楊應(yīng)凱

（成都飛機(jī)設(shè)計研究所，成都 610091）

符 號 表

α飛機(jī)飛行迎角

Δσ0進(jìn)氣道出口總壓周向畸變

W進(jìn)氣道出口總壓綜合畸變W=Δσ0＋Tu

σ進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)

Tu進(jìn)氣道出口總壓脈動平均紊流度

Φ進(jìn)氣道流量系數(shù)

0 引 言

過失速機(jī)動能力是新一代戰(zhàn)斗機(jī)的基本特征之一。飛機(jī)快速俯仰機(jī)動是一種典型的機(jī)動過程，在這個過程中，飛機(jī)的迎角變化幅度在數(shù)秒內(nèi)可達(dá)到90°以上，飛機(jī)迎角變化率達(dá)到30°～50°／s。由于飛機(jī)的快速大振幅俯仰運(yùn)動，前機(jī)身流場出現(xiàn)強(qiáng)烈的非定常效應(yīng)，進(jìn)氣道入口的氣流參數(shù)、出口的總壓恢復(fù)系數(shù)和總壓畸變都出現(xiàn)了很強(qiáng)的非定常遲滯現(xiàn)象。這種迎角變化動態(tài)過程的非定常遲滯現(xiàn)象，與保持飛機(jī)迎角姿態(tài)不變時的靜態(tài)定常流場的結(jié)果相比，兩者存在明顯的差異，且前者能更真實地接近于空中的實際飛行過程［1-5］。因此，研究迎角變化動態(tài)過程的總壓恢復(fù)系數(shù)和總壓畸變的動態(tài)特性，對于過失速機(jī)動戰(zhàn)技性能和進(jìn)氣道／發(fā)動機(jī)匹配的安全穩(wěn)定性，均具有重大的工程實用價值。

在美國，該類試驗的方法是，全部采用動態(tài)壓力傳感器來研究進(jìn)氣道的動態(tài)特性［6］，其數(shù)據(jù)量非常巨大，成本高，規(guī)律性不強(qiáng)，且與俄式發(fā)動機(jī)體系的匹配方法和指標(biāo)不一致。為研究迎角變化過程的進(jìn)氣道動態(tài)特性，首次在國內(nèi)采用穩(wěn)、動態(tài)壓力傳感器，連續(xù)采集，對兩側(cè)Bump進(jìn)氣道進(jìn)行了動態(tài)特性風(fēng)洞試驗研究，探索了飛機(jī)快速俯仰機(jī)動過程中進(jìn)氣道／發(fā)動機(jī)氣動匹配的基本規(guī)律。

1 試驗?zāi)Ｐ图皽y試裝置

試驗?zāi)Ｐ蜑閮蓚?cè)Bump進(jìn)氣道縮比全鋁質(zhì)試驗?zāi)Ｐ停Ｐ陀汕皺C(jī)身、座艙、進(jìn)氣道等主要部件組成，模型在風(fēng)洞中安裝和俯仰機(jī)動時的位置見圖1，試驗在南京航空航天大學(xué)NH-2低速風(fēng)洞中完成。

圖1 Bump進(jìn)氣道模型在風(fēng)洞中的安裝Fig.1 Bump inlet wind tunnel model

模型上的測量點(diǎn)分布為：在發(fā)動機(jī)的進(jìn)口截面上沿周向均布8個總壓測耙，每個測壓耙臂上按等環(huán)面積方式分布5個穩(wěn)態(tài)總壓測量點(diǎn)，總計40個穩(wěn)態(tài)總壓測量點(diǎn)；在發(fā)動機(jī)進(jìn)口截面處的內(nèi)管道壁面上沿周向均布8個穩(wěn)態(tài)靜壓測量點(diǎn)，在該截面前方8mm 處的管道內(nèi)沿周向均布4個動態(tài)總壓測量點(diǎn)，每個測點(diǎn)偏離穩(wěn)態(tài)測壓耙15°（見圖2）。

圖2 進(jìn)氣道出口測點(diǎn)分布圖Fig.2 The measuring points map of inlet exit

2 試驗方法

進(jìn)氣道常規(guī)試驗，是以飛機(jī)某一穩(wěn)定狀態(tài)（某馬赫數(shù)下的一定迎角和側(cè)滑角）為基礎(chǔ)進(jìn)行的。進(jìn)氣道的動態(tài)試驗，是在迎角周期性的變化過程中，進(jìn)行總壓和脈動壓力測量，在一定的時間范圍內(nèi)連續(xù)采集，對于特定時刻，其總壓恢復(fù)系數(shù)和綜合畸變指數(shù)的計算方法仍然采用進(jìn)氣道常規(guī)試驗數(shù)據(jù)處理方法，以保持進(jìn)／發(fā)匹配相容性評判標(biāo)準(zhǔn)與穩(wěn)態(tài)一致。

3 風(fēng)洞試驗結(jié)果分析

3.1 進(jìn)氣道性能參數(shù)隨時間的變化

圖3～8為不同馬赫數(shù)下飛機(jī)作俯仰運(yùn)動時進(jìn)氣道相關(guān)參數(shù)。圖中，俯仰速率F1，兩個馬赫數(shù)下分別取匹配點(diǎn)錐位G1和G4。從圖3中可以看到迎角隨著時間周期性往復(fù)運(yùn)動，圖4為出口流量系數(shù)波動情況，圖5～8可以看到，進(jìn)氣道的σ，W、Δσ0除Tu外均隨著時間變化作周期性變化，變化周期為飛機(jī)俯仰周期，且馬赫數(shù)越大，周期性波動振幅越大，馬赫數(shù)0.22時比0.11時振幅大。

3.2 進(jìn)氣道性能參數(shù)隨迎角的變化

圖3 不同馬赫數(shù)下迎角與時間變化關(guān)系Fig.3 Variations of attack angle with time at different Mach numbers

圖4 不同馬赫數(shù)下流量系數(shù)與時間變化關(guān)系Fig.4 Variations of mass ratio with time at different Mach numbers

圖5 不同馬赫數(shù)下總壓恢復(fù)系數(shù)與時間變化關(guān)系Fig.5 Variations of total pressure recovery with time at different Mach numbers

圖9～12為進(jìn)氣道性能參數(shù)隨著俯仰角度變化的情況。從圖9中可以看到，總壓恢復(fù)系數(shù)σ在下俯和上仰過程中，角度小于10°時差異不大，在大于10°后差異明顯。上仰過程中σ小于下俯過程（方向見圖中箭頭），在同一個迎角狀態(tài)，上仰時的σ比下俯時候的小，整個過程形成了一個閉合環(huán)路，在低速飛行范圍內(nèi)，由于沖壓的作用，繞流損失減小，馬赫數(shù)大時總壓恢復(fù)σ越高，形成的環(huán)路面積也越大；畸變指數(shù)W、Δσ0隨著M的增大總的趨勢減小，但形成的環(huán)路面積也和σ的規(guī)律類似（見圖10、11）。Tu在整個過程中變化不大。

圖6 不同馬赫數(shù)下綜合畸變指數(shù)與時間變化關(guān)系Fig.6 Variations of W with time at different Mach numbers

圖7 不同馬赫數(shù)下周向總壓畸變指數(shù)與時間變化關(guān)系Fig.7 Variations ofΔσ0 with time at different Mach numbers

圖8 不同馬赫數(shù)下平均紊流度與時間變化關(guān)系Fig.8 Variations of Tu with time at different Mach numbers

圖9 不同馬赫數(shù)下總壓恢復(fù)系數(shù)與迎角變化關(guān)系Fig.9 Variations ofσwith attack angle at different Mach numbers

圖10 不同馬赫數(shù)下綜合畸變指數(shù)與迎角變化關(guān)系Fig.10 Variations of W with attack angle at different Mach numbers

圖11 不同馬赫數(shù)下周向總壓畸變與迎角變化關(guān)系Fig.11 Variations ofΔσ0 with attack angle at different Mach numbers

圖12 不同馬赫數(shù)下平均紊流度與迎角變化關(guān)系Fig.12 Variations of Tu with attack angle at different Mach numbers

3.3 俯仰速率變化對進(jìn)氣道性能參數(shù)的影響

俯仰速率F1，F(xiàn)2和F3分別為一個往復(fù)周期的時間，且逐漸增大。圖13～15中能明顯看到相關(guān)參數(shù)的變化情況，俯仰速率由F1～F3，周期時間增加，速率逐漸減慢，σ、W、Δσ0閉合環(huán)路形成的面積越小，有向穩(wěn)態(tài)值靠近的趨勢。

圖13 不同俯仰速率下總壓恢復(fù)系數(shù)與迎角變化關(guān)系Fig.13 Variations ofσ with attack angle at different pitching speeds

圖14 不同俯仰速率下綜合畸變指數(shù)與迎角變化關(guān)系Fig.14 Variations of W with attack angle at different pitching speeds

圖15 不同俯仰速率下周向總壓畸變與迎角變化關(guān)系Fig.15 Variations ofΔσ0 with attack angle at different pitching speeds

4 結(jié) 論

（1）飛機(jī)做俯仰機(jī)動時，進(jìn)氣道的性能參數(shù)隨著時間作周期性變化；α＞10°時，上仰過程中，σ、W、Δσ0降低，下俯過程中，σ、W、Δσ0升高，且上仰過程中上述參數(shù)值明顯小于下俯過程，一個俯仰周期形成一個閉合環(huán)路；Tu在整個過程中變化不大。

（2）馬赫數(shù)增大（低速范圍內(nèi)），進(jìn)氣道性能參數(shù)波動變大，形成環(huán)路面積增加，σ升高，W、Tu、Δσ0降低。

（3）俯仰速率減慢，σ、W、Δσ0閉合環(huán)路形成的面積越小，有向穩(wěn)態(tài)值靠近的趨勢。

［1］ SEDDON J.Intake aerodynamics［M］.AIAA Education Series，1985.

［2］ MCFARLAN J D.Lockheed martin's joint strike fighter diverterless supersonic inlet［R］.US：National Press Club，2000.

［3］ 楊應(yīng)凱.Bump進(jìn)氣道設(shè)計與試驗研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2007，25（3）：336-338.

［4］ 王明昆，等.馬赫數(shù)振蕩狀態(tài)下帶抽吸槽進(jìn)氣道非定常數(shù)值模擬［J］.火箭推進(jìn)，2009，35（6）：5-8.

［5］ TRAPIER S，et al.Time-frequency analysis and detection of supersonic inlet buzz［R］.AIAA2007-2273，2007.

［6］ ANDREW J Yuhas.F／A-18A inlet flow characteristics during maneuvers with rapidly changing angle of attack［R］.NASA Technical Memorandum 104327，1997.