进气角度对蚌式进气道与发动机相容性的影响

符小刚，于芳芳，王玲玲

(中国飞行试验研究院发动机所，西安710089)

进气角度对蚌式进气道与发动机相容性的影响

符小刚，于芳芳，王玲玲

(中国飞行试验研究院发动机所，西安710089)

通过飞行试验研究了蚌式进气道在不同飞行条件下的内部流场特点。研究表明，当飞机迎角增大时，鼓包表面对前机身来流附面层的吹除效果增强，同时鼓包后方由于流道弯曲产生的流动分离得到抑制，使得发动机稳定工作裕度提高；而侧滑会导致鼓包左右两侧附面层吹除效果出现显著差异，从而使得下游进气道内流体顺着从鼓包迎风侧指向背风侧的方向偏转，进而对发动机稳定裕度产生影响。

蚌式进气道；稳定裕度；乘波体；附面层吹除；进气道旋流；航空发动机；飞行试验

1　引言

蚌式进气道是一种依据乘波体理论[1]设计的无附面层隔道超声速进气道(简称DSI)。该进气道理念最早在20世纪90年代由洛克希德·马丁公司提出，并在F-16试验机上进行了飞行试验验证[2]，随后应用在X-35验证机上，在F-35战斗机上得到了成功应用。

超声速飞机的进气道设计，需避免前机身及进气道入口斜板产生的附面层被吸入进气道，以及与激波相互干扰产生严重进气畸变，导致进气道及发动机工作不稳定。传统的做法是将进气道口与机身隔开一定距离，或在进气道内壁开设孔、缝结构，配合引气或旁路系统，将吸入的附面层流体排出。典型的如F-22战斗机上使用的Caret进气道，就在保留附面层隔道的同时配备了泄放系统[3]。

与之相比，蚌式进气道去除了现在大多数超声速战斗机进气道设计中必不可少的附面层隔道、泄放系统和旁路系统[4]，代之以几何不可调的鼓包形压缩曲面，使得进气道入口结构大大简化，并降低了气动阻力。研究表明，蚌式进气道由于是靠压缩型面产生的压力分布差异，迫使来流附面层在进入进气道口之前被分流到进气道左右外侧区域，故而其吹除附面层效果受飞行马赫数的影响。在大马赫数(Ma=1.6以上)下，附面层吹除效果显著降低。综合来看，蚌式进气道压缩系统大体上只能吹除50%的前机体附面层，但其带来的飞机质量和飞行阻力的降低，远能补偿吞入附面层造成的总压恢复降低对性能的影响[5]。如X-35验证机采用蚌式进气道后，机身质量减轻约136 kg。

国内利用风洞试验研究了飞机在快速俯仰机动下两侧进气的蚌式进气道的动态特性[6]，但在与发动机共同工作的研究方面，目前还未见公开文献报道。本文通过飞行试验，研究了蚌式进气道迎角、侧滑角变化对发动机工作稳定性的影响。

2　试验对象及试验技术

试验机进气道入口上部采用蚌式压缩曲面，内部流道为S型弯曲管路。配装发动机为双转子涡扇发动机，风扇入口带可调导流叶片。为获取鼓包表面流场信息，在鼓包表面布置三排静压测点，见图1；在进气道出口截面安装测量耙组测取出口压力场、流量；同时测取发动机转子转速、风扇进出口压力等工作状态参数以评价其工作稳定性。

图1　鼓包表面压力测点Fig.1 Test points on bump surface

试验分别采用在亚声速不同高度(低空H1、中空H2和高空H3)上改变迎角，以及在相同高度、速度及迎角下改变侧滑角的方法，进行一系列稳态进气条件下的飞行，获取该进气道蚌式内流场的变化及其对发动机工作稳定性的影响。

3　试验结果分析

3.1进气道内流场

图2所示为同一飞行高度、速度及姿态下，进气道鼓包表面各截面压力系数Cps沿横向的分布。其中Cps=(psb-p0)/Δp，即鼓包表面相对静压与飞机动压的比值，p0为大气静压；图中横坐标为各测点横向位置与鼓包最宽处宽度之比。从图中可以看到，鼓包压缩曲面上沿流向不同截面存在中间高、两侧低的压力分布，正是这种横向压力梯度的综合作用，将鼓包上游前机身的附面层向两侧推移，从而达到阻止其进入进气道的目的。因此，通过研究鼓包表面横向压力梯度的大小，可以在很大程度上衡量其对来流附面层的吹除能力。相比较而言，在所观察的三个鼓包截面中，第二截面处的压力梯度最大，相应的附面层吹除效果最显著。因而，下文对鼓包表面压力分布的对比将重点关注第二截面。

图2　鼓包表面不同截面的压力系数分布Fig.2 Distribution of pressure coefficient for different sections on bump surface

图3不同迎角下鼓包第二截面压力系数及进气道出口截面总压分布(无侧滑，A组)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)

图3给出了无侧滑时不同迎角下的鼓包第二截面压力系数分布及出口总压云图(顺航向观察，图中暧色代表压力值高，冷色代表压力值低；α表示迎角，β表示侧滑角)。对比可知，无侧滑时迎角越大，鼓包表面相对平均压力系数梯度Gdcps越高(见表1中A组)，相应地鼓包吹除来流附面层的能力越强。

表1　不同迎角、侧滑角下鼓包表面第二截面相对平均压力系数梯度及相应进气道总压恢复系数和出口截面畸变指数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

由相应的出口总压云图可见，迎角增大时，进气道出口上壁面附近的低总压区域明显减小，总压升高。同时，大迎角时的流场总压分布也较小迎角时的均匀。这种现象，一方面与迎角增大时鼓包表面的附面层吹除效果增强有关；另一方面，由于试验机的进气道在入口鼓包之后向上弯曲，与平飞时相比，飞机迎角增大时前方来流与进气道内流道的相对角会减小，这有助于抑制鼓包后方弯曲流道上壁面的流动分离，从而降低进气道内的总压损失。

表1中也给出了各迎角对应的进气道总压恢复系数σ，以及进气道出口截面的周向畸变指数Δσ0(低总压扇区总压恢复系数与截面平均总压恢复之差的相对值)、紊流度ε(采样时段内各测点压力的标准偏差平均压力之比)和综合畸变指数W(Δσ0与ε之和)。从A组结果看，除总压恢复系数随迎角增大略有减小以外，畸变指数并未表现出显著的随迎角变化的一致性趋势。这是因为迎角变化主要影响进气道流场在径向的分布，如图3(b)所示，当出口截面上壁面附近的低总压区减小时，中下方区域的低总压区却增大。综合畸变指数中的稳态分量Δσ0只能反映流场周向的不均匀程度，因而无法体现出径向上的这一变化。同样，对于动态分量ε，当进气道上壁面鼓包后方的流动分离得到抑制时，下唇口处的流动分离就会增强，因此ε也未必会随迎角的增加一定会增大或减小。

在迎角相近情况下(图4及表1中B组)进行侧滑飞行时，鼓包左右压力系数呈明显的不对称分布。即背风侧的压力系数梯度增大，迎风侧的压力系数梯度减小。两者的差异随侧滑角的增大而增大，综合作用结果是平均压力梯度Gdcps随侧滑角的增大而减小，相应的来流附面层吹除效果减弱。

图4　不同侧滑角下鼓包第二截面压力系数及进气道出口截面总压分布(迎角相同，B组)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)

从相应的出口总压云图看，左侧滑(即来流从机头左前方吹来)角增大时，进气道出口上方近壁面流体向右侧偏移。如上文所述，这主要是因为左侧滑致使鼓包左侧附面层吹除效果减弱而右侧附面层吹除效果增强，从而使得该处鼓包表面右侧流速高于左侧，进而导致下游流体向左偏移。事实上，图中也可以看到在左侧滑的作用下，进气道出口下方近壁面流体也略微向右偏移。但由于进口鼓包的存在，出口截面上方流体的偏移程度远大于下方。综合作用下，出口流场沿顺时针方向偏转，即形成了顺时针旋流效应。同理，如果是右侧滑飞行，则进气道出口流场产生逆时针旋流效应。

与迎角变化时的情况类似，从B组数据的总压恢复和畸变值中也观察不到显著的随侧滑角增大时一致性的变化趋势。原因是这些指数(无论是Δσ0还是ε)都不能反映流场在周向上的迁移及旋流活动。

3.2发动机工作稳定性

采用相对稳定(喘振)裕度来对比进气角度对发动机风扇工作稳定性的影响。即选择一参考试验点，对比其余试验点与参考点的远近，来判断其是远离或更靠近发动机喘振边界(图5)。

图5　风扇相对喘振裕度Fig.5 The relative surge margin of the fan

依据数据类型的不同，采用了两种方法计算相对稳定(喘振)裕度。

方法一：同一换算流量下的喘振裕度

方法二：同一换算转速下的喘振裕度

或

从表2中零侧滑下迎角变化时风扇的稳定裕度可以看出，随着迎角(A组，Hp=H3)的增大，XN值正方向偏离8.52°攻角的参考点，说明正攻角越大风扇稳定裕度越大。当攻角减小(B组，Hp=H1)时，XG值负向远离参考点，也即风扇稳定裕度减小。这与上文分析的迎角增大鼓包表面压力系数梯度增大及鼓包后方流动分离得到抑制的结果一致。

从表3中同迎角下侧滑飞行时风扇的稳定裕度可以看出，随着左侧滑角(A组，Hp=H2)的增大，XN值正方向偏离-2.54°侧滑角的参考点，说明侧滑角越大风扇稳定裕度越大。这是由于发动机风扇导向叶片对来流产生的预旋效果是沿逆时针方向，而左侧滑会在进气道下游流场产生顺时针旋流效应，这意味着左侧滑在进气道产生的旋流会部分抵消风扇导向叶片的预旋作用，从而降低风扇叶片负荷，因此其稳定裕度增大。右侧滑(B组，Hp=H1)时，风扇导向叶片的预旋作用被增强，风扇叶片负荷增大，因此其稳定裕度变差。

表2　零侧滑下迎角变化时风扇的稳定裕度Table 2 Stability margin of fan while attack angle is changed(no sildeslip)

表3　同迎角下侧滑飞行时风扇的稳定裕度Table 3 Stability margin of fan while sildeslip angle is changed at the same attack angle

4　结论及建议

(1)飞行高度及马赫数相同的情况下，迎角增大在增强鼓包表面附面层吹除效果的同时，还有利于抑制鼓包后方因流道弯曲所产生的流动分离，进而提高了发动机风扇的稳定裕度。

(2)迎角相同时，随着左侧滑角的增大，鼓包左侧的附面层吹除效果减弱，右侧的附面层吹除效果增强，使得其下游上壁面附近流体向右偏移，在进气道出口产生顺时针的旋流效应，从而提高风扇的稳定裕度；而随着右侧滑角的增大，会使其下游上壁面附近流体向左偏移，在进气道出口产生逆时针的旋流效应，从而降低风扇的稳定裕度。

(3)分析蚌式进气道流场时，由于传统的只包含周向畸变与紊流度分量的综合畸变指数并不能反映其在径向上的变化及旋流活动，建议在今后对此类进气道的研究中，增加对径向畸变及旋流畸变的测试和计算。

[1]蔡乐.Bump进气道的机理与设计规律研究[M].哈尔滨：哈尔滨工业大学，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]杨应凯.Bump进气道设计与试验研究[J].空气动力学报，2007，25(3)：336—339.

[4]赵振山，李艳亮，董军.Bump进气道内外流场数值模拟研究[C]//.第十五届全国计算流体力学会议论文集.中国航空工业空气动力研究院，2012.

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

[6]杨应凯.飞机快速俯仰机动下Bump进气道的动态特性研究[J].实验流体力学，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

符小刚(1983-)，男，陕西宝鸡人，工程师，硕士，主要从事进气道与发动机相容性试飞技术研究。