飞机快速俯仰机动下Bump进气道的动态特性研究

杨应凯

（成都飞机设计研究所，成都 610091）

符 号 表

α飞机飞行迎角

Δσ0进气道出口总压周向畸变

W进气道出口总压综合畸变W=Δσ0＋Tu

σ进气道总压恢复系数

Tu进气道出口总压脉动平均紊流度

Φ进气道流量系数

0 引 言

过失速机动能力是新一代战斗机的基本特征之一。飞机快速俯仰机动是一种典型的机动过程，在这个过程中，飞机的迎角变化幅度在数秒内可达到90°以上，飞机迎角变化率达到30°～50°／s。由于飞机的快速大振幅俯仰运动，前机身流场出现强烈的非定常效应，进气道入口的气流参数、出口的总压恢复系数和总压畸变都出现了很强的非定常迟滞现象。这种迎角变化动态过程的非定常迟滞现象，与保持飞机迎角姿态不变时的静态定常流场的结果相比，两者存在明显的差异，且前者能更真实地接近于空中的实际飞行过程［1-5］。因此，研究迎角变化动态过程的总压恢复系数和总压畸变的动态特性，对于过失速机动战技性能和进气道／发动机匹配的安全稳定性，均具有重大的工程实用价值。

在美国，该类试验的方法是，全部采用动态压力传感器来研究进气道的动态特性［6］，其数据量非常巨大，成本高，规律性不强，且与俄式发动机体系的匹配方法和指标不一致。为研究迎角变化过程的进气道动态特性，首次在国内采用稳、动态压力传感器，连续采集，对两侧Bump进气道进行了动态特性风洞试验研究，探索了飞机快速俯仰机动过程中进气道／发动机气动匹配的基本规律。

1 试验模型及测试装置

试验模型为两侧Bump进气道缩比全铝质试验模型，模型由前机身、座舱、进气道等主要部件组成，模型在风洞中安装和俯仰机动时的位置见图1，试验在南京航空航天大学NH-2低速风洞中完成。

图1 Bump进气道模型在风洞中的安装Fig.1 Bump inlet wind tunnel model

模型上的测量点分布为：在发动机的进口截面上沿周向均布8个总压测耙，每个测压耙臂上按等环面积方式分布5个稳态总压测量点，总计40个稳态总压测量点；在发动机进口截面处的内管道壁面上沿周向均布8个稳态静压测量点，在该截面前方8mm 处的管道内沿周向均布4个动态总压测量点，每个测点偏离稳态测压耙15°（见图2）。

图2 进气道出口测点分布图Fig.2 The measuring points map of inlet exit

2 试验方法

进气道常规试验，是以飞机某一稳定状态（某马赫数下的一定迎角和侧滑角）为基础进行的。进气道的动态试验，是在迎角周期性的变化过程中，进行总压和脉动压力测量，在一定的时间范围内连续采集，对于特定时刻，其总压恢复系数和综合畸变指数的计算方法仍然采用进气道常规试验数据处理方法，以保持进／发匹配相容性评判标准与稳态一致。

3 风洞试验结果分析

3.1 进气道性能参数随时间的变化

图3～8为不同马赫数下飞机作俯仰运动时进气道相关参数。图中，俯仰速率F1，两个马赫数下分别取匹配点锥位G1和G4。从图3中可以看到迎角随着时间周期性往复运动，图4为出口流量系数波动情况，图5～8可以看到，进气道的σ，W、Δσ0除Tu外均随着时间变化作周期性变化，变化周期为飞机俯仰周期，且马赫数越大，周期性波动振幅越大，马赫数0.22时比0.11时振幅大。

3.2 进气道性能参数随迎角的变化

图3 不同马赫数下迎角与时间变化关系Fig.3 Variations of attack angle with time at different Mach numbers

图4 不同马赫数下流量系数与时间变化关系Fig.4 Variations of mass ratio with time at different Mach numbers

图5 不同马赫数下总压恢复系数与时间变化关系Fig.5 Variations of total pressure recovery with time at different Mach numbers

图9～12为进气道性能参数随着俯仰角度变化的情况。从图9中可以看到，总压恢复系数σ在下俯和上仰过程中，角度小于10°时差异不大，在大于10°后差异明显。上仰过程中σ小于下俯过程（方向见图中箭头），在同一个迎角状态，上仰时的σ比下俯时候的小，整个过程形成了一个闭合环路，在低速飞行范围内，由于冲压的作用，绕流损失减小，马赫数大时总压恢复σ越高，形成的环路面积也越大；畸变指数W、Δσ0随着M的增大总的趋势减小，但形成的环路面积也和σ的规律类似（见图10、11）。Tu在整个过程中变化不大。

图6 不同马赫数下综合畸变指数与时间变化关系Fig.6 Variations of W with time at different Mach numbers

图7 不同马赫数下周向总压畸变指数与时间变化关系Fig.7 Variations ofΔσ0 with time at different Mach numbers

图8 不同马赫数下平均紊流度与时间变化关系Fig.8 Variations of Tu with time at different Mach numbers

图9 不同马赫数下总压恢复系数与迎角变化关系Fig.9 Variations ofσwith attack angle at different Mach numbers

图10 不同马赫数下综合畸变指数与迎角变化关系Fig.10 Variations of W with attack angle at different Mach numbers

图11 不同马赫数下周向总压畸变与迎角变化关系Fig.11 Variations ofΔσ0 with attack angle at different Mach numbers

图12 不同马赫数下平均紊流度与迎角变化关系Fig.12 Variations of Tu with attack angle at different Mach numbers

3.3 俯仰速率变化对进气道性能参数的影响

俯仰速率F1，F2和F3分别为一个往复周期的时间，且逐渐增大。图13～15中能明显看到相关参数的变化情况，俯仰速率由F1～F3，周期时间增加，速率逐渐减慢，σ、W、Δσ0闭合环路形成的面积越小，有向稳态值靠近的趋势。

图13 不同俯仰速率下总压恢复系数与迎角变化关系Fig.13 Variations ofσ with attack angle at different pitching speeds

图14 不同俯仰速率下综合畸变指数与迎角变化关系Fig.14 Variations of W with attack angle at different pitching speeds

图15 不同俯仰速率下周向总压畸变与迎角变化关系Fig.15 Variations ofΔσ0 with attack angle at different pitching speeds

4 结 论

（1）飞机做俯仰机动时，进气道的性能参数随着时间作周期性变化；α＞10°时，上仰过程中，σ、W、Δσ0降低，下俯过程中，σ、W、Δσ0升高，且上仰过程中上述参数值明显小于下俯过程，一个俯仰周期形成一个闭合环路；Tu在整个过程中变化不大。

（2）马赫数增大（低速范围内），进气道性能参数波动变大，形成环路面积增加，σ升高，W、Tu、Δσ0降低。

（3）俯仰速率减慢，σ、W、Δσ0闭合环路形成的面积越小，有向稳态值靠近的趋势。

［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］ 杨应凯.Bump进气道设计与试验研究［J］.空气动力学学报，2007，25（3）：336-338.

［4］ 王明昆，等.马赫数振荡状态下带抽吸槽进气道非定常数值模拟［J］.火箭推进，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.