全尺寸埋入式進氣道地面特性試驗

車杰先，葉巍，孫海濤，康涌，高杰

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

全尺寸埋入式進氣道地面特性試驗

車杰先，葉巍，孫海濤，康涌，高杰

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

采用在進氣道出口連續(xù)抽氣的方法，在地面靜止狀態(tài)(俯仰角α=0°，偏航角β=0°)下試驗研究全尺寸埋入式進氣道的氣動特性。首先介紹了試驗方法，給出了出口總壓分布圖譜，然后對進氣道流量和畸變特性進行了分析。結果表明：試驗設計合理，準確校準了進氣道出口流量；地面靜止狀態(tài)下進氣道性能良好，總壓恢復系數(shù)隨流量的增大而減小，周向畸變指數(shù)、紊流度和綜合畸變指數(shù)則隨出口馬赫數(shù)的增加而增加。

全尺寸埋入式進氣道；抽吸作用；流場畸變；流量校準；總壓恢復；氣動特性

1 引言

現(xiàn)代飛行器的發(fā)展方向主要有兩個：一是要求具有更高的戰(zhàn)術技術性能，即高速性、高機動性和低空突防能力等；二是要求提高飛行器在戰(zhàn)場上的自身生存能力，即隱身能力。埋入式進氣道能有效減少雷達散射面積，具有優(yōu)越的隱身性而備受重視[1]。

然而，埋入式進氣道在實際應用中存在諸多挑戰(zhàn)，如總壓恢復系數(shù)較低、流場畸變強度大等。目前，國內(nèi)外關于埋入式進氣道設計及氣動特性的研究成果公開發(fā)表的較少。文獻[2]列舉了已成功使用在美國ACM巡航導彈上的埋入式進氣道。翁培奮[3]設計了二元埋入式進氣道，但進氣道總壓恢復較低，且不能滿足發(fā)動機的流量要求。因此有必要深入研究埋入式進氣道的設計方法和氣動特性。

進氣道試驗中，受條件限制及為降低試驗成本，一般模型比例較小，但模型比例、雷諾數(shù)和設備形式均能引起許多數(shù)據(jù)誤差。亞聲速進氣道試驗證明：由于安裝在飛機上發(fā)動機的抽吸作用及風洞與飛行中雷諾數(shù)的差別等，飛行中發(fā)動機進氣畸變與縮尺模型所測畸變有明顯差別，發(fā)動機的抽吸作用會大大降低氣流分離引起的畸變[4]。因此，開展全尺寸進氣道模型試驗，進行氣動特性研究非常有必要。

本文提出了一種全尺寸埋入式進氣道的試驗方法，通過在地面抽吸狀態(tài)下，研究了全尺寸埋入式進氣道的氣動性能，給出了進氣道總壓恢復隨出口馬赫數(shù)(Ma)的變化特性、流量特性、畸變特性和流場畸變圖譜，校準了進氣道出口AIP界面測量流量，也為進氣道/發(fā)動機相容性試驗提供了數(shù)據(jù)支持。

2 試驗件與設備

2.1 試驗件

圖1為埋入式進氣道試驗模型示意圖。模型主要包括進氣道、發(fā)動機對接法蘭盤和一段機體蒙皮，蒙皮最前端距離進氣道進口的距離為進氣道進口寬度的三倍左右，進氣道中流道表面有兩排各3片擾流片，進氣道試驗件總長約1 500 mm，寬約560 mm。

圖1 埋入式進氣道試驗模型示意圖Fig.1 Schematic view of submerged inlet model

2.2 測試方法

進氣道出口有一段長約80 mm的測量段，在AIP界面測試參數(shù)主要包括試驗件出口總壓(8耙×5點，測點位于等環(huán)面積中心)、靜壓(8點周向均布)和脈動壓力(測點距壁面0.9倍流道半徑處，8點周向均布)。壓力測量采用電子掃描閥、經(jīng)A/D轉換器輸入計算機進行數(shù)據(jù)采集，測量值誤差不超過±0.05%。動態(tài)壓力測量采用帶半無限長管的受感部，以消除引氣管路中駐波的影響，采樣率為10 kHz，低通濾波截止頻率為1 kHz。所有測量耙的阻塞比小于5%，具體測點布局見圖2。

圖2 測點安裝布局圖Fig.2 The layout of measuring points

2.3 試驗設備

試驗在小型高空模擬試驗設備進行，試驗設備及模型見圖3。為滿足發(fā)動機流量要求，及更好地模擬進氣道后發(fā)動機的抽吸作用，試驗模型采用在進氣道出口抽氣的方法建立試驗所需狀態(tài)；抽氣機組可長時間連續(xù)工作?？紤]到艙內(nèi)壁面雜物對流場的影響，進氣道采用進口面朝上安裝(俯仰角α=0°，偏航角β=0°)。艙前由聲速噴嘴測量流量(精度0.25%)，艙后排氣段與抽氣總管相連。

圖3 試驗設備及試驗件安裝示意圖Fig.3 Inlet model in wind tunnel

3 試驗方法

試驗分標定流量和測量進氣道特性兩部分內(nèi)容。

(1)標定流量。標定流量時試驗件安裝在高空艙內(nèi)，采用試驗件上游供氣、下游抽氣的方法，保證艙內(nèi)環(huán)境與當?shù)卮髿猸h(huán)境相同。對進氣道按最大流量的30%～110%(間隔10%)由低到高進行校準，比對進口聲速噴嘴和進氣道出口AIP界面所測總、靜壓，計算所得流量，得出流量修正系數(shù)。

(2)進氣道特性。試驗時打開高空艙進氣閥門，試驗模型上游管道敞開，出口抽氣，以保證與進氣道/發(fā)動機相容性試驗中進氣道狀態(tài)一致。試驗中通過閥門控制試驗模型出口抽氣量來調(diào)節(jié)所需進氣道出口平均馬赫數(shù)，馬赫數(shù)范圍約為0.15～0.40。在進氣道出口測量段測出所需參數(shù)，由此得出進氣道總壓恢復特性和進氣道畸變特性。

4 試驗結果與分析

4.1 流量特性

對比由進氣道出口AIP界面所測總壓、靜壓計算出的流量和聲速噴嘴所測流量(精度0.25%)，各狀態(tài)點均為多遍采集數(shù)據(jù)平均值，通過最小二乘過零直線擬合，進氣道出口流量G隨聲速噴嘴流量Ge的校準曲線如圖4所示?？梢?，進氣道流量系數(shù)C= 0.901，表明進氣道出口由所測總壓、靜壓計算得到的流量比實際標準流量偏高約10%，這是由于測點數(shù)量和附面層效應等因素綜合所致。埋入式進氣道內(nèi)流場均勻性較差，采用常規(guī)方法在AIP界面用8耙/40點測得的流量精度較差，所以必須采用聲速噴嘴校準流量系數(shù)(文獻[5]中對此也有提及)。并且采用抽吸的方法可有效提高低來流馬赫數(shù)下埋入式進氣道自然進氣流量不足的問題，以獲得進氣道與發(fā)動機的匹配點數(shù)據(jù)。

圖4 進氣道流量系數(shù)校準曲線Fig.4 Mass flow coefficient calibration curve

4.2 總壓恢復特性

試驗得出的總壓恢復系數(shù)σ隨進氣道出口馬赫數(shù)的變化見圖5。可見，總壓恢復系數(shù)在0.91～0.99之間。地面狀態(tài)下，總壓恢復系數(shù)隨進氣道出口馬赫數(shù)的增加逐漸呈線性減小趨勢。由于實際使用中進氣道進口位于機頭下方，當飛行器以正迎角飛行時，機身迎風面邊界層變薄，使進入進氣道的低能流減少，且迎角變大，進氣道的捕獲面積(垂直來流的進氣道進口面積)也增大，因此進氣道總壓恢復系數(shù)在實際飛行中慢車以上狀態(tài)比地面狀態(tài)會有所提高[6]。

圖5 總壓恢復系數(shù)隨出口馬赫數(shù)的變化Fig.5 Total pressure recovery vs.Mach number at engine face

4.3 畸變特性

4.3.1 流場圖譜

圖6為進氣道出口AIP界面Ma=0.35下相對總壓恢復系數(shù)的分布圖?？梢?，圖譜有一個低壓區(qū)(角度172°)，流場對稱性較好，高、低壓區(qū)分界清晰。試驗中其他各狀態(tài)下高低壓區(qū)分布基本一致，低壓區(qū)角度在170°左右。這是由于地面狀態(tài)下，進氣道處于大抽吸狀態(tài)，氣流從埋入式進氣道進口各個方向卷入內(nèi)管道。在進口段，兩側側棱的存在促使一對反向旋轉對渦形成。該旋渦的中心為低總壓區(qū)，其自身還將壁面附近的低能氣流向進氣道兩側棱附近的背風側堆積，因而形成了明顯的低能量集中區(qū)。隨后氣流向下游移動，持續(xù)的進口側棱使得該對渦沿流向不斷累積、增強。當氣流完全進入內(nèi)通道時，內(nèi)通道型面變化及氣流粘性影響開始占主導地位[7]，最終在進氣道出口形成高、低壓分界。

圖6 進氣道出口流場圖譜Fig.6 Flowfield contours at intake exit

畸變基元中，周向畸變強度在0.035～0.060之間，并由流道外徑向內(nèi)徑方向增大；各環(huán)面均存在一個低壓區(qū)，角度在170°左右；徑向畸變強度在-0.006～0.009之間，且沿流道外徑向內(nèi)徑方向減小，除第5環(huán)(圓心)外，由外徑向內(nèi)徑方向環(huán)面總壓均增大。

4.3.2 畸變指數(shù)

圖7為畸變指數(shù)隨進氣道出口馬赫數(shù)的變化曲線?？梢?，隨著馬赫數(shù)的增大，W、Δ0和εav基本呈線性增大趨勢。W在1.44%～7.68%之間變化，Δ0在1.13%～6.45%之間變化，而εav在0.31%～1.14%之間變化。進氣道中Δ0為畸變的主要來源。

圖7 畸變指數(shù)隨出口馬赫數(shù)的變化Fig.7 Distortion indexes vs.Mach number at engine face

4.3.3 壓力分布

圖8為進氣道出口AIP界面Ma=0.35下相對紊流度、靜壓和總壓沿周向的分布?？梢姡闪鞫妊刂芟蚍植即嬖趦蓚€波峰，這是由于紊流度最大發(fā)生在高低壓區(qū)分界處；靜壓和總壓沿周向分布趨勢基本一致，靜壓沿周向分布梯度很小，表明靜壓沿周向較均勻。

5 結論

(1)在進氣道出口連續(xù)抽氣建立發(fā)動機狀態(tài)的方法，能較好地模擬發(fā)動機的抽吸作用，試驗狀態(tài)與進氣道/發(fā)動機聯(lián)合試驗更為符合。

(2)聲速噴嘴流量與進氣道出口AIP界面測量流量呈較好的線性關系，AIP界面所測流量比實際值偏高約10%。

(3)埋入式進氣道出口存在一個明顯的低壓虧損區(qū)，低壓區(qū)范圍約為170°；其總壓場分布具有較好的軸對稱性，高、低壓區(qū)界線清晰。

圖8 進氣道出口周向相對紊流度、靜壓和總壓分布Fig.8 Turbulence,Static pressure and total pressure distribution at intake exit

(4)全尺寸進氣道在地面抽吸狀態(tài)下(α=0°，β= 0°)，其總壓恢復系數(shù)隨進氣道出口馬赫數(shù)的增大而減小；綜合畸變指數(shù)、周向不均勻度和紊流度，均隨進氣道出口馬赫數(shù)的增大而增大，其中周向不均勻度為畸變的主要來源。

[1]楊愛玲，郭榮偉.埋入式進氣道流場的雷諾應力測量和頻譜分析[J].空氣動力學報，1999，17(1)：80—86.

[2]Seddon J，Smith E L G.Intake Aerodynamics[M].London：Blackwell Science Ltd，1999：338—340.

[3]翁培奮.埋入式進氣道內(nèi)外流場的數(shù)值計算和實驗研究[D].南京：南京航空航天大學，1986.

[4]劉大響，葉陪梁，胡駿，等.航空燃氣渦輪發(fā)動機穩(wěn)定性設計與評定技術[M].北京：航空工業(yè)出版社，2004：134.

[5]樊建超，華杰，于昆龍，等.FL224風洞埋入式進氣道試驗技術[J].實驗流體力學，2008，22(1)：61—66.

[6]楊愛玲，夏陽，郭榮偉，等.埋入式進氣道的設計及其氣動性能研究[J].空氣動力學報，1998，16(2)：154—159.

[7]孫姝，郭榮偉，伍貽兆.一種平面埋入式進氣道的地面工作特性及流態(tài)特征[J].航空動力學報，2007，22(3)：390—395.

Experimental Investigation of a Full-Scale Submerged Inlet in Ground Running

CHE Jie-xian，YE Wei，SUN Hai-tao，KANG Yong，GAO Jie
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

An experimental investigation was carried out on a full-scale submerged inlet underground con?ditions(α=0°,β=0°)by consecutive suction from the exit of the inlet.The experimental means and the exit total pressure distribution were presented.Besides,the flow rate characteristics as well as distortion charac?teristics were analyzed.Results indicated that the test system was reasonable and the mass flow in the exit was calibrated accurately.And the inlet was working smoothly under ground running conditions.With the ascent of the mass flow,both the total-pressure distortion and turbulence increased,the total pressure recov?er coefficient decreased.

full-scale submerged intake；suction；flowfield distortion；flow rate calibration；total pressure restoration；aerodynamic characteristic

V231.3；V211.73

：A

：1672-2620(2014)03-0012-04

2013-07-18；

：2014-05-30

車杰先(1988-)，男，青海西寧人，助理工程師，主要從事航空發(fā)動機進/發(fā)匹配、穩(wěn)定性設計技術研究。