飛機快速俯仰機動下Bump進氣道的動態(tài)特性研究

楊應凱

（成都飛機設計研究所，成都 610091）

符 號 表

α飛機飛行迎角

Δσ0進氣道出口總壓周向畸變

W進氣道出口總壓綜合畸變W=Δσ0＋Tu

σ進氣道總壓恢復系數

Tu進氣道出口總壓脈動平均紊流度

Φ進氣道流量系數

0 引 言

過失速機動能力是新一代戰(zhàn)斗機的基本特征之一。飛機快速俯仰機動是一種典型的機動過程，在這個過程中，飛機的迎角變化幅度在數秒內可達到90°以上，飛機迎角變化率達到30°～50°／s。由于飛機的快速大振幅俯仰運動，前機身流場出現強烈的非定常效應，進氣道入口的氣流參數、出口的總壓恢復系數和總壓畸變都出現了很強的非定常遲滯現象。這種迎角變化動態(tài)過程的非定常遲滯現象，與保持飛機迎角姿態(tài)不變時的靜態(tài)定常流場的結果相比，兩者存在明顯的差異，且前者能更真實地接近于空中的實際飛行過程［1-5］。因此，研究迎角變化動態(tài)過程的總壓恢復系數和總壓畸變的動態(tài)特性，對于過失速機動戰(zhàn)技性能和進氣道／發(fā)動機匹配的安全穩(wěn)定性，均具有重大的工程實用價值。

在美國，該類試驗的方法是，全部采用動態(tài)壓力傳感器來研究進氣道的動態(tài)特性［6］，其數據量非常巨大，成本高，規(guī)律性不強，且與俄式發(fā)動機體系的匹配方法和指標不一致。為研究迎角變化過程的進氣道動態(tài)特性，首次在國內采用穩(wěn)、動態(tài)壓力傳感器，連續(xù)采集，對兩側Bump進氣道進行了動態(tài)特性風洞試驗研究，探索了飛機快速俯仰機動過程中進氣道／發(fā)動機氣動匹配的基本規(guī)律。

1 試驗模型及測試裝置

試驗模型為兩側Bump進氣道縮比全鋁質試驗模型，模型由前機身、座艙、進氣道等主要部件組成，模型在風洞中安裝和俯仰機動時的位置見圖1，試驗在南京航空航天大學NH-2低速風洞中完成。

圖1 Bump進氣道模型在風洞中的安裝Fig.1 Bump inlet wind tunnel model

模型上的測量點分布為：在發(fā)動機的進口截面上沿周向均布8個總壓測耙，每個測壓耙臂上按等環(huán)面積方式分布5個穩(wěn)態(tài)總壓測量點，總計40個穩(wěn)態(tài)總壓測量點；在發(fā)動機進口截面處的內管道壁面上沿周向均布8個穩(wěn)態(tài)靜壓測量點，在該截面前方8mm 處的管道內沿周向均布4個動態(tài)總壓測量點，每個測點偏離穩(wěn)態(tài)測壓耙15°（見圖2）。

圖2 進氣道出口測點分布圖Fig.2 The measuring points map of inlet exit

2 試驗方法

進氣道常規(guī)試驗，是以飛機某一穩(wěn)定狀態(tài)（某馬赫數下的一定迎角和側滑角）為基礎進行的。進氣道的動態(tài)試驗，是在迎角周期性的變化過程中，進行總壓和脈動壓力測量，在一定的時間范圍內連續(xù)采集，對于特定時刻，其總壓恢復系數和綜合畸變指數的計算方法仍然采用進氣道常規(guī)試驗數據處理方法，以保持進／發(fā)匹配相容性評判標準與穩(wěn)態(tài)一致。

3 風洞試驗結果分析

3.1 進氣道性能參數隨時間的變化

圖3～8為不同馬赫數下飛機作俯仰運動時進氣道相關參數。圖中，俯仰速率F1，兩個馬赫數下分別取匹配點錐位G1和G4。從圖3中可以看到迎角隨著時間周期性往復運動，圖4為出口流量系數波動情況，圖5～8可以看到，進氣道的σ，W、Δσ0除Tu外均隨著時間變化作周期性變化，變化周期為飛機俯仰周期，且馬赫數越大，周期性波動振幅越大，馬赫數0.22時比0.11時振幅大。

3.2 進氣道性能參數隨迎角的變化

圖3 不同馬赫數下迎角與時間變化關系Fig.3 Variations of attack angle with time at different Mach numbers

圖4 不同馬赫數下流量系數與時間變化關系Fig.4 Variations of mass ratio with time at different Mach numbers

圖5 不同馬赫數下總壓恢復系數與時間變化關系Fig.5 Variations of total pressure recovery with time at different Mach numbers

圖9～12為進氣道性能參數隨著俯仰角度變化的情況。從圖9中可以看到，總壓恢復系數σ在下俯和上仰過程中，角度小于10°時差異不大，在大于10°后差異明顯。上仰過程中σ小于下俯過程（方向見圖中箭頭），在同一個迎角狀態(tài)，上仰時的σ比下俯時候的小，整個過程形成了一個閉合環(huán)路，在低速飛行范圍內，由于沖壓的作用，繞流損失減小，馬赫數大時總壓恢復σ越高，形成的環(huán)路面積也越大；畸變指數W、Δσ0隨著M的增大總的趨勢減小，但形成的環(huán)路面積也和σ的規(guī)律類似（見圖10、11）。Tu在整個過程中變化不大。

圖6 不同馬赫數下綜合畸變指數與時間變化關系Fig.6 Variations of W with time at different Mach numbers

圖7 不同馬赫數下周向總壓畸變指數與時間變化關系Fig.7 Variations ofΔσ0 with time at different Mach numbers

圖8 不同馬赫數下平均紊流度與時間變化關系Fig.8 Variations of Tu with time at different Mach numbers

圖9 不同馬赫數下總壓恢復系數與迎角變化關系Fig.9 Variations ofσwith attack angle at different Mach numbers

圖10 不同馬赫數下綜合畸變指數與迎角變化關系Fig.10 Variations of W with attack angle at different Mach numbers

圖11 不同馬赫數下周向總壓畸變與迎角變化關系Fig.11 Variations ofΔσ0 with attack angle at different Mach numbers

圖12 不同馬赫數下平均紊流度與迎角變化關系Fig.12 Variations of Tu with attack angle at different Mach numbers

3.3 俯仰速率變化對進氣道性能參數的影響

俯仰速率F1，F2和F3分別為一個往復周期的時間，且逐漸增大。圖13～15中能明顯看到相關參數的變化情況，俯仰速率由F1～F3，周期時間增加，速率逐漸減慢，σ、W、Δσ0閉合環(huán)路形成的面積越小，有向穩(wěn)態(tài)值靠近的趨勢。

圖13 不同俯仰速率下總壓恢復系數與迎角變化關系Fig.13 Variations ofσ with attack angle at different pitching speeds

圖14 不同俯仰速率下綜合畸變指數與迎角變化關系Fig.14 Variations of W with attack angle at different pitching speeds

圖15 不同俯仰速率下周向總壓畸變與迎角變化關系Fig.15 Variations ofΔσ0 with attack angle at different pitching speeds

4 結 論

（1）飛機做俯仰機動時，進氣道的性能參數隨著時間作周期性變化；α＞10°時，上仰過程中，σ、W、Δσ0降低，下俯過程中，σ、W、Δσ0升高，且上仰過程中上述參數值明顯小于下俯過程，一個俯仰周期形成一個閉合環(huán)路；Tu在整個過程中變化不大。

（2）馬赫數增大（低速范圍內），進氣道性能參數波動變大，形成環(huán)路面積增加，σ升高，W、Tu、Δσ0降低。

（3）俯仰速率減慢，σ、W、Δσ0閉合環(huán)路形成的面積越小，有向穩(wěn)態(tài)值靠近的趨勢。

［1］ SEDDON J.Intake aerodynamics［M］.AIAA Education Series，1985.

［2］ MCFARLAN J D.Lockheed martin's joint strike fighter diverterless supersonic inlet［R］.US：National Press Club，2000.

［3］ 楊應凱.Bump進氣道設計與試驗研究［J］.空氣動力學學報，2007，25（3）：336-338.

［4］ 王明昆，等.馬赫數振蕩狀態(tài)下帶抽吸槽進氣道非定常數值模擬［J］.火箭推進，2009，35（6）：5-8.

［5］ TRAPIER S，et al.Time-frequency analysis and detection of supersonic inlet buzz［R］.AIAA2007-2273，2007.

［6］ ANDREW J Yuhas.F／A-18A inlet flow characteristics during maneuvers with rapidly changing angle of attack［R］.NASA Technical Memorandum 104327，1997.