来说至关重要。由于在初始试飞阶段，发动机喘振发生概率相对较高，潜在的威胁较大；随着试飞中出现的问题不断解决、清晰的飞行包线的建立和相关技术发展，喘振发生概率显著降低，因此对于成熟的发动机可适当降低锤击波载荷要求[1]。

美国传统上是在整个飞行包线范围内使用最大的锤击波载荷作为整个进气道的结构设计载荷[2]，同时乘上1个安全系数。预测该设计载荷首先是发动机喘振时在压气机进口的喘振超压；其次是锤击波沿进气道传播时可能的压力升高。早期预测压气机进口超压采用相关因子修正的理论方法，现在则根据发动机地面喘振或空中喘振试验数据库，提供特定发动机的相关性曲线，并且随着相关研究进展，在相关曲线上加入新的喘振压比数据。不同时期根据不同进气道形状采用了很多方法。如F-16飞机根据F-111A飞机的试飞数据预测锤击波传播过程中可能的压升[3]；Mays提供了1个通用的方法[4]；目前可以用非定常的CFD手段完成[5,6]。

锤击波对进气道结构，特别是突起物和活动部件会造成较大破坏作用。国内某型飞机发动机曾经在H=5.5km、Ma=1.6时发生过强喘振，虽然发动机并未停车，但造成控制进气道斜板位置的拉杆被切断、复合材料铰链板表面裂开，如图2所示，损坏的铰链板如图3所示。同时也造成进气道辅助进气门严重变形，飞机在进气道斜板自由运动状态下降落。

图2 进气道斜板调节结构

图3 损坏的铰链板

2 发动机喘振超压影响因素

飞机进气道出口即发动机进口的压力值与其流量m 的减小比△m/m 有关，根据简化的流动模型进行理论分析得到的曲线[7]如图4所示。从图中可见，当时，表明流动完全停止；时，指上游注入流量产生额外流量减少，类似于压气机能量的释放。该压升值还与发动机入口马赫数Ma2有关，Ma2等价于发动机进口换算流量，表明由发动机喘振引起的压升与增压比、进口换算流量都有关。对于特定的发动机，在正常的操纵范围内，压气机的增压比与换算流量为一一对应关系，因此，喘振超压值可以简化为只与压气机的增压比相关（或只与Ma2相关）；改变任何压气机的增压比与换算流量的对应关系（比如压气机引气），都会使喘振超压产生差别。因此，从1种系列发动机获得的喘振超压相关性将不能用于其他系列发动机。如果2种系列发动机具有几乎相同的增压比与换算流量的对应关系，在其他参数相当的情况下，在给定的压气机增压比下会产生几乎相同的喘振超压，即可以将发动机喘振超压表示成与增压比的单值对应关系曲线。

图4 发动机喘振影响的类比

大部分强喘振是由压气机失速引起的。风扇的旁路管道有助于减小风扇进口前管道上的压力差△P，如图5所示[8]。增大涵道比有助于减小压气机的失速回流流量；风扇与压气机之间的隔离缝对于失速频率和强度至关重要；虽然锤击波理论表明△P≈Ma2，但是发动机和进气道腔体对锤击波的强度和周期都有影响，而压气机增压比预示着失速流的能量；另外，失速压力波很少是均匀的，因此，较小频率范围的动态压力传感器很可能会丢掉△P 的峰值。

图5 发动机喘振压力影响参数

从发动机地面逼喘试验测量数据来看，喘振超压数据是离散分布的，如图6所示[9]。但是，除燃油阶跃逼喘外，任何1种逼喘方式产生的超压数据仍然可以认为是在1个相对较窄的分布带内。从图中可见，由畸变引起的发动机喘振超压高于其他方式引起的，锤击波压比值的上限是由稳态压力畸变引起的喘振确定的。

图6 小涵道比发动机TF30喘振超压峰值静压比

3 发动机喘振超压实测

在20世纪70年代初，美国为了给F-111、YF-16及当时先进超声速飞机设计提供进气道载荷数据，利用2架F-111A原型机进行了地面和空中发动机喘振压力的测量。F-111A飞机圆锥型超声速外压式可调进气道装配2台PW 公司TF30家族发动机，如图7所示[3]。最大飞行马赫数为2.5。在2架被测试飞机的进气道内不同站位安装动态压力传感器，如图8所示[3]。在发动机喘振前，先建立起稳定的自由来流、发动机和管道流动，马赫数为0.71～2.23、高度为3.2～14.5km，如图9所示[3]。较宽的压气机增压比范围诱导发动机喘振并伴随进气道锤击波产生记录压力的传播过程。压气机进口喘振超压随时间典型变化如图10所示[3]。

图7 F-111A飞机推进系统

图8 F-111A飞机进气道内测耙安装位置

图9 F-111A飞机试飞包线内发动机喘振点

图10 F-111A飞机压气机进口锤击波压力变化的时间历程

压气机进口喘振超压不受自由流马赫数和高度的影响，而是压气机增压比的函数。在进气道壁面测量到锤击波压比随压气机进口马赫数成线性增加，锤击波在进气道中传播的速度近似为3ms/m。

峰值喘振超压沿进气道纵向分布如图11所示[7]（相对于平均的唇罩内超压）。唇罩处的超压比发动机进口高18%左右。由于进气道各站位的峰值压力并不同时升高，峰值超压数据作为载荷设计可能偏于保守，根据同一时间的压力沿进气道的分布波形设计会更加精确。将15个进气道外罩处的传感器压力升高值进行平均并以发动机进口处的总压无量纲化，给出与压气机增压比的关系，如图12所示[7]。将这些数据点进行拟合用于F-111飞机外罩处的设计载荷。

图11 F-111A飞机进气道峰值喘振超压分布（相对于唇罩内峰值压升）

YF-16原型机配装单台F100-PW-100发动机，其进气系统的设计载荷借鉴F-111A飞机的试飞数据，对有限的新发动机试验数据进行判断。在YF-16飞机设计时F100发动机仅有1个数据点，如图13所示[7]。YF-16飞机设计完成后，F100发动机又获得另外的2个数据点。由于F100发动机与TF30发动机喘振数据重合度较好，但数据点太少，因此，考虑引用数据相对丰富的TF30发动机数据；而进气道面积分布不同对锤击波的影响通过已有的资料和NASA非定常计算程序分析解决。

除了上述研究，美国于1974年在AEDC16T风洞中对B-1A飞机进气道/F101发动机进行了全尺寸逼喘试验,获得了类似数据[8,10]。对混压进气道[11]及F-14飞机进气道也有类似的测量数据[12]。

图12 F-111A飞机进气道外罩平均喘振超压

图13 F100发动机喘振超压与增压比相关性

4 发动机喘振超压评估

在欧洲“狂风”战斗机设计中，进气道、压缩斜板和相关联的系统是依据锤激波载荷设计的[2]。最大的锤击波载荷基本上随发动机压比的增大呈线性增大，狂风战斗机上的RB199发动机喘振所产生的峰值压力是自由流总压的2倍量级，如图14所示[1]。在这样的载荷作用下，圆形管道通常不是最易受损的，而可动部件则最易受到损坏，同时辅助进气门的结构在突然猛烈的撞击作用下也容易损坏。

图14 狂风战斗机RB199发动机喘振超压相关性

图15 发动机喘振超压与总增压比的关系

图16 Marshall方法预估发动机喘振超压数据对比

5 进气道载荷评估

进气道中的旁路门和附面层抽吸缝有助于减弱锤击波峰值强度，测量结果[8]如图17所示。

图17 放气有助于减弱锤击波压力

对于大S弯、后掠且具有特定形状唇缘和先进复合材料壁板的进气道，现有的这些定量评估锤击波载荷的方法是不够的。为了确定锤击波沿进气道运动过程中的压力变化，需采用非定常的CFD软件计算。锤击波压力符号如图18所示，典型的发动机进口初始压力随时间变化的边界条件如图19所示。最后在全管道使用最大的压力载荷作为设计载荷。

图18 锤击波压力值标注

图19 典型的锤击波波形

更加精细的评估方法是把锤激波载荷波形叠加到管道壁面上。在超声速飞行状态下，最危险的部位在进气道进口的方形截面，如图20所示[15]。进气道内稳态压力载荷叠加锤击波载荷产生更大的压力载荷，如图21所示[15]。当壁面的另一侧有油箱时，则可以缓解作用在壁板上的剪切力；在亚声速飞行状态下，危险的部位在进气道内圆形截面，如图22所示[15]。壁面的另一侧有油箱时，在稳态气流下壁面处在吸力状态，叠加锤激波载荷波形后，会引起壁板剪切力增大，如图23所示[15]。

图20 进气道进口方形截面

图21 超声速叠加锤击波载荷后作用在壁面上的压力

图22 进气道管道圆形截面

图23 亚声速叠加锤击波载荷后作用在壁面上的压力

6 锤击波载荷的概率统计方法

锤击波载荷作为进气道结构设计的峰值载荷，在传统情况下是由基于飞行包线内各种工况下的最大锤击波载荷确定的，是假设所有最严酷的因素在发生最大锤击波载荷时同时发生，通常在飞行包线的右下角锤击波载荷达到最大值，如图24所示。从统计学角度看，虽然各因素都有可能单独发生，但所有因素按最大状态同时发生的概率极小，这些载荷还要通过各种形式的安全因子放大来建立结构设计值，导致实际进气道结构质量远高于理想状态的，使结构设计过于保守，因此提出了基于概率统计的锤击波载荷设计方法。

假设最大可以接受最强锤击波的发生频率，如对于有人驾驶飞行器飞行107架次允许发生1次，对于无人机可以降低要求，比如105架次允许发生1次。即允许统计学上发生概率非常小的载荷超出设计值，这便引入了1个损坏的风险。由于复合材料在进气道上的应用使其抗损坏能力增强，一旦损坏能够阻止其进一步扩展。即一旦发生这一小概率事件，损伤容限复合结构仍然允许飞机安全操纵，这在美国新的国防部结构设计规范里是允许的。正是由于这些技术的应用使当前结构设计从相对保守的方法向新的非保守的设计标准发展，带来的额外收益是提供非保守的更加精确的锤击波结构设计载荷。

美国的JSF飞机进气道设计载荷应用了概率统计方法[2]。该方法需要1个典型的战斗机生命周期内在飞行包线不同马赫数/高度范围的飞行时间数据库，如图25所示。通常飞行的大部分时间是在马赫数为0.5～0.9、高度在12km以下，根据该数据库产生1个马赫数累积概率分布，如图26所示[2]，作为输入来确定自由流条件。

图24 发动机喘振超压在包线内分布规律

图25 战斗机包线内飞行时间分布

图26 马赫数累积概率分布

假设在飞行包线内不同高度/速度区域发动机喘振的概率相同，同时假设1次飞行时间为1.5h，每飞行10000h可能发生1次发动机喘振，则累积概率为

根据这一概率统计值确定设计载荷，如图27所示[2]。

经对比，得出在先进进气系统（类似于F35飞机DSI进气道）应用概率统计方法确定的结构质量比应用传统方法得到的减轻40%[2]。

目前，国内对进气道锤击波载荷评估处于起步阶段，如果不能对锤击波载荷进行准确评估，便很难确定进气道的结构需求，可能导致结构质量增加，或设计载荷值偏小，增加飞行风险。

图27 由概率统计法得到的设计载荷

7 结论

（1）锤击波载荷是进气道结构设计中的最大载荷，进行飞机初始设计时应把其作为主要载荷加以考虑，而不应该以稳态气动载荷作为结构设计的最大载荷指标。

（2）锤击波载荷与发动机的涵道比、进口马赫数等设计参数有关，需要发动机设计部门通过地面试验和分析手段获得发动机喘振相关性数据库，再由飞机设计部门根据具体的进气道几何形状评估锤击波传播过程压力升高值，以此作为结构最大设计载荷。因此，发动机试验数据的获取及分析处理是最关键的一步。

（3）采用概率统计方法进行锤击波载荷设计非常必要，可以减轻结构质量，同时又是飞机可以接受的，但飞机的生命周期中包线内的飞行时间分布又决定了载荷裁剪后的量值，因此，飞行时间在飞行包线内的分布是应获取的基础数据。

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