陳昊洋，葉東鑫

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

1 前言

超聲速狀態(tài)下的進(jìn)氣道的工作狀態(tài)復(fù)雜，容易出現(xiàn)喘振與癢振等不穩(wěn)定工作情況，與發(fā)動機(jī)耦合關(guān)系愈加明顯。當(dāng)進(jìn)/發(fā)一體化模型進(jìn)入過渡態(tài)工作時，即進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)的大部分性能參數(shù)在較短的時間內(nèi)發(fā)生明顯改變，需要受到轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速極限、壓氣機(jī)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(tài)中進(jìn)行進(jìn)氣道放氣門調(diào)節(jié)是十分必要的。進(jìn)氣道的研究發(fā)展已持續(xù)半個世紀(jì)之久，研發(fā)過程中需進(jìn)行CFD流場仿真計算并結(jié)合大量的風(fēng)洞試驗，尋求設(shè)計出具有高總壓恢復(fù)系數(shù)，低流場畸變和外阻力的進(jìn)氣道。隨著飛行馬赫數(shù)的不斷提高，簡單傳統(tǒng)的進(jìn)氣道控制已經(jīng)不能滿足推進(jìn)系統(tǒng)的高性能要求，進(jìn)氣道控制技術(shù)也不斷得到發(fā)展。早期的進(jìn)氣道控制采用進(jìn)氣道分流器避免附面層低能流被吸入進(jìn)氣道內(nèi)，如P-59、F89戰(zhàn)機(jī)，通過分流器影響氣動布局，減少了進(jìn)氣道流動損失，有助于提高進(jìn)氣道效率。隨著飛機(jī)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(fù)系數(shù)較高，如F-14、F-18C飛機(jī)采用固定式隔板進(jìn)氣道。隨后發(fā)展為可調(diào)式進(jìn)氣道，并結(jié)合放氣調(diào)節(jié)實現(xiàn)高馬赫數(shù)的高效率飛行，如洛克希德公司的F104、F106飛機(jī)采用斜板加放氣調(diào)節(jié)，在非設(shè)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(diào)進(jìn)氣道。F14、F15、F16、F18均使用放氣和斜板調(diào)節(jié)進(jìn)行進(jìn)氣道控制。國內(nèi)對進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)一體化模型的耦合影響已展開相關(guān)研究，旨在實時地檢測進(jìn)氣道的性能，尤其當(dāng)飛機(jī)超聲速飛行時，耦合作用更加明顯。盧燕等研究了基于數(shù)值模擬的超聲速進(jìn)氣道模型與發(fā)動機(jī)共同工作點的關(guān)系。馬志超等研究了基于放氣調(diào)節(jié)的推進(jìn)系統(tǒng)一體化模型。因此，本文基于帶有放氣門的進(jìn)氣道模型，設(shè)計了超聲速過渡狀態(tài)下的進(jìn)氣道控制方法，著重分析了進(jìn)氣道控制的重要性和必要性，研究了放氣門調(diào)節(jié)對發(fā)動機(jī)動態(tài)模型的影響。

2 放氣門/進(jìn)氣道模型

放氣門調(diào)節(jié)是保證進(jìn)氣道穩(wěn)定工作的重要控制方法。放氣門調(diào)節(jié)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(biāo)是穩(wěn)定進(jìn)氣道的正激波位置在臨界狀態(tài)。

2.1 設(shè)有放氣門的進(jìn)氣道模型

為了研究超聲速狀態(tài)下的進(jìn)氣道放氣調(diào)節(jié)對激波系和性能參數(shù)的影響，本文選取結(jié)尾正激波位置位于進(jìn)氣道通道內(nèi)的二元混壓式進(jìn)氣道，該進(jìn)氣道的設(shè)計點選為馬赫數(shù)2.2，高度11km?；窘Y(jié)構(gòu)與二元進(jìn)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(zhuǎn)折角。擴(kuò)張段選取的擴(kuò)張角為δ4=6°，在其末端增設(shè)放氣門，如圖1所示。

圖1 設(shè)有放氣門的進(jìn)氣道模型

本文的放氣門調(diào)節(jié)研究的重點是超聲速狀態(tài)，下游的擾動不能影響進(jìn)口氣流，因此不需要過大的遠(yuǎn)場。為了研究放氣門的放氣量對進(jìn)氣道性能的影響，需要增加放氣區(qū)域的流場設(shè)計，最終增設(shè)有放氣門的進(jìn)氣道模型和放氣門設(shè)計如圖2所示。

圖2 設(shè)有放氣門的進(jìn)氣道二維簡圖

2.2 放氣門調(diào)節(jié)動態(tài)過程建模

超聲速進(jìn)氣道內(nèi)的正激波位置可以在一定程度反映出進(jìn)氣道的性能。因此，正激波位置的測量是放氣調(diào)節(jié)的關(guān)鍵，根據(jù)正激波的壓力變化特性進(jìn)行壁面靜壓測量可以準(zhǔn)確的預(yù)測正激波位置。

基于所建立的設(shè)有放氣門的進(jìn)氣道模型，計算放氣門未打開時，節(jié)流狀態(tài)和背壓為150kPa的進(jìn)氣道流場特性，對比兩個狀態(tài)下的進(jìn)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(shè)為無量綱位置0處，表示此時的正激波位置處于進(jìn)氣道喉道偏下游附近，后續(xù)的無量綱位置均是參考圖2。利用壓比法測量的結(jié)果如圖3所示。

圖3 進(jìn)氣道上壁面靜壓比

當(dāng)發(fā)動機(jī)處于超聲速過渡態(tài)時，會受到指令量的變化和各種控制系統(tǒng)存在的固有干擾特性的影響，發(fā)動機(jī)的各項狀態(tài)和性能參數(shù)都發(fā)生改變，進(jìn)而影響發(fā)動機(jī)與進(jìn)氣道匹配，改變進(jìn)氣道的工作特性和正激波位置。因此，研究進(jìn)氣道出口背壓對正激波位置的影響，對進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的共同穩(wěn)定工作必不可少。選取不同的進(jìn)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(jī)理，對比結(jié)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(jié)果表明，隨著進(jìn)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(jìn)氣道流場特性。當(dāng)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(shù)關(guān)系，表達(dá)式為

圖4 不同出口背壓下的正激波位置

當(dāng)進(jìn)行進(jìn)氣道放氣門調(diào)節(jié)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(shù)關(guān)系，表達(dá)式為

3 放氣門調(diào)節(jié)對發(fā)動機(jī)性能參數(shù)的影響

進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)共同工作的基礎(chǔ)是兩者之間的空氣流量相等，當(dāng)進(jìn)氣道未放氣時，進(jìn)氣道前未擾動截面至發(fā)動機(jī)進(jìn)口截面的流量平衡方程為：

式中，Km為常數(shù)，且結(jié)合總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)可得進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的共同工作線方程：

式中，K表示為進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)共同工作線的斜率，表示為：

對于幾何形狀固定的進(jìn)氣道，馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)和流量系數(shù)可以相互確定。進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的共同工作線如圖6所示。

圖5 進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī) 共 同工作線

圖5中的KI點表示進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的共同工作點，此時進(jìn)氣道處于臨界狀態(tài)，具有最小的外阻力。當(dāng)共同工作點位于亞臨界狀態(tài)時，進(jìn)氣道會產(chǎn)生較大的溢流阻力，減小發(fā)動機(jī)的安裝推力，因此,希望通過放氣門調(diào)節(jié)，將多余的空氣通過放氣門排出，同時將溢流阻力轉(zhuǎn)化為放氣阻力，把共同工作點向臨界狀態(tài)逼近，雖然會有些許的總壓恢復(fù)系數(shù)下降，但可以極大地提高進(jìn)氣道流量系數(shù)，實現(xiàn)進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)處于最優(yōu)工作狀態(tài)。

4 放氣門調(diào)節(jié)對發(fā)動機(jī)性能參數(shù)的影響仿真驗證

通過進(jìn)氣道放氣門調(diào)節(jié)將處于亞臨界狀態(tài)的進(jìn)氣道向臨界狀態(tài)移動，期間發(fā)動機(jī)控制器指令不變。為了驗證放氣門調(diào)節(jié)的有效性，采用放氣門開度開環(huán)調(diào)節(jié)，研究放氣門開度變化對發(fā)動機(jī)動穩(wěn)態(tài)模型的性能參數(shù)的影響。

選取超聲速狀態(tài)馬赫數(shù)Ma=2.2，高度H=11km，油門桿角度PLA=50°進(jìn)行放氣門調(diào)節(jié)的驗證，此時，發(fā)動機(jī)處于節(jié)流狀態(tài)，進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)共同工作線位于亞臨界狀態(tài)，進(jìn)氣道具有較大的溢流阻力。仿真過程中，在t=5s時進(jìn)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(fā)動機(jī)控制器指令不變，計算進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)主要的性能參數(shù)變化，對計算結(jié)果按照未放氣調(diào)節(jié)時的性能參數(shù)值進(jìn)行歸一化處理。在超聲速節(jié)流狀態(tài)下，加入放氣門調(diào)節(jié)的進(jìn)氣道性能參數(shù)計算結(jié)果如圖6所示。

圖6 放氣門調(diào)節(jié)下的進(jìn)氣道性能參數(shù)

隨著放氣門開度的不斷增大，進(jìn)氣道放氣量也逐漸增加。放氣門調(diào)節(jié)的初始階段，放氣量提升較快，主要是因為進(jìn)氣道通道內(nèi)的壓力大于外流道壓力，當(dāng)放氣門開度為15°時，放氣量已達(dá)到最大放氣量的64.08%。隨著放氣門開度繼續(xù)增大，放氣能力逐漸降低，最終達(dá)到最大放氣量。

整個仿真過程中，因發(fā)動機(jī)的控制指令沒有變化，發(fā)動機(jī)的需求流量基本保持不變，而放氣門調(diào)節(jié)將一部分溢流流量轉(zhuǎn)變?yōu)榉艢饬髁颗懦?，提高進(jìn)氣道進(jìn)氣流量的同時也提高了進(jìn)氣道的流量系數(shù)，由0.685提升至0.774，但此期間總壓恢復(fù)系數(shù)略有下降，而下降量僅0.22%，對進(jìn)/發(fā)一體化模型的影響可以忽略不計，主要原因是進(jìn)氣道一直處于亞臨界狀態(tài)，流量系數(shù)的提高不會造成較大的總壓恢復(fù)系數(shù)下降。選取超聲速狀態(tài)馬赫數(shù)Ma=2.2，高度H=11km，油門桿角度PLA=70°時的進(jìn)氣道正激波位置為無量綱0處。因此，當(dāng)發(fā)動機(jī)進(jìn)入節(jié)流狀態(tài)時，進(jìn)氣道出口背壓有所提高，進(jìn)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(diào)節(jié)的發(fā)動機(jī)性能參數(shù)計算結(jié)果如圖7所示。進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的共同工作線由亞臨界狀態(tài)向臨界狀態(tài)接近，虛線代表未加入放氣門調(diào)節(jié)時的工作線，實現(xiàn)代表進(jìn)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(yōu)共同工作線更近。由于進(jìn)氣道存在外阻力，發(fā)動機(jī)總推力F應(yīng)該進(jìn)行修正，得到發(fā)動機(jī)的安裝推力Fin表達(dá)式為：

圖7 放氣門調(diào)節(jié)下的發(fā)動機(jī)性能參數(shù)

仿真期間，發(fā)動機(jī)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(xiàn)了發(fā)動機(jī)的安裝推力提高，保證發(fā)動機(jī)在超聲速狀態(tài)下具有較好的性能。期間，發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵狀態(tài)性能參數(shù)可以不受進(jìn)氣道調(diào)節(jié)的干擾而基本保持不變，如圖中的風(fēng)扇和壓氣的相對轉(zhuǎn)速，有效地證明了亞臨界狀態(tài)下，進(jìn)氣道放氣門調(diào)節(jié)的安全性和有效性。

5 結(jié)語

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

（2）超聲速狀態(tài)下，隨著進(jìn)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(fā)動機(jī)的安裝推力從而提高，保證發(fā)動機(jī)在超聲速狀態(tài)下具有較好的性能。