符小剛，于芳芳，王玲玲

(中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，西安710089)

進氣角度對蚌式進氣道與發(fā)動機相容性的影響

符小剛，于芳芳，王玲玲

(中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，西安710089)

通過飛行試驗研究了蚌式進氣道在不同飛行條件下的內(nèi)部流場特點。研究表明，當飛機迎角增大時，鼓包表面對前機身來流附面層的吹除效果增強，同時鼓包后方由于流道彎曲產(chǎn)生的流動分離得到抑制，使得發(fā)動機穩(wěn)定工作裕度提高；而側滑會導致鼓包左右兩側附面層吹除效果出現(xiàn)顯著差異，從而使得下游進氣道內(nèi)流體順著從鼓包迎風側指向背風側的方向偏轉，進而對發(fā)動機穩(wěn)定裕度產(chǎn)生影響。

蚌式進氣道；穩(wěn)定裕度；乘波體；附面層吹除；進氣道旋流；航空發(fā)動機；飛行試驗

1　引言

蚌式進氣道是一種依據(jù)乘波體理論[1]設計的無附面層隔道超聲速進氣道(簡稱DSI)。該進氣道理念最早在20世紀90年代由洛克希德·馬丁公司提出，并在F-16試驗機上進行了飛行試驗驗證[2]，隨后應用在X-35驗證機上，在F-35戰(zhàn)斗機上得到了成功應用。

超聲速飛機的進氣道設計，需避免前機身及進氣道入口斜板產(chǎn)生的附面層被吸入進氣道，以及與激波相互干擾產(chǎn)生嚴重進氣畸變，導致進氣道及發(fā)動機工作不穩(wěn)定。傳統(tǒng)的做法是將進氣道口與機身隔開一定距離，或在進氣道內(nèi)壁開設孔、縫結構，配合引氣或旁路系統(tǒng)，將吸入的附面層流體排出。典型的如F-22戰(zhàn)斗機上使用的Caret進氣道，就在保留附面層隔道的同時配備了泄放系統(tǒng)[3]。

與之相比，蚌式進氣道去除了現(xiàn)在大多數(shù)超聲速戰(zhàn)斗機進氣道設計中必不可少的附面層隔道、泄放系統(tǒng)和旁路系統(tǒng)[4]，代之以幾何不可調(diào)的鼓包形壓縮曲面，使得進氣道入口結構大大簡化，并降低了氣動阻力。研究表明，蚌式進氣道由于是靠壓縮型面產(chǎn)生的壓力分布差異，迫使來流附面層在進入進氣道口之前被分流到進氣道左右外側區(qū)域，故而其吹除附面層效果受飛行馬赫數(shù)的影響。在大馬赫數(shù)(Ma=1.6以上)下，附面層吹除效果顯著降低。綜合來看，蚌式進氣道壓縮系統(tǒng)大體上只能吹除50%的前機體附面層，但其帶來的飛機質(zhì)量和飛行阻力的降低，遠能補償吞入附面層造成的總壓恢復降低對性能的影響[5]。如X-35驗證機采用蚌式進氣道后，機身質(zhì)量減輕約136 kg。

國內(nèi)利用風洞試驗研究了飛機在快速俯仰機動下兩側進氣的蚌式進氣道的動態(tài)特性[6]，但在與發(fā)動機共同工作的研究方面，目前還未見公開文獻報道。本文通過飛行試驗，研究了蚌式進氣道迎角、側滑角變化對發(fā)動機工作穩(wěn)定性的影響。

2　試驗對象及試驗技術

試驗機進氣道入口上部采用蚌式壓縮曲面，內(nèi)部流道為S型彎曲管路。配裝發(fā)動機為雙轉子渦扇發(fā)動機，風扇入口帶可調(diào)導流葉片。為獲取鼓包表面流場信息，在鼓包表面布置三排靜壓測點，見圖1；在進氣道出口截面安裝測量耙組測取出口壓力場、流量；同時測取發(fā)動機轉子轉速、風扇進出口壓力等工作狀態(tài)參數(shù)以評價其工作穩(wěn)定性。

圖1　鼓包表面壓力測點Fig.1 Test points on bump surface

試驗分別采用在亞聲速不同高度(低空H1、中空H2和高空H3)上改變迎角，以及在相同高度、速度及迎角下改變側滑角的方法，進行一系列穩(wěn)態(tài)進氣條件下的飛行，獲取該進氣道蚌式內(nèi)流場的變化及其對發(fā)動機工作穩(wěn)定性的影響。

3　試驗結果分析

3.1進氣道內(nèi)流場

圖2所示為同一飛行高度、速度及姿態(tài)下，進氣道鼓包表面各截面壓力系數(shù)Cps沿橫向的分布。其中Cps=(psb-p0)/Δp，即鼓包表面相對靜壓與飛機動壓的比值，p0為大氣靜壓；圖中橫坐標為各測點橫向位置與鼓包最寬處寬度之比。從圖中可以看到，鼓包壓縮曲面上沿流向不同截面存在中間高、兩側低的壓力分布，正是這種橫向壓力梯度的綜合作用，將鼓包上游前機身的附面層向兩側推移，從而達到阻止其進入進氣道的目的。因此，通過研究鼓包表面橫向壓力梯度的大小，可以在很大程度上衡量其對來流附面層的吹除能力。相比較而言，在所觀察的三個鼓包截面中，第二截面處的壓力梯度最大，相應的附面層吹除效果最顯著。因而，下文對鼓包表面壓力分布的對比將重點關注第二截面。

圖2　鼓包表面不同截面的壓力系數(shù)分布Fig.2 Distribution of pressure coefficient for different sections on bump surface

圖3不同迎角下鼓包第二截面壓力系數(shù)及進氣道出口截面總壓分布(無側滑，A組)Fig.3 Distribution of pressure coefficient for the second section of bump surface and total pressure at the exit section of inlet at different attack angle(no slideslip,data A)

圖3給出了無側滑時不同迎角下的鼓包第二截面壓力系數(shù)分布及出口總壓云圖(順航向觀察，圖中曖色代表壓力值高，冷色代表壓力值低；α表示迎角，β表示側滑角)。對比可知，無側滑時迎角越大，鼓包表面相對平均壓力系數(shù)梯度Gdcps越高(見表1中A組)，相應地鼓包吹除來流附面層的能力越強。

表1　不同迎角、側滑角下鼓包表面第二截面相對平均壓力系數(shù)梯度及相應進氣道總壓恢復系數(shù)和出口截面畸變指數(shù)Table 1 The relative average pressure coefficient gradient for the second section of bump surface and related inlet total pressure recovery coefficient and distortion index of inlet exit section at different attack angle and slideslip angle

由相應的出口總壓云圖可見，迎角增大時，進氣道出口上壁面附近的低總壓區(qū)域明顯減小，總壓升高。同時，大迎角時的流場總壓分布也較小迎角時的均勻。這種現(xiàn)象，一方面與迎角增大時鼓包表面的附面層吹除效果增強有關；另一方面，由于試驗機的進氣道在入口鼓包之后向上彎曲，與平飛時相比，飛機迎角增大時前方來流與進氣道內(nèi)流道的相對角會減小，這有助于抑制鼓包后方彎曲流道上壁面的流動分離，從而降低進氣道內(nèi)的總壓損失。

表1中也給出了各迎角對應的進氣道總壓恢復系數(shù)σ，以及進氣道出口截面的周向畸變指數(shù)Δσ0(低總壓扇區(qū)總壓恢復系數(shù)與截面平均總壓恢復之差的相對值)、紊流度ε(采樣時段內(nèi)各測點壓力的標準偏差平均壓力之比)和綜合畸變指數(shù)W(Δσ0與ε之和)。從A組結果看，除總壓恢復系數(shù)隨迎角增大略有減小以外，畸變指數(shù)并未表現(xiàn)出顯著的隨迎角變化的一致性趨勢。這是因為迎角變化主要影響進氣道流場在徑向的分布，如圖3(b)所示，當出口截面上壁面附近的低總壓區(qū)減小時，中下方區(qū)域的低總壓區(qū)卻增大。綜合畸變指數(shù)中的穩(wěn)態(tài)分量Δσ0只能反映流場周向的不均勻程度，因而無法體現(xiàn)出徑向上的這一變化。同樣，對于動態(tài)分量ε，當進氣道上壁面鼓包后方的流動分離得到抑制時，下唇口處的流動分離就會增強，因此ε也未必會隨迎角的增加一定會增大或減小。

在迎角相近情況下(圖4及表1中B組)進行側滑飛行時，鼓包左右壓力系數(shù)呈明顯的不對稱分布。即背風側的壓力系數(shù)梯度增大，迎風側的壓力系數(shù)梯度減小。兩者的差異隨側滑角的增大而增大，綜合作用結果是平均壓力梯度Gdcps隨側滑角的增大而減小，相應的來流附面層吹除效果減弱。

圖4　不同側滑角下鼓包第二截面壓力系數(shù)及進氣道出口截面總壓分布(迎角相同，B組)Fig.4 Distribution of pressure coefficient for the second section of bump surface and total pressure at the exit section of inlet at different slideslip angle(the attack angle is same,data B)

從相應的出口總壓云圖看，左側滑(即來流從機頭左前方吹來)角增大時，進氣道出口上方近壁面流體向右側偏移。如上文所述，這主要是因為左側滑致使鼓包左側附面層吹除效果減弱而右側附面層吹除效果增強，從而使得該處鼓包表面右側流速高于左側，進而導致下游流體向左偏移。事實上，圖中也可以看到在左側滑的作用下，進氣道出口下方近壁面流體也略微向右偏移。但由于進口鼓包的存在，出口截面上方流體的偏移程度遠大于下方。綜合作用下，出口流場沿順時針方向偏轉，即形成了順時針旋流效應。同理，如果是右側滑飛行，則進氣道出口流場產(chǎn)生逆時針旋流效應。

與迎角變化時的情況類似，從B組數(shù)據(jù)的總壓恢復和畸變值中也觀察不到顯著的隨側滑角增大時一致性的變化趨勢。原因是這些指數(shù)(無論是Δσ0還是ε)都不能反映流場在周向上的遷移及旋流活動。

3.2發(fā)動機工作穩(wěn)定性

采用相對穩(wěn)定(喘振)裕度來對比進氣角度對發(fā)動機風扇工作穩(wěn)定性的影響。即選擇一參考試驗點，對比其余試驗點與參考點的遠近，來判斷其是遠離或更靠近發(fā)動機喘振邊界(圖5)。

圖5　風扇相對喘振裕度Fig.5 The relative surge margin of the fan

依據(jù)數(shù)據(jù)類型的不同，采用了兩種方法計算相對穩(wěn)定(喘振)裕度。

方法一：同一換算流量下的喘振裕度

方法二：同一換算轉速下的喘振裕度

或

從表2中零側滑下迎角變化時風扇的穩(wěn)定裕度可以看出，隨著迎角(A組，Hp=H3)的增大，XN值正方向偏離8.52°攻角的參考點，說明正攻角越大風扇穩(wěn)定裕度越大。當攻角減小(B組，Hp=H1)時，XG值負向遠離參考點，也即風扇穩(wěn)定裕度減小。這與上文分析的迎角增大鼓包表面壓力系數(shù)梯度增大及鼓包后方流動分離得到抑制的結果一致。

從表3中同迎角下側滑飛行時風扇的穩(wěn)定裕度可以看出，隨著左側滑角(A組，Hp=H2)的增大，XN值正方向偏離-2.54°側滑角的參考點，說明側滑角越大風扇穩(wěn)定裕度越大。這是由于發(fā)動機風扇導向葉片對來流產(chǎn)生的預旋效果是沿逆時針方向，而左側滑會在進氣道下游流場產(chǎn)生順時針旋流效應，這意味著左側滑在進氣道產(chǎn)生的旋流會部分抵消風扇導向葉片的預旋作用，從而降低風扇葉片負荷，因此其穩(wěn)定裕度增大。右側滑(B組，Hp=H1)時，風扇導向葉片的預旋作用被增強，風扇葉片負荷增大，因此其穩(wěn)定裕度變差。

表2　零側滑下迎角變化時風扇的穩(wěn)定裕度Table 2 Stability margin of fan while attack angle is changed(no sildeslip)

表3　同迎角下側滑飛行時風扇的穩(wěn)定裕度Table 3 Stability margin of fan while sildeslip angle is changed at the same attack angle

4　結論及建議

(1)飛行高度及馬赫數(shù)相同的情況下，迎角增大在增強鼓包表面附面層吹除效果的同時，還有利于抑制鼓包后方因流道彎曲所產(chǎn)生的流動分離，進而提高了發(fā)動機風扇的穩(wěn)定裕度。

(2)迎角相同時，隨著左側滑角的增大，鼓包左側的附面層吹除效果減弱，右側的附面層吹除效果增強，使得其下游上壁面附近流體向右偏移，在進氣道出口產(chǎn)生順時針的旋流效應，從而提高風扇的穩(wěn)定裕度；而隨著右側滑角的增大，會使其下游上壁面附近流體向左偏移，在進氣道出口產(chǎn)生逆時針的旋流效應，從而降低風扇的穩(wěn)定裕度。

(3)分析蚌式進氣道流場時，由于傳統(tǒng)的只包含周向畸變與紊流度分量的綜合畸變指數(shù)并不能反映其在徑向上的變化及旋流活動，建議在今后對此類進氣道的研究中，增加對徑向畸變及旋流畸變的測試和計算。

[1]蔡樂.Bump進氣道的機理與設計規(guī)律研究[M].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學，2007：7—9.

[2]Gridley M C，Walker S H.Inlet and nozzle technology for 21stcentury fighter aircraft[R].ASME 96-GT-244，1996.

[3]楊應凱.Bump進氣道設計與試驗研究[J].空氣動力學報，2007，25(3)：336—339.

[4]趙振山，李艷亮，董軍.Bump進氣道內(nèi)外流場數(shù)值模擬研究[C]//.第十五屆全國計算流體力學會議論文集.中國航空工業(yè)空氣動力研究院，2012.

[5]Gridley M C，Cahill M J.ACIS air induction system trade study[R].AIAA 96-2464，1996.

[6]楊應凱.飛機快速俯仰機動下Bump進氣道的動態(tài)特性研究[J].實驗流體力學，2013，27(6)：39—42.

Effects of intake angle to compatibility of bump inlet and engine

FU Xiao-gang，YU Fang-fang，WANG Lin-lin
(Institute of Aero Propulsion Plant，China Flight Test Establishment，Xi’an 710089，China)

The inner flow field characteristics of bump inlet at different flight conditions were investigated by flight tests.The results indicate that growing of the attack angle enhances the bleeding effects to the boundary layer of front fuselage while the flow separation in the curved duct after bump is restrained,so to improve the engine stability margin.And slideslip will bring about marked difference of the bleeding effects to the boundary layer between left and right side of the bump,thus the flow in the downstream duct will drift along the direction from the windward side to the leeward side of the bump,which will have effects on the engine stability margin.

bump inlet；stability margin；waverider；boundary layer bleeding；inlet rotation flow；aero-engine；flight test

V217

A

1672-2620(2016)05-0001-04

2015-09-28；

2016-09-17

符小剛(1983-)，男，陜西寶雞人，工程師，碩士，主要從事進氣道與發(fā)動機相容性試飛技術研究。