二元外压式超声速进气道起飞过程的进发匹配特性

高为民，田方超，杨瀚超

(中国航空发动机集团有限公司 沈阳发动机研究所，沈阳 110015)

0 引 言

进气道和发动机是飞机推进系统的两大主要部件。进气道的作用是捕获外部空气，为发动机提供与工作状态匹配的空气流量，并要保证具有足够好的流场品质。进气道的性能不但要满足最大飞行马赫数的要求，还要满足从起飞到着陆的全任务剖面的要求。对于最大飞行马赫数在2以上的飞机，比较常用的方案是二元外压式压缩斜板可调的进气道，进气道的捕获面积、喉道面积变化范围都以匹配最大飞行马赫数的发动机流量特性为基本设计要求；相应的，在飞机起飞过程的低速飞行阶段，进气道的进口捕获面积偏小，进气道特性变差。根据美国NASA公布的进气道标准数据库[1]，二元外压式超声速进气道总压恢复系数随马赫数变化特性见图1，可以看出，该类进气道起飞状态的总压恢复系数在全包线范围内处于较低的水平，较低的总压恢复系数降低了发动机的安装推力，从而制约了飞机的起飞性能。

图1 总压恢复系数与马赫数的对应关系Fig. 1 Relation between total pressure recovery coefficient and Mach number

同时，从发动机稳定裕度分析角度来看，多份文献表明总压畸变是影响发动机稳定工作能力的一项重要降稳因子[2-6]（图2）。进发流场匹配不佳会在进气道出口产生较大的进气总压畸变，对发动机风扇和压气机稳定裕度均有影响[7-8]，发动机进口总压畸变指数越大，造成的压缩部件稳定裕度损失越大。在起飞点，由于发动机进气流量最大，由此带来的总压畸变在全包线内同样处在最高水平，导致在发动机稳定裕度评估结果中，起飞点的发动机剩余稳定裕度往往是最低值，严重影响了发动机工作可靠性。

图2 典型降稳因子对压气机稳定性的影响Fig. 2 Influence of typical stabilizing factors on compressor stability

为了改善超声速进气道的低速特性，很多超声速飞机都设置有辅助进气装置。如本文研究的二元外压式可调节超声速进气道（图3），百叶窗式辅助进气门设在进气道下部，在起飞点，通过附加进气捕获面积，提升进气流量，实现进气道提供流量与发动机需求流量的匹配。为防止辅助进气吸入地面沙石颗粒，辅助进气门上方安装有防护网（含有上万个小尺寸网孔）。

图3 二元外压式进气道结构示意图Fig. 3 Sketch of two-dimensional supersonic inlet

为了准确获取进气道/发动机在飞行条件下的匹配特性，美、俄等国都建设有大型自由射流试验设备[9-11]。美国的航空推进系统试验设备可以模拟最大飞行高度30 km、最大飞行马赫数3.8条件下的飞/发匹配特性。目前，中国的这些试验设备和技术还不成熟，飞行条件下的大尺寸进气道/大推力发动机匹配工作情况还不能采用地面设备进行直接模拟和评判。通过分析进发匹配试飞和风洞试验的数据发现，在地面起飞状态下进气道出口流场的畸变指数很大，接近飞机亚声速大迎角机动飞行时的畸变指数。因此提出了采用地面台架进行进气道/发动机联合试验，用以分析亚声速条件下的进发匹配特性[12-15]。

本文研究的主要目标是，解决某二元外压式超声速进气道换装进气流量更大的发动机时的进发匹配问题。在不改变进气道结构的前提下，通过调整辅助进气装置，提升飞机起飞状态（尤其是在零速度、全加力起飞状态）进气道出口总压恢复系数、降低流场总压畸变，为发动机更好地稳定工作提供解决方案。

1 进发匹配特性试验

1.1 试验对象

被试进气道为一种二元外压式可调节超声速进气道，进气道下部前缘后安置有百叶窗式辅助进气门，辅助进气门上方安装有金属防护网（含数万个毫米级网孔）。被试发动机为一种大推力带加力的双转子涡轮风扇发动机。试验台架为可监控发动机多项参数的室内标准整机试车台。试验台架及试验对象如图4所示。

进气道流动参数的测量点布置在发动机进口前的AIP截面和1-1截面处（截面位置见图4）。在AIP截面处布置有空间6×5支总压受感部，每支受感部位于每个等环面的质量中心，壁面周向布置6支静压测点。在1-1截面处，于相对半径0.9Rout环面均匀布置6支周向动态压力测量点，测点布局见图5。

图4 全尺寸进气道/发动机地面联合试验台架Fig. 4 Schematic diagram of full-scale inlet/engine

图5 AIP及1-1截面测点布局Fig. 5 Measurement points on AIP and 1-1

1.2 试验结果及分析

1.2.1 进气道出口流场

对于进气道带有辅助进气门和防护网状态，在进气道出口截面，稳态总压显示出明显的不均匀特征，见图6，高压区位于进气道出口的上半部，低压区位于进气道出口的下半部。由于台架试验条件相当于飞机进气道的零速度、0°迎角、0°侧滑角状态，总压分布在进气道出口截面的左右对称性较好；随着发动机状态的提升，这种高压区在上、低压区在下的流场特征基本不变，进气道出口低压区压力进一步降低，同时低压区范围变大，表明进气道总压损失及总压畸变逐渐增大，进发匹配特性变差。

图6 进气道出口压力畸变图谱（辅助进气门+防护网）Fig. 6 Pressure distortion at the inlet exit (auxiliary intake+fence)

1.2.2 辅助进气系统对进气道出口流场影响

进气道出口这种流场特征与该进气道的结构特点密切相关：进气气流由两部分组成，一部分从进气道主进气口流入，进气道内壁为直通管道，流动损失较小，因此进气道出口上半部为高总压区；另一部分为辅助进气，辅助进气气流穿过复杂的辅助进气门及防护网后总压损失增大，该部分气流到达进气道出口后变现为低总压区。且随着发动机状态的提升，发动机抽吸作用增强，主进气及辅助进气速度增大，辅助进气部分穿过辅助进气门及防护网后流动损失进一步增大，因此大状态下进气道出口流场特性变差。

根据上述分析，为提升进发匹配特性，提出两项改变辅助进气系统结构的方案：1）封堵辅助进气门，即取消辅助进气，使全部进气通过进气道主进气口流入，降低进气损失；2）打开辅助进气门，取消其上方的防护网，降低辅助进气损失，提高进气道出口总压。

不同辅助进气方案下试验结果对比如图7、图8所示。图7给出了发动机最大状态下、不同辅助进气条件下的进气道出口总压分布图谱，可以看出：封堵辅助进气门后，进气道出口总压恢复系数全面降低，同时低压区范围更大，进气道出口流场非但没有优化，反而更加恶化。拆除防护网后，高压区总压恢复系数无明显变化，但低压区压力明显升高，同时低压区范围变小，较好的优化了进气道出口流场。

图7 辅助进气条件对压力分布图谱的影响（最大状态）Fig. 7 Influence of auxiliary intake conditions on pressure distortion pattern (maximum state)

图8 辅助进气条件对总压恢复系数的影响Fig. 8 Influence of auxiliary intake conditions on total pressure recovery coefficient

图8给出了发动机全状态下、不同辅助进气方案下进气道出口总压恢复系数对比，可以看出：封堵辅助进气门后，全流量段进气道的总压恢复系数大幅下降，尤其是在大流量条件下降低得更为明显；拆除防护网后，各流量下进气道总压恢复系数均有明显提升，优化效果明显。综合上述试验结果，保留辅助进气门，同时取消其上方的进气防护网，可以获得较好的进发匹配效果。

对于拆除进气防护网以后发动机吸入地面沙石的安全性问题，项目团队已开展了相关研究，证明了发动机的耐受能力，由于该项内容不是本文论述重点，在此不做展开介绍。

2 进发匹配特性仿真

2.1 二元进气道降维仿真方法

2.1.1 仿真模型及网格处理

为研究带有辅助进气系统的二元进气道流场特性，构建了进气道CFD数值分析模型。由于进气道防护网上密布有数万个的毫米级小孔（如图9所示），对网格量要求高，计算量大。对于工程研制来说计算周期过长，因此本文结合进气道的流动特点研究降维建模处理及仿真方法。

图9 辅助进气门及防护网Fig. 9 Auxiliary intake valve and protective screen

根据图6中试验得到的进气道出口畸变图谱，出口畸变场具有较为明显的左右对称性，出口截面高压/低压区域位置和范围与二元进气道高压/低压区域位置和范围基本一致（如图10所示），因此认为，进气道内部核心气流流动模式近似于二维流动，这是对该进气道进行降维仿真的理论基础。

图10 二元进气道中部截面压力云图Fig. 10 Total pressure distribution of 2D inlet

本文采用二维流场仿真来模拟三维模型的流动问题，将三维进气道内部的辅助进气门以及防护网进行二维投影，把真实进气道防护网上均布的数万个小孔投影为两千多个小缝，从而降低计算网格量和计算周期。后文通过仿真结果与整机进发联合试验结果对比，证实了仿真方法的可靠性。

网格模型主体为结构化网格，采用非结构网格对防护网、辅助进气门等区域进行网格局部加密，如图11、图12所示。防护网附近流动域的网格尺寸为进气道内部流动域网格尺寸的1/20左右，为提升计算效率，采用渐变式结构化网格用于过渡。辅助进气门抬起角度为可调参数用于匹配不同发动机状态，附近流动域采用非结构网格，以便在计算过程中根据发动机状态进行角度调节。

图11 整体网格Fig. 11 Overall grid

图12 辅助进气门网格与防护网网格Fig. 12 Local grid

2.1.2 仿真设置及数据处理方法

针对该进气道的流动特性，采用基于有限体积法的Navier-Stokes方程求解器，湍流模型为k-ωSST模型，使用二阶流动精度格式对N-S方程进行求解。选用定比热理想气体作为研究介质，分子黏度采用Sutherland公式计算。另外，计算结果的收敛是以通道内监控面的流量、平均马赫数、平均总压的残差均小于1×10−3为衡量准则。进气道出口设置为压力出口，通过调整背压实现进气流量与发动机状态匹配。计算域边缘设置为压力远场，远场来流速度为0 m/s，大气条件按标天给定，压力101.3 kPa，温度288.15 K。

研究涉及到两种边界条件设置方案，一种是进气道地面工作状态，进气道离地较低，需考虑地面效应的影响；另一种是不考虑地面效应（即飞行状态），通过两种条件下仿真结果的对比，获取地面效应的影响量值。为实现两种条件下的数值仿真，计算域设置如下：在进气道下方1倍发动机直径位置，设置水平Land_01截面；进气道下方8倍发动机直径位置，设置水平Land_02截面。当模拟进气道地面工作状态时，将Land_01设置为壁面，作为计算域的下边界；当模拟无地面影响工作状态时，将Land_01设置为内部面，Land_02设置为压力远场，作为计算域的下边界。计算域及计算边界设置示意如图13所示。

图13 计算域边界条件示意图Fig. 13 Boundary conditions of computational domain

在计算结果的处理中，包含进气道出口压力畸变计算，压力畸变本质上属于二维流场参数，本文同样对该参数进行降维处理。具体方法为：在进气道出口截面上等间距布置11个测点，通过读取各测点的总压值来计算进气道出口总压畸变指数 σ。 σ的计算公式如下：式中， εd为 低压区域的平均总压恢复系数， εa为出口截面平均总压恢复系数。

式中，Pdi为位于低压区测点的单点总压值，Paj为出口截面测点的单点总压值。

2.1.3 网格无关性研究

为更加准确、高效地开展该进气道数值仿真计算，开展网格无关性研究。采用上述仿真模型、网格划分方式及计算方法，搭建网格总量分别为162万、325万和662万的进气道仿真算例，三种方案计算结果对比如表1所示。

表1 不同网格总量仿真对比Table 1 Comparison of different grids

可以看出，以325万网格的计算结果为标准值，162万网格的计算结果有明显偏差，662万网格的计算结果与325万网格基本一致。因此，出于节约计算资源和保证计算精度两方面的综合考虑，最终确定计算模型的网格总量为325万。

2.2 仿真结果及分析

2.2.1 进气道出口流场优化措施

此节开展的仿真工作均为进气道地面工作状态。

2.2.1.1 辅助进气门+防护网状态下流场特性

通过数值仿真，研究了不同发动机状态下进气道流场特性（图14）。可以看出，进气道下方吸入的气流经过辅助进气门及防护网后产生了明显的总压损失，与主流汇合后，在进气道下方产生较为明显的低压区，会在进气道出口产生压力畸变。对比来看，随着发动机状态提升，进气流量增大，辅助进气经过辅助进气门及防护网后产生的流动损失增大，这与试验结果表现一致。

图14 辅助进气门+防护网状态进气道流场总压云图Fig. 14 Total pressure distribution of the inlet

2.2.1.2 封堵辅助进气门的影响

封堵辅助进气门后不同状态下进气道总压云图如图15所示。与图14相比，进气道内流下方低压区范围更大，因此封堵辅助进气门的方法无法优化进发匹配特性，与试验结果一致。进行原因分析，封堵辅助进气门前后进气道空气流线分布如图16、图17所示，通过对比可以看出，封堵辅助进气门后进气流量全部由主进气口流入，由于没有辅助进气，且发动机流量不变，因此进气速度大幅增加，内流道上方最大马赫数达到1.5，导致在进气道内出现了高强度的激波系，加剧了进气道下壁面的流动分离，大幅增加了总压损失。

图15 封堵辅助进气门总压云图Fig. 15 Total pressure distribution without protective network

图16 辅助进气门+防护网状态进气道速度流线图Fig. 16 Original streamlines of inlet

图17 封堵辅助进气门状态速度流线图Fig. 17 Streamlines of plugging auxiliary valve

2.2.1.3 拆除进气道防护网的影响

拆除防护网的仿真结果如图18所示。对比图14计算结果可以看出，无论是在节流状态还是最大状态，辅助进气导致的低压区压力值均明显提升，低压区范围均明显减小，因此拆除防护网对进气道内流场改善效果明显，与试验结果表现一致。

图18 拆除防护网状态总压云图Fig. 18 Total pressure distribution without protective network

仿真及试验获得的拆除防护网前后进气道出口总压恢复系数、总压畸变指数对比如图19、图20所示。可以看到，仿真与试验结果参数变化规律一致，均表现为总压恢复系数随发动机状态提升而降低，总压畸变指数随发动机状态提升而增大。仿真结果偏差量为：全流量段下，总压恢复系数误差最大3.2%，总压畸变指数误差最大1.3%。

图19 总压恢复系数变化对比Fig. 19 Comparison of total pressure recovery coefficient

图20 总压畸变指数变化对比Fig. 20 Comparison of distortion coefficient

对比防护网拆除前后进气道特性参数可知，通过拆除防护网，可使起飞点（相对流量100%）进气道总压恢复系数提升4.8%，总压畸变指数相对降低50.9%。

2.2.2 地面效应影响

考虑到地面约束对进气道进气流场的影响，进气道地面状态特性可能与空中状态存在差异。为获取影响量级，采用数值仿真手段进行影响分析。研究对象为辅助进气门+防护网状态进气道。在仿真过程中，通过调整进气道出口背压保证有/无地面算例进气流量相同。

图21为两种状态下流场仿真结果，可以看出：有地面状态下，进气流动容腔相对较小，导致进口处气流流速较高，由于进气的惯性作用，在进气道上唇口处产生了较大的流动分离；无地面状态下，进气流动容腔大，进气道下方流动不受地面制约，因此进气道口部进气流速相对较低，导致的流动分离较小。表2给出了发动机最大状态下，进气道主进气与辅助进气流量对比。受进气道上唇口分离涡团的影响，有地面状态下主进气口进气流量相比无地面状态降低1.5%。

图21 进气道速度流线图Fig. 21 Streamlines of the inlet

表2 进气流量比例对比Table 2 Comparison of intake ratio

图22为发动机全状态下地面效应对进气道出口总压恢复系数的影响。图23为发动机全状态下地面效应对进气道出口总压畸变指数的影响。可以看出，在发动机全状态下地面效应的影响导致进气道出口总压恢复系数及总压畸变指数存在一定差异，但影响量值很小。有地面状态总压恢复系数最大偏低1.2%，总压畸变指数最大偏高1%。研究结果可为台架进发联合试验结果外推到飞行状态提供参考。

图22 总压恢复系数随进气流量变化趋势对比Fig. 22 Comparison of total pressure recovery coefficient

图23 总压畸变指数随进气流量变化趋势对比Fig. 23 Comparison of total pressure distortion coefficient

3 结 论

本文针对带有辅助进气装置的二元超声速进气道与发动机在起飞点的进发匹配问题，开展了进发联合试验和数值仿真研究。通过开展全尺寸进气道与发动机联合试验，得出保留辅助进气门、取消防护网的辅助进气方案，可以获得更好的进发匹配特性。同时，开展该进气道+辅助进气装置的数值仿真研究，获取更多的流场信息，为揭示试验结果的本质提供支撑。最后，通过数值仿真给出台架试验环境与飞行环境之间差别对进发匹配特性的影响，为台架进发联合试验结果推广到飞行条件提供依据。研究得到的主要结论如下：

1） 在起飞状态，由于进发流量匹配的需要开设辅助进气流道，但带来了进发流场匹配问题，表现为进气道总压恢复系数较低，总压畸变指数较高；

2） 提出了一种相对高效的二元超声速进气道降维仿真方法，通过台架进发联合试验结果校核了仿真方法的可靠性，结果证明，进气道出口总压恢复系数误差不大于3.2%，总压畸变指数误差不大于1.3%；

3） 试验与CFD仿真结果表明，对于所研究的二元外压式超声速进气道，保留辅助进气门同时拆除防护网，可以获得更好的进发匹配效果—在起飞点，进气道总压恢复系数提升4.8%，总压畸变指数相对降低50.9%。

4） 仿真结果表明，在发动机全转速段内，地面效应的影响量值很小，有地面状态总压恢复系数最大偏低1.2%，总压畸变指数最大偏高1%。研究结果可为台架进发联合试验结果外推到飞行状态提供参考。