腹部进气如何炼成

温杰

T项目

上世纪60年代末期，随着战斗机朝着高机动性方向发展，进气道设计成为一个至关重要的研究领域。美国空军还专门实施了“T项目”，在进气道与机体的一体化设计中取得了丰硕的成果。该项目重点研究了分别利用机身和机翼的不同遮蔽式进气道，通过试验获得的数据表明，腹部进气道在大迎角机动时显示出了更多的优点。这一结论为各大承包商在参与“轻型战斗机”（LWF）计划选择进气道布局时提供了理论指导。

1971年1月16日，美国空军正式向工业界提出了LWF计划的招标要求，将性能指标重点放在滚转速率、加速性和航程，并不追求较高速度。同时，LWF计划还提出了尽可能减小外形尺寸的要求，直接左右了战斗机动力装置的选择方案，其后间接地影响到进气道的方案设计。

针对这些性能需求，波音公司、诺斯罗普公司、通用动力公司、沃特公司和洛克希德公司等5家军用飞机制造商分别提交了各自的设计方案。值得注意的是，通用动力公司的401方案、波音公司908方案和沃特公司的V1100方案都充分利用了“T项目”的研究成果，将进气口设计在前机身下部较为靠前的位置，当时称之为下颌进气道。不同的是进气口的形状——401方案为椭圆形，908方案为矩形，而V1100方案则接近圆形。

毫无疑问，这一巧合在很大程度上是受到了当时预研成果的影响，腹部进气技术已经初露端倪。

在评估中，美国空军选择了401方案。通用动力公司再接再厉，以401方案为基础优化发展出401-16B方案，成功地应用于YF-16原型机的总体设计中。

确定增压方式

正是借助于“T项目”所取得的研究成果，通用动力公司在设计YF-16原型机时，立足于单发战斗机设计的具体情况，开创性地设计出腹部进气道。然而，YF-16原型机在进气道/前机身的一体化设计方面并非一蹴而就，而是围绕美国空军提出的战术要求，经过反复优化的结果。针对单发布局的构型特点，工程师在设计YF-16原型机的进气道时首先考虑到在马赫数0.6～1.6飞行速度范围内，进气道必须具备总压恢复系数高、溢流阻力低和稳定性好的特性，其次要求进气道与发动机之间具有良好的相容性，不能因为进气道而限制飞机的机动性，同时还力求进气道系统具有结构简单、重量轻、可靠性高和成本低等特点。

针对LWF计划的设计要求，设计人员首先考虑了进气道在跨声速条件下的减速增压方式，主要选取了3种不同形式的进气道来进行试验和比较：第一种是固定几何形状的正激波进气道；第二种是固定斜板（或中心锥）进气道；第三种是可变几何进气道。

通过试验数据比较看出，对于强调亚、跨声速机动性的新一代轻型战斗机来说，正激波进气道不仅在转弯速率和加速性等性能上显示出了优势，有利于提高战斗机的空中格斗能力，而且在结构重量和生产成本方面更是具有无可比拟的优势。因此，经过全面地权衡，正激波进气道无疑成为了一个最佳选择，最终达到了化繁为简的目的。

在确定采用正激波进气道后，YF-16原型机的下一步研究工作就是确定进气道的具体布局，即选定一个最佳进气口位置。设计人员在以空重为设计目标的总体优化过程中，为了进一步减轻进气道的重量，采用了逐步缩短进气道长度的办法。

于是，进气口位置在设计过程中不断向后移动，直到位于前起落架的前面。这虽然增加了附加阻力，但却减少了18千克/米的进气道重量，并相应减少了0.56平方米的垂尾面积，最终获得的性能收益是将F-16战斗机的作战半径增大了40千米。

通过预研选型和工程优化，YF-16原型机的腹部进气道布局就基本确定下来，达到了在大迎角飞行状态下有效改善气流流动状态并获得足够的空气流量的目的，非常成功地满足了跨声速和高机动性的设计要求，充分显示出了多种优点。

在大迎角时，进口的局部迎角很小，如YF-16原型机处于20°迎角时，腹部进气道的气流方向比实际迎角低10°，相当于两侧进气道处于35°迎角的情况。因此，F-16战斗机在亚声速下作30°大迎角飞行时，未发现对进气道的总压恢复系数产生不利影响，甚至具有在40°迎角时正常工作的潜力。

优化局部构型

基于结构受力的要求，YF-16原型机进气道采用了扁圆形进气口，但由于采用了保形设计，通常也将其称为“腰子”形进气口。工程师对它的下唇口进行了钝化处理，可以避免大迎角时气流在下唇口发生分离。从进气口至发动机的压气机进口采用了S形进气道，扩压管扩散缓和而均匀，使喉道至压气机进口的马赫数近似线性变化，有效减少了畸变和紊流度，从而具有较低的扩散损失。

由于机身遮蔽所带来的附面层会产生不利影响，YF-16原型机的腹部进气道根据机身轮廓形状，采用了弧形的隔板。考虑到机身腹部的附面层较薄，进气道的附面层隔道高度相应减小为8.4厘米，因而减小了隔道阻力。隔板相应突出下唇口25.4厘米，可以将进口正激波与机身附面层隔开，以避免机身附面层对进气道的干扰。

试验结果表明，YF-16原型机在战斗机飞行机动包线范围内，腹部进气道有良好的性能和稳定性，进气畸变没有超出发动机的限制值，对侧滑角不敏感。只是在马赫数0.9和迎角40°的条件下，动态畸变指标较高，但也未超出限制值。与实际发动机最小流量相比，这种进气道有很大的稳定裕度，因此不需要复杂的引气系统。在亚、跨声速，唇口产生较大的吸力，即使在马赫数2.0，这种吸力效应仍然存在。

YF-16原型机在进气道设计方面的另一个主要特点是，进口结构采用了模块化设计，即进口处236厘米长的管道是可以更换的。随着战术技术指标的变化，F-16战斗机的衍生型可以便捷地改装进气道结构，通过改进前端面积和内部构型就能够满足发动机流量增大或减小的要求，甚至还有利于改装可调几何进气口。

这一设计还为F-16配装不同型号的发动机创造了便利条件。例如，通用动力公司曾经针对出口市场推出了一种F-16/79原型机，采用一台J79-GE-119涡喷发动机，F-16C/D战斗机可以换装尺寸和推力更大的F110系列发动机，而阿联酋空军的F-16E/F多用途战斗机更是根据空中优势和对地攻击等作战任务的需要，换装了推力更大的F110-GE-132发动机。

自YF-16原型机问世以来，腹部进气道由于充分利用了前机身的预压缩作用，再通过灵活运用模块化设计理念，完全可以满足F-16战斗机各种衍生型号的战术性能要求。同时，腹部进气技术引发了进气道设计的一场革命，得到各国飞机设计师的推崇和仿效，直接或间接地应用于多种先进战斗机的设计之中。

责任编辑：王鑫邦endprint