埋入式进气口优化设计

埋入式进气口优化设计

王玉梅，李丽，王婕

(中国飞行试验研究院，陕西西安710089)

摘要：对比了不同进气方式对发动机短舱内环境温度的影响，分析了进气口的结构形式及布局方式对动力装置冷却通风系统的影响，得到了最佳进气方式，为动力装置冷却通风系统的优化设计提供依据。

关键词:航空发动机冷却通风飞行试验

中图分类号：V228.3文献标识码：B

作者简介：王玉梅(1986-)，女，工程师/硕士，研究方向：动力装置冷却通风系统试飞。

收稿日期：2015-04-11

Optimization design of the submerged inlet

WANG Yumei，LI Li,WANG Jie

Abstract:In this paper, different submerged air inlet models’ influence on the ambient temperature in engine nacelle is contrasted. The impact of the structure and layout of air inlet on its cooling and ventilation system is investigated. A best air inlet manner is found, and the results can supply reference for further optimization design of engine nacelle’s ventilation cooling system.

Keywords:aero-engine; cooling and ventilation; flight test

0引言

发动机舱的冷却通风系统是飞机设计的重要部分，发动机是舱内的主要热源，而从进气口进入到舱内的冷气是短舱的外界冷却条件，对舱内的热环境进行冷却和降温。而进气口的设计不但要满足舱内冷却的需求[1-2]，还要迎合新时代对飞机隐身性能的要求[3]，因此进气口的合理设计和布局是系统设计的关键技术。

内埋式进气道的大量研究[4-5]为动力装置进气口的设计指明了新的方向。与传统的突出机外的进气口相比，埋入式进气口可以减小飞机的正面雷达反射截面，减小飞机流阻，国外早在十年前已开始对短舱的进气口进行隐身式设计[6]，本文针对几种不同类型的埋入式进气口进行研究，主要分析了几种冷却方式对发动机舱内环境温度的分布规律，为埋入式进气口的优化设计提供依据。

1研究对象

本文研究的埋入式进气口有两种，一种是埋入式矩形进气口，其内部与传统进气口类似，有完整的进气涵道；另一种是格栅式进气口，进气口的表面被格栅分割成若干个进气单元，格栅与机身表面呈一定夹角以便于进气，内侧的前端有短涵道以起到进气导流的作用。

图1　矩形进气口　　　　图2　格栅式进气口

本文的研究对象有三个，模型A采用的是矩形进气口(图1)，每个短舱上有三个进气口，位于发动机舱的前端，其布局为沿周向对称分布；模型B采用的也是矩形进气口，位于发动机舱的前端，其布局为顶部、腹部、侧下方各一个；模型C采用格栅式进气口，其进气口布局与模型B相同。其各模型的进气口布局见图3。

图3　各模型的进气口布局

三个模型的排气方式类似，通过进气口进入到发动机短舱内的冷气经过发动机舱，进行热交换后，最后从发动机尾喷管内、外调节片之间的环形出口排出舱外。

2测试方案

2.1模型A飞机的测试方案

在发动机短舱内顺航向从前到后选择4个典型截面进行舱内环境温度的测量，每个截面各有上、下两个测温点，各测温点的周向位置见图4。

2.2模型B、C飞机的测试方案

在发动机短舱内顺航向从前到后取3个典型截面进行舱内环境温度的测量，各测温点的周向位置见图5。

图4　模型A飞机舱内测　　图5　模型B、C飞机舱内测 　温点周向位置(顺航向)　　　温点周向位置(顺航向)

3试验结果对比

3.1试验结果

为了更有效的对比三种模型的试验数据，本文选择高温天气条件下的试验结果；同时，还尽量选择发动机大状态(含加力和不开加力时的大状态)在不同高度上长时间平飞结果，飞行高度选取5 km、11 km。模型A、B、C飞机在不同飞行条件下平飞测得的发动机舱环境温度见表1-3。

通过表1和表2中的试验数据，我们可以发现模型A、B飞机的舱温规律具有相似性：其一，在同一飞行高度上，发动机状态越大，舱内的环境温度越高；其二，发动机状态不变时，飞行高度增加，舱内环境温度呈下降趋势。表3为模型C飞机的试验数据，可以得到以下舱温规律：其一，在同一飞行高度上，发动机状态增大，舱内的环境温度有所降低；其二，发动机状态不变时，11 km高度上平飞条件下的舱温高于高度5 km上的结果。其数据规律与前两者不同。下面从发动机舱进气口的角度对三型试验机的试飞结果进行对比分析。

表1

平飞条件下的舱内环温(模型A)

表2

平飞条件下的舱内环温(模型B)

表3

平飞条件下的舱内环温(模型C)

3.2对比分析

发动机是舱内的主要热源，发动机状态越大，发动机舱内的热源也越大；而从进气口进入到短舱内的冷气是发动机舱内冷却的外部条件。而舱内环境温度是舱内热源和外部冷却条件共同作用的结果。

对H=11 km、Ma=0.9条件下的三型试验机的试验结果进行对比，发动机状态相同，发动机涡轮后燃气温度接近。但从舱温数值的大小上来看，模型A飞机的整体舱温低于模型B飞机，模型C飞机的整体舱温最高。此外，发动机舱内从前到后几个截面上的舱温沿程有一定升高，但模型A飞机的温升最不明显，模型C飞机的舱内沿程温升最大。

舱温数据对比发现，模型A飞机的短舱冷却效果最好，其次是模型B，模型C飞机的短舱冷却效果最差。下面分别对试验机的短舱内冷却情况进行分析。

3.2.1模型A飞机与模型B飞机的对比

模型A飞机与模型B飞机的短舱进气口形状相同，且每个发动机舱都是有三个进气口，不同的是：模型A飞机的进气口分别在发动机舱的机身上部两侧和机身下部，沿周向基本呈120°均匀分布；模型B飞机的进气口分别位于发动机舱的机身顶部、腹部和左下侧。试验数据显示，模型B飞机的短舱内从前舱到后舱沿程的环境温度升高很明显，模型B的进气方式冷却效果较差。对比结果表明短舱进气口的分布位置对短舱内的冷却有一定影响，而合理的布置进气口位置可以为短舱提供更好的冷却条件，进气口的位置布置不合理则会使冷气在舱内的流动情况较差，最终导致短舱中后段的冷却条件不够。

数据结果表明，这两种试验机的短舱内舱温的规律具有一致性，即舱温随发动机状态增大而升高、随飞行高度增加而降低。这说明了采用相同的进气口形式时，发动机的舱温随高度、马赫数的变化规律具有相似性。

3.2.2模型B飞机与模型C飞机的对比

模型B和模型C这两种进气口结构不同，但进气口的分布位置相同，其对比分析如下：

(1)飞行高度的影响

根据大气属性，随着高度的增加，大气的密度减小(影响进气流量)，气温降低，进入短舱的冷气流量和冷气温度共同决定了舱内的冷却条件。密度减小使冷气流量降低，而气温降低却有利于舱内的换热。发动机同条件下，模型B飞机在高空的舱内环温更低，冷却条件更好，这说明了大气温度对短舱内冷却的影响超过了大气密度。

对于模型C飞机，短舱环境温度随发动机状态、飞行高度的变化规律与前两型飞机不同。取5 km、11 km高度上亚音速条件下的舱温进行对比，两状态下的发动机涡轮后温度相当，但11 km高度上的舱温更高，截面3温度甚至最高达到155.6 ℃。数据表明发动机同状态下，飞行高度越高，此飞机的短舱冷却效果越差。也就是说大气密度减小引起的短舱冷气流量的减少对舱内冷却的影响超过了大气温度的影响。

(2)飞行速度的影响

飞机在同高度条件下飞行，飞行马赫数越大，从进气口进入到短舱的冷气的气动加热现象越明显。而在接近音速或超音速飞行时，进气口进气流量可能会大于低马赫数飞行，也可能产生激波现象不利于进气口进气，关于这一因素，飞机设计过程中会对飞机进行整机气动外形计算，将短舱进气口选择在无激波区域，因此，大速度飞行条件下的进气口进气流量会大于小速度飞行。因而对于此飞机，就是大速度飞行时从进气口进入到短舱的冷气流量更大，但温度也更高。

对于模型B飞机来讲，发动机分别以最大和加力状态工作，发动机涡轮后温度相当(加力状态下略高)，舱内的环境温度也相当(加力状态下略高)，也就是说这两个状态下气动加热和冷气进气量对舱内冷却的影响程度相当。

对于模型C飞机，在11 km高度上，发动机分别以最大和加力状态工作，发动机涡轮后温度相当，但发动机加力状态、飞机跨音速加速飞行过程中的舱温更低。这说明了飞机跨音速加速飞行过程中，飞机的短舱进气口的进气量增加显著，因此舱内的冷却条件变好。

(3)两种模型机在同状态下对比

取5 km、11 km高度上发动机加力和不加力条件下的试验结果进行对比，发动机状态相同时，模型C飞机的短舱内环境温度明显高于模型B飞机，试验数据表明模型C飞机的短舱冷却效果较差，也就是说模型C飞机的进气口进气效果不如模型B飞机。

通过几个方面的对比，模型C飞机的格栅型进气口的进气效果较差，但发动机接通加力后，飞机跨音速加速飞行时，短舱冷却效果明显变好。发动机最大状态工作时的舱内冷却条件最差。

1)进气口形式不变，其在短舱上的位置对舱内冷却效果有影响，进气口的合理布局有利于提高舱内的冷却效果；

2)若进气口的位置相同，进气口的形式改变会对短舱内的冷却效果有很大影响，甚至舱温随飞行状态的变化规律也不同，合理设计进气口对动力装置冷却通风系统很关键；

3)格栅式进气口冷却效果差，矩形进气口冷却效果好；

4)进气口均匀布置优于其他布置方式。

参考文献

[1]航空燃气涡轮动力装置飞行试验要求：GJB243A-243[S]

[2]航空发动机设计手册[Z].北京：航空工业出版社.2000

[3]李德俊.美国飞机隐身技术发展概况[J].航空电子对抗，1992，1：3-6

[4]Tsay W，Chen C. Numerical simulation of the submerged inlet[J]. AIAA 90-2137，1990

[5]余安远，乐嘉陵，郭荣伟.隐身外形飞行器用埋入式进气道的设计与风洞实验研究[J].航空动力学报，2007.25(2)：150-156

[6]Brian F. Lundy，Thomas G. Sylvester等.Flight test and refinement of a nacelle ventilation inlet partlally subme-rged in boundary layer[J]. ASME 2001-GT-0453

4结论

通过对三种模型机的短舱环境温度的对比分析，得到不同冷却方式对发动机短舱内的冷却效果的影响，结论如下：