F_A_18E_F飞机发动机的CARET进气道

© 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 年 月 推 进 技 术 第 卷 第 期 多 一 飞机发动机的 进气道 ‘ 杨 国 才 成都飞机设计研究所 , 成都 , 摘 要 介绍了与 一 飞机发动机提高性能相适应的 、 设计 一 的固定几何的 “ ”进气道的设计 , 分析了新设计的 进气道性能和机体 进气道一体化的模型风洞试验 结果 。 该进气道新概念设计对我国在研或预研的某些机种都有较好的参考与借鉴价值 。 主题词 飞机发动机 , 进气道 , 设计 分类号 · 一 乙 , , “ ” 记 一夕 , 一 一 记 一 详 , 浏 · “ ” 伴 一 · , , 引 言 一 飞机的发动机 , 因改型增大了推力 , 重新设计了进气道 。 新的空气进气系统 , 包括在机身侧装的两个固定几何进气道 , 构形 见图 。 每个进气道都是一个有效的 双斜面 外压式 英文意为脱字插入符号“ ” 进气道 , 按最大马赫数 一 设计 , 捕获面积 、 , 喉道面积 。 该进气道的压缩角是 由进 口 处双斜板相交形成的折缝 角度来确定 , 呈 的楔形体 、 并在 飞机水平投影的形状里后掠 内侧斜板上有一个附加的 楔形角 , 并在侧立面里呈 “ 后掠角 。 新设计的 型进气道 , 比 型用进气道增加了 的空气流量 , 用以对 热 交换器提供冲压冷却空气 。 进气道设计 进口 机身设计一体化 型侧装进气道 , 其大后掠的单一楔形附面层 “ 隔道 ” , 布置在 进 口上面和 内侧二者之间 。 隔道高度最小量是 , 且在机翼前缘伸长边条下面 隔道可隔除 、排去低能附面层空气 , 以预 防进气道吸入机身和边条上的附面层 。 吝 收稿 日期 , 修回 日期 , © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 推 进 技 术 年 进气道进 口 位于边条下面 , 在亚音速机动飞机姿态下构成有利的遮蔽效应和在超音速飞 行姿态下的预压缩作用 , 对适应大攻 角飞行及提高压力恢复有利 。 该进气道进 口特点 在上面和 内侧的压缩斜板上前缘成锐角形状 唇罩外侧和唇罩下面的外形采用保形 设计 , 在静态操纵和剧烈的机动飞行姿态下 , 可分别地将进气道畸变减至最小 在内侧斜板前缘上附加 楔形 角 , 增加 了保持在超音速状态下整个斜板前面部分 全部 有效的进气道压缩 。 固定在进气道进 口 外侧的内侧壁上的涡流破碎器栅栏 , 将在母舰弹射器的静态操纵 期间由大后掠唇罩外侧前缘形成的涡流加以破碎 , 从而使进气道畸变减至最小 。 除了进 口 双斜板将发动机的“ 面孔 ”部分遮挡外 , 采用进 口 盒式菱形构造 , 可以运用平 面准直技术 。 即可以做成其前 、 下缘和机翼平行 , 这样就可以减少由飞机辐射出来的雷达脉冲 高能量 回波 , 从而降低飞机的可探测性 减小其 。 附面层吸除系统 型进气道吸除系统设计比较复杂 , 以利充分吸除“ ”形压缩斜板和进 口 外侧面 壁上的附面层 参见图 。 在超音速马赫数下 , 靠吸除末激波上游 , 跨越末激波和下游的附面 层 , 来控制强大的末激波 附面层相互干扰 。 在 飞行状态 , 上面放气门打开 , 它与发 动机转速联锁 , 既限制发动机最小流量 , 又保证在超音速马赫数下进气道的稳定工作 。 卜知 一 吧 卜买〕 伴 一饭落蒸接 卜门从珍践兰止事一 一 一二 一 ” 嘴黔⋯止 。·‘, ’解飞嘿 、 · 疏、 【 二 , , · ‘ 、 一 “ ” · 进气道扩压器 旁路进气 口 进气道扩压器长度用发动机进 口 直径表示 为 一 , 扩压器 比较平直 , 避免了有害的 内部转变而导致局部流动沿着管道壁面的加速 减速 , 而不致搓 出涡流来 。 整个扩压器面积 比 , 从进 口喉道到进气道 发动机气动力 界面是 。 当发动机流量在中间推力状态下的亚音速 巡航状态 , 扩压器压 力恢复达到 。 冷却气流是 由设置在主进气道扩压器 内的冲溢旁路进气 口供给的 。 该进气 口配置在 扩压器内侧区域 , 大致在该旁路导管下游的 处 , 导管喉道面积 为 , 在额定工作状 态下的流通能力大约按流量 设计 。 利用在飞机上表面的一 个可打开的辅助进气导 管 , 在低速 簇 。 工作期间 、 对 系统提供流量 。 当这 个辅助进气 口 风库斗 打开时 , 瓣舌形阀防止进入 流量 向主进气道扩压器回流 。 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 氮 卷 第 期 一 飞机发动机的 进气道 型进气道分析 新的进气道#设计# , 就是在进 口 唇罩设计上采用了“ ”概念 。 这种新颖设计 , 使进 气道进 口 内两块并列的压缩斜板形成 了进 口 外“ ”形折面斜 、 正激波 , 不仅可提供有效的压缩 流场 , 而且相对于常规设计在进 口 前产生的平面斜 、 正激波而言 , 可以更充分地 “ 封住 ”进气道 进 口 及其两侧 。 进气来流受“ 八 ”形折面激波引导 , 其好处是 在带有姿态角的机动飞行时 , 减少常规设计 单一平面激波盖不住进 口两侧而不能完全捕捉到来流 , 从波后唇前的侧面缝隙漏掉 , 对提高进 气道流量系数有利 另一效果是减小局部入流角 , 有利于唇 口 处的进气绕流 , 对抑制唇 口 内气 流分离有利 由于折面激波的导流效应 , 还使进气道压力恢复对迎角 和侧滑角 卢的敏感性 比 常规设计的要小些 它采用的所有压缩面具有后掠前缘的几何形状 , 又使气动加热速率较低 。 所有这些 , 对提高进气道效率 , 改善进气道 出 口 流场 品质都是有利的 而与机翼前缘平行的大 后掠进 口前缘则是进气道隐身设计的几何形状要求 , 目的是减小雷达散射面积 。 “ ”进气道用在从进 口 到 出 口 角不需变化几何形状 , 其发动机燃烧室进 口 也不必采 用圆形截面 , 对导弹可能有利 , 但用在飞机进气道上似乎是独具匠心的 。 因此 , 值得人们研究这 个有趣的流动现象本质 。 最终定型的高保真度进气道 机体空气一体化模型为 缩尺 模型 , 实验成果分述如下 总压恢复 。一 产 九 。 。 图 给出 型与 型进气道恢复性能的 比较结果 。 由图 可见 , 型性能优于 型 , 只是在 一 一 时 , 其总压恢复性能 比原 型的稍有 下降 , 但这并不影响飞机主要战术技术性能 。 · , 皿 一引洲伦 厂厂 ’刀 卞 、 ‘火火火 了了 达 」丛丫 ’ ’ 、‘‘‘ ﹃八乙只︶口口。叹卜叹熟﹄。。‘﹄ 一 一 介 司 一 咬只门荀一口 除了采用短 又较 为平直的扩压器外 , 在 阴 状态 , 进气道总压恢复 的提高得 益 于两项主 要技术 其一 , 采用 概念设计进气道 参见图 , 进 口 内 有效压缩 角斜板及 内侧斜 板 扩前缘“楔形体 ” , 使进气道总压恢复系数 。 和 表征稳定性的平面率流度 都得到 明显改 善 。 如在 一 , 刀一 “ 状态 , 在进气道工 作范围内 总换算流量 一 、 。 都 有 不 同程 度 提 高 , 特 别 是 在 标 准 大 气 、 小 流 量 量级状 态 , 。 由 提 高 到 , 而 , 亦 用 · 表 示 从 降 至 · 飞东九才而认而七万认左不忿兹 。 反 · 一 一 , 扩大 了稳定范围 , 避免了在小流量下诱发进气道喘振 。 事实上 , 这项技术革新措施使 进 气道 在超音速段 直到 一 的压 力恢复接近 了理 想水平 。 其二 , 降低喉道 马赫数 。 , 这是因为亚音速扩压器恢复系数 甄对提高 ,较 为敏感 。 近期研究结果表明 适 当降 低 对提高 很有利 , 一 , 一 一般是扩压器压力损失急剧变化的分界线 。取 毛 已成为当今的设计要求和获得高 。亚 的一项技术保证 。 由于 型进气道把 断 从原 型的 降为 , 从而使 。亚 达到 。 这样的高水平 , 详见图 。 溢流阻 力 。 试验结果表明 在亚音速巡航状态下 型进气道溢流阻力特性的斜率 与 型的不相上下 只是在超音速状态下 型的溢流阻力特性斜率较大 。 这是一个缺点 。 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 推 进 技 术 年 但是 由于换装了更大推力发动机 , 这 个缺点 , 因得到 了推 力补偿而被掩盖 。 进气道在超音速状态溢流阻 力较大 的现象 , 与来 自采用后掠式进气道 的其它飞 机方案是一致的 。 畸变 。 海平面静止 一 。, 月 一 畸 变 。 在 额 定 的匹配 流量下 , 周 向动 态 畸变 强度峰值 , 二 一 , 末超过最大的进气道畸变 目标 。 安装在进 口 唇罩外侧 内壁里面的涡流破 碎栅栏 见图 , 在减小海平面静止畸变方面成效显著 。 从图 可见 , 带有栅栏 , 使进气道周向 畸变强度无论是动态峰值或是稳态的 侧一 、 , 在冷天最大瞬时流量下都未超过最大畸变 目标 。 而这个栅栏在机动飞行时压 力恢复或畸变均不产生不利影响 。 飞行性能 、 动态 畸变及平面 紊流 度 。 在 一 标称的中间推 力进气道流量下 , 进气道 性能 一 月机动飞行包线 内 , 进气道恢复都较高 。 在 以 上 动 态 周 向畸 变峰值 议 、 二 出口 平面紊流度 易 。 在最大机动 最大标称推力的进气道流量下 , 最 大 瞬 时 流 量 状 态 及 在 包 线 内 的 畸 变 峰 值 , 直到 自由流马赫数 一 以前均未超 过最大畸变 目标 。 出 口平面紊流度 尸乓 , 只是在襟翼前缘偏转 及 , 相 对应 力 自由流 数 一 间略有超过 最大 尸 目 标 , 在 一 超过最多 , 达 。 这个相对狭窄 数范 围内平面紊流度的超 飞 一 , 乏 卜叫 众 蜘二口辉一 二 ‘、 , 、、 ·‘ , ‘华福 ‘ 气叫生上巡二二 二二 , 朋 一 李了 、、勺 ‘ 一 , 一 , 一 厂 一 梦梦梦 一一 州 一 一 〕〕讼乙乙蛋蛋俨俨一 浅妥辰一浮浮浮浮浮 一一 卜井 一 卜 二 二 一 少少叭 诸 一 呀 了了了了 一一 片 一 户户粉一一 奋三砚砚 多多冷群群群群群 ︸已 ‘︸﹄妇的﹃ 一一‘﹄。已︺﹄﹁口 、 标 参见图 , 是 型进气道在发展中冒出一个新问题 。 这可能对平面紊流度限制在 以下 、 平飞攻角时的进气道工作稳定性产生不利影响 , 如产生低流量进气道共振 。 所幸的是在 模型的研制中已找到 了降低紊流度大小量级的有效措施 , 这就是打开带有 出气角的放 气门 。正是此举 , 减小了总进气道换算流量 , 使低流量共振边 界线向右下方移动 , 大大缩小了热 天慢车飞行状态下发动机流量 曲线与进气道流量共振边 界的交连范围 详见图 。 残存的低 流量进气道共振小区域 , 可能不足为患 , 并且将由以 下辅助改进措施来解决 , 这就是 换装抗畸 变裕度增大的新改进的高性能发动机 采用新的边 条及从 缩尺变成全尺寸管道 后的容腔效应 —在相同内流速度下 可改变管道 固有共振频率 。 所有这些措施 , 对巡航状态 一 一 下 , 防止热夭慢车飞行中的进气道低流量共振方面都将产生有利影响 。 新边 条的采用 。 采用修改边 条的本意是改善 型飞机升力系数 二 , 使预期的 大攻角机动性能达标 。 但从进气道 机体一体化设计观点来看 , 机翼前缘伸长边条的改型 , 却 为进气道的机动飞行畸变和进气道超音速压力恢复方面提供了进一步改善的条件 。 在机动飞 行畸变方面 , 新边 条带来的好处是在 “ 一 。 , 月 时使飞机攻角 增加 了 。一 , 从而使 最大 目标达到 “ 而这是在进气道 仍然保持抵于畸变极限 的情况下达到的 。 对机动 飞行能力的改善 , 起因于边 条翼展对下游进气道唇 口 攻 角遮蔽的改进 。 在 , 月一 “ 下超音速压力恢复的改善 , 起因于淘 汰早期的边 条前面上表面前缘原有的钝度 。 因为原有的 纯度有助于在边条下底面流动的膨胀而不是压缩 , 于是修改之后 , 在进气道工作范围内可使 © 1994-2009 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 一 飞机发动机的 进气道 一 尸了尸 阶 比 刀 曰 己 正 记 月月 一 一一 ⋯⋯⋯团 刁刁一 、一节 川川川川一 土土 ‘‘ 一一一一一 界闪‘一 ,一一 〕 牙牙、、、、、、 厂厂 曰曰曰 、 卜卜 、 芦芦口口口 一 卜例 ‘ 、卜卜 ‘‘厂厂护护吧吧州州才才才 , , 仁仁仁 台台川川 州州上韶韶丫丫 卜 ’ 一 , 卜 犷卜 , 、 , 护州才丁 ’ 一 。而 叩 冲叫少卜州 试 正 团 刻 大卯 丫 ‘ 任廿孤 、 。 。 ﹄左仍叹工久。。。工,﹂ 了 ‘ 、 、 、 几丁扩在才犷药戈左笼二花一亡言 反 ︵之国涅沙︸。︺‘﹄﹂。︺。工一工。妇 今山︺︸ ﹄口口工 · 进气道恢复有所提高 。 旋流 。 型进气道 出 口没有也不必探测旋流 , 这是 由于采用了有效 、 充分的附层 面吸除系统 , 扩压器管道 比较平直且 又短 , 而唇 口 内又加装了栅栏 参见图 。 换言之 , 相 当于该非常规设计的进气道 已采取 了反旋流措施 , 型进气道基本上不产生旋流 。 而 系列发动机 , 均带有可调的进 口 导向叶片 , 已具有一定的抗旋能力 。 对于防范旋流扰 动可谓双重保护 。 进气道 发动机相容性 进气道动态畸变上的 工 二 和压力脉动正负峰值之 间的平面紊流度 乓丁。一 , 都是发动机对其进 口 流场品质要求的极限值 。 它限定了进气 道出口流场品质的 目标 。 一旦满足了这些 目标 , 进 发相容性的设计也就完成了 。 然而 , 更为广泛的全面分析 , 则应用 发动机稳定性的方法论 , 对整 个飞行包线 内确定为典型的 最恶劣情况畸变图谱进行评估 。 在研的 一 飞机进 发相容性分析通过 了稳定性检查 过程 。 最恶劣情况进气道畸变图谱是 由发动机厂商美国通用电气公司 作出选择和判断 的 。 在个别情况下 , 型进气道畸变指标也有被超过的 , 但试验证明 , 不一定会导致发动 机失速 。 而全面的相容性检查确定了发动机在哪些状态下将有可接受的稳定性边界 。 基 于这个相容性检查过程 , 并与飞机的机动飞行能力一致 , 由进气道基本数据 数据 库 的分析 , 确定了整个规划设计的操作包线 内的进 发相容性 , 从而进入了该相容性的试飞 验证阶段 。 小 结 型推进系统 已被设计成满足或超过 当代飞机的能 力 。 型 “ ” 新进气道的 风洞试验 , 在预先工程 制造发展期间 已圆满的完成 , 并确定了最后的进气道 机体一体化构 形 。 它满足了在研制大纲中确定的全部性能 目标 。 非设计状态下的高压力恢复和进气道 发动 机的极好的相容性协调 , 给人们以深刻印象 。 参 考 文 献 , , 二 , 。 〕 一