符小刚, 李俊浩, 许艳芝

(中国飞行试验研究院 发动机所, 西安 710089)

0 引 言

飞机进气道的作用是在全飞行包线范围内向发动机提供合适流量的空气，同时确保所提供的气流场有较高的总压恢复以及较低的畸变[1]。对于超声速飞机进气道设计而言，要在全飞行马赫数范围内同时满足发动机对进气流量的需求是非常困难的。当在超声速大马赫数下飞行时，前方来流在进气道入口的冲压作用显著，进气道与发动机流量关系为供大于需，易造成激波损失严重、进气道喘振[2]及进气道溢流阻力大[3]等问题，需采用喉道几何面积可调[4]以及进气道下游旁路放气[5]等方式来减少进气道供气量,并使用附面层抽吸[6]等机构来增强进气道工作稳定性。而在亚声速低马赫数飞行时，进气道与发动机流量关系往往是供小于需，易导致发动机推力不足或工作不稳定等问题，需使用辅助进气[7]等手段来增加供气量。当辅助进气门工作时，吸入的气流与主流掺混，可能引起流场不稳定、不均匀(即产生畸变)问题，影响发动机的稳定工作。

国内己公开的文献中，对二元超声速进气道的研究以数值模拟及风洞缩比模型试验为主，且主要针对超声速工作状态，对低速飞行时的工作特点研究较少。如张堃元等[8]通过风洞模型试验研究了外压式进气道在马赫数2.29～2.50范围内的激波/附面层相互作用；卢燕等[9]通过数值模拟获取了某型混压式进气道在马赫数1.5～2.5范围内的性能数据；崔立堃等[10]采用数值仿真研究了迎角对设计马赫数3.5的超声速混压式进气道内激波系、总压恢复等的影响；时瑞军等[11]则针对二元几何可调混压式进气道建立了一种反映迎角、马赫数及可调斜板角度变化的数学仿真模型。仅有何中伟等[12-13]通过风洞模型试验,针对进气道低速状态进行了起飞条件下进气道唇口分离流的控制技术研究。

本文介绍一种带辅助进气门的超声速进气道形式，并通过飞行试验来研究此进气道在低速飞行时的进气畸变、总压恢复及流场分布等工作特性。

1 进气道特点及试验简介

该进气道为超声速战斗机中有着广泛应用的带附面层隔道[14]的二元外压式[15]超声速进气道，安装于机身腹部，其进口上表面为角度可调的多级斜板式压缩型面，两侧为左右对称的薄壁结构，如图1所示。进气道内部横截面形状自入口开始为矩形，在斜板后方至出口段逐渐过渡为圆形。为提高该进气道在低速飞行时的进气能力，在其下方壁面开设了叶栅式辅助进气门。工作原理为：低速飞行发动机大转速状态工作时，进气道与发动机的流量关系为“供不应求”，即在发动机吸气作用下，进气道内气压低于外界大气，辅助进气门叶栅在内外压差作用下打开；高速飞行时，进气道与发动机的流量关系为“供大于需”，在来流冲压作用下，进气道内气压高于外界大气，叶栅在压差作用下自动关闭。

图1 带辅助进气门的二元外压式超声速进气道

为测定并计算进气道出口截面的压力畸变，在进气道出口截面按等面积原则布置了径向5环面×周向6测点共30个稳态总压测点(见图2)，同时在距截面圆心0.9倍半径处等间隔布置6个动态压力测点。试验在高空H1、中空H2和低空H3共3个高度、飞行马赫数0.3～0.8范围内进行。

图2 进气道出口截面稳态及动态压力测点示意图(顺航向)

2 试验结果及分析

2.1 发动机转速的影响

湍流度ε是进气道出口截面0.9r处总压脉动均方根幅值沿周向的平均值，表示为：

(1)

式中，n为测点数，本试验中n=6；m为数据样本量。各试验点记录动态压力时长为2 s。

典型高度及马赫数下不同n1cr时的进气道出口截面总压分布见图4(顺航向观察，以下同)。为便于比较，采用总压系数Cpt对各点总压进行了无量纲化处理,处理方法为：

(2)

这是因为，当发动机低压换算转速n1cr在60%以下时，进气道入口提供的流量能满足发动机工作需要，进气道内压力与外界大气持平甚至可能更高，辅助进气门并未工作；而当n1cr在60%以上并持续增大时，进气道入口提供的流量已不能满足发动机需要，辅助进气门逐渐打开，由此进入进气道的气流因流向、压力等的差异而与进气道主流产生掺混，在下游形成低压区。随着发动机转速增大，辅助进气流量增大，形成的低压区也就更明显，引起进气道畸变增强以及总压损失增大，使σr值下降。

2.2 飞行马赫数的影响

2.3 迎角及侧滑角的影响

典型高度及飞行马赫数点、发动机在大状态工作、飞机以不同的迎角进行稳定飞行时的进气道综合畸变指数及总压恢复系数见表1。由表可见，相同高度及马赫数点，迎角变化时Wr及σr值无显著差异。这是因为，该进气道入口位于机身腹部，在机身的遮挡作用下，进气道入口及辅助进气口对迎角的小幅变化均不敏感。

相同高度及马赫数点、发动机在大状态工作、飞机以不同的侧滑角进行稳定飞行时的进气道畸变及总压恢复见图7，典型出口总压分布见图8。由图可见，各试验点在β=0°时畸变最小，总压恢复最大，向左(β值为负)或向右(β值为正)增加侧滑角都会导致畸变增加，总压恢复下降；同时，进气道出口下方的低压区也是在β=0°时范围较小，左右侧滑时低压区范围增大，而主流区的总压分布无显著变化。这表明与进气道入口相比，该进气道辅助进气门对侧滑角的变化更敏感，并且向左或向右增大侧滑角时，辅助进气量均会增大，进而导致与主流的掺混区范围增大。这是因为，试验进气道唇口左右侧前缘比上下唇口前缘要尖锐，侧滑飞行时，来流在进气道入口左右两侧壁面易发生流动分离，导致由正前方进入进气道的流量略有减少。而发动机的流量需求不变，对辅助进气的需求就会相应增加，从而导致辅助进气量增加，对进气道内流场的影响也就更加显著。

图5 不同飞行Ma数下的进气畸变及总压恢复

表1 相同高度及马赫数下迎角不同时的相对畸变指数及总压恢复系数

图6 不同飞行Ma数下的进气道总压系数云图

图7 不同侧滑角下的进气畸变及总压恢复

图8 侧滑角不同时的进气道出口总压系数云图

2.4 辅助进气门的工作范围确定

除直接拍摄外，飞行试验中可以确定进气道辅助进气门打开/关闭状态的方法主要包括：测量进气道辅助进气门段的内外压力，并进行比较，如进气门内侧压力小于外侧，则可以确定辅助进气门处于打开状态；测量进气道内辅助进气门上游某截面的进气流量，与进气道出口测量结果进行比较，如上游进气量小于进气道出口，则意味着有辅助进气。但无论在辅助进气门内外侧还是在进气道内辅助进气门上游布置测量设备，都对飞行中的进气道及发动机工作安全威胁较大，难以实施。因此，需要采用间接分析的方法来确定辅助进气门是否工作。

如前文所述，辅助进气门工作状态随马赫数及发动机换算转速的变化而变化。而通过检查各试验点进气道出口截面总压云图下部有无明显低压区，可以大致确定辅助进气门是否打开。选取的试验点在马赫数-换算转速图中的分布见图9。其中典型试验点进气道出口截面的总压云图见图10。对比可知，位于图9斜实线左方的A1、B1、C1各点进气道出口截面下方存在显著低总压区，表明有辅助进气，其中更靠左上方的C1点低压区范围比A1、B1大； 而位于图9斜实线右方的A2、B2、C2各点进气道出口截面下方低总压区不明显，意味着无辅助进气。据此确定的辅助进气门打开/关闭区域的分界线如图9中的黑实线所示，其上方为辅助进气门打开工作区，且离该线越远则意味着辅助进气门打开程度越大；下方为关闭区。当然，考虑到辅助进气门打开及关闭时的阻力及气动力的迟滞作用，实际分界线也可能是以黑实线为中心的具有一定宽度的过渡带。

图9 Hp=H2,辅助进气门打开/关闭时的工作范围

图10中也给出了在假定无辅助进气条件下(即假定进气道入口进气流量等于出口进气流量)计算的典型试验点的流量系数φ。根据各试验点φ值计算结果得到的等流量系数线如图9中的虚线所示。对比可知，辅助进气门打开/关闭的分界线位于假定无辅助进气条件下得到的φ=0.90和φ=1.05等流量系数线之间。考虑到流量系数定义为进气道远前方进气道捕获的自由流管截面积A0与进气道入口截面积Ac之比，当φ>1时，意味着截面积为Ac的前方自由来流量不能满足发动机工作需求，需要吸入更多的空气，因此需要辅助进气；当φ<1时，意味着截面积为Ac的前方自由来流量超过了发动机工作需求，需要分流一部分到进气道外，则不需要辅助进气。由此可知，通过总压云图对比确定的辅助进气门打开/关闭临界点位于φ=0.90和1.05之间的结论是正确的。

图10 图9中选取的典型试验点进气道出口截面总压系数云图

3 结 论

通过飞行试验研究了某型二元超声速进气道在低速飞行时的工作特性,结论如下:

(1) 由辅助进气门进入进气道内的流体会与进气道主流掺混，进而在进气道流场下部形成低总压区，导致进气道畸变增加，总压恢复下降；

(2) 进气道畸变、总压损失以及因辅助进气形成的出口低压区范围均随发动机转速的增大而增大，随飞行马赫数的增大而减小，而飞行高度的变化对进气畸变及总压损失的影响不明显；

(3) 低速飞行时，迎角的变化对进气畸变及总压恢复的影响不明显，而向左或向右增大侧滑角均会导致辅助进气量增加，进而引起进气畸变增强，总压恢复下降；

(4) 该型进气道辅助进气门打开/关闭的临界点位于假定无辅助进气条件下计算的φ=0.90和1.05等流量系数线之间。