進氣道-機身構(gòu)型F-15的進氣道設(shè)計

對F-15戰(zhàn)斗機的主要要求是能充分利用剩余推力成功地實現(xiàn)空中優(yōu)勢和完成攔截任務(wù)，并具有較高的超聲速性能。其推進系統(tǒng)的成功設(shè)計為其達到所要求的性能起了很大的作用，其中比較突出的有：位于機翼前緊靠機身的兩側(cè)可變幾何二維進氣道，采用高推重比的發(fā)動機F-100，低阻的機身后體/噴管系統(tǒng)的一體化設(shè)計。此推進系統(tǒng)的成功設(shè)計共經(jīng)歷了5年3個階段(概念設(shè)計、結(jié)構(gòu)確定、系統(tǒng)發(fā)展)。

進氣道-機身構(gòu)型進氣道的形式

對F-15進氣道的具體要求是：在機動飛行及最大馬赫數(shù)飛行時有較高性能，氣流在一般飛行條件下有最小的畸變，在特殊飛行條件下有可被接受的畸變，進氣道具有最小的重量。

通過對翼下進氣道、雙發(fā)單進氣道和機身兩側(cè)進氣道等3種形式的大量風(fēng)洞試驗，選定了機身兩側(cè)進氣形式。通過對單級二維壓縮及帶有中心錐或半中心錐的軸對稱等兩種形狀進氣道的風(fēng)洞試驗，證實二維進氣道具有高的總壓恢復(fù)和小的流場畸變，且較軸對稱形狀更不易受側(cè)向流動的影響，因此，確定采用二維進氣道。隨后，進一步的風(fēng)洞試驗確定應(yīng)采用四波系減速的二維進氣道。為獲得最小的結(jié)構(gòu)重量，風(fēng)洞試驗比較后決定采用3個隨迎角變化可轉(zhuǎn)動的壓縮楔板。圖7所示為F-15進氣道的結(jié)構(gòu)。為實現(xiàn)可變幾何捕獲面積，所有壓縮楔板均可隨迎角和馬赫數(shù)的變化而相應(yīng)轉(zhuǎn)動。整個進氣道系統(tǒng)由一個計算機單獨控制，以使在很寬的超聲速飛行范圍內(nèi)和其他飛行條件下達到進氣道/發(fā)動機的最優(yōu)匹配。

進氣道-機身構(gòu)型前機身及進氣道的相應(yīng)修型

為實現(xiàn)前機身/進氣道的一體化設(shè)計，前機身的修型有：機身下表面的圓滑化，機身側(cè)表面的圓滑化。機頭的抬高，及機身最大寬度線上移等。圖8畫出了修型前后前機身的外形和相應(yīng)的局部流場。進氣道的相應(yīng)修型有：進氣遭外唇口前緣變鈍，進氣道隔開機身一定距離，第三級壓縮楔板稍微抬高等。 2100433B

圖3所示為進氣道/發(fā)動機/飛機一體化設(shè)計時應(yīng)考慮與處理的問題。對于未來的戰(zhàn)斗機還需考慮減少雷達散射面積的要求，需注意采取必要的措施防止來流溫度的不均勻，即防止反推力裝置或V/STOL（vertical and/or short take-off and landing，垂直或短距起降）裝置噴氣的吸入、導(dǎo)彈/炮彈熱氣流的吸入及艦載飛機水蒸氣的吸入等。

進氣道-機身構(gòu)型進氣道的形式和位置

一體化設(shè)計時要考慮到進氣道的來流是處于機身的干擾流場中的，不是均勻的，進氣道的形式及其與機身的相對位置決定著來流的不均勻性。

圖4所示為戰(zhàn)斗機常用的進氣道形式及其布置方式，大致存在兩側(cè)進氣和腹部進氣兩種方式，并有二維(矩形)進氣道和軸對稱(圓形或部分圓形)進氣道兩種形狀。

圖5所示為Ma=0.9時進氣道的兩個重要性能指標(總壓恢復(fù)和湍流度)與進氣道形式、迎角、側(cè)滑角大小的關(guān)系。在Ma=0.9時，有

（1）機身屏蔽的腹部進氣形式(如F-16飛機所采用的)比其他兩種形式的總壓恢復(fù)及湍流度性能好。

（2）總壓恢復(fù)和湍流度在兩側(cè)進氣或翼下進氣時，對側(cè)滑角和迎角的變化很敏感；在腹部進氣時，則不太敏感。

此例當(dāng)然并不能證明在各種飛行速度下腹部進氣都優(yōu)于其他進氣形式，但卻充分表明進氣道形式對性能的重要影響，必須根據(jù)任務(wù)需求綜合各種因素確定進氣道形式，實現(xiàn)最優(yōu)設(shè)計，如F-15采取了兩側(cè)進氣的形式，F(xiàn)-16采用了腹部進氣的形式。

進氣道-機身構(gòu)型前機身流場的設(shè)計

進氣道的來流處于前機身的流場中，故一體化設(shè)計的核心任務(wù)是合理地安排進氣道與機身的相對位置，細致地設(shè)計前機身的流場，使進氣道與前機身具有優(yōu)良的氣動性能。為此，需要考慮：前機身的頭部設(shè)計，前機身的細長比、彎度，及其相對機身縱軸的傾斜。

圖6所示為一個兩側(cè)進氣的二維進氣道模型如何由于機身設(shè)計的細致修改而提高了進氣道的性能。

如圖6中(a)所示，進氣道相對機身往下移動僅2cm即可使總壓恢復(fù)得到顯著的提高。如圖6中(b)所示，機身頭部相對機身軸線上轉(zhuǎn)4°可顯著提高總壓恢復(fù)。如圖6中(c)所示，進氣道相對來流方向偏轉(zhuǎn)如1°的小角度可改善總壓恢復(fù)隨流量變化的性能。如圖6中(d)所示，機身側(cè)壁不平行來流，與來流形成小傾角(如2°)可使進入進氣道的氣流得到預(yù)壓縮而提高總壓恢復(fù)(如4%)。

此外，前機身的設(shè)計還需考慮：

(1)機身下表面的形狀。在兩側(cè)進氣大迎角情況下機身下表面形狀對進氣道氣流影響很大，一般平底機身在進氣口前會引起較強的橫向流動，圓滑下表面則對進氣有利，這就是F-15在進氣道附近的機身橫截面的下表面形狀類似于直橢圓的一部分的原因。

(2)座艙蓋形狀的設(shè)計。這對戰(zhàn)斗機很重要。為了得到好的視野，通常座艙蓋尺寸會較大，必然會對前機身的流場形成影響。

下面以F-15的進氣道形式具體說明前機身/進氣道一體化設(shè)計如何實現(xiàn)。

機身/進氣道一體化歸根到底是機身與動力裝置特性的匹配。飛機設(shè)計中，如以嵌入式的機翼根部為進氣道入口，保證了機身附面層保持在進氣道外面；然而，進氣道亞聲速導(dǎo)管損失和不良速度場分布效應(yīng)的負面影響，與單臺發(fā)動機由分叉進氣道供氣，在偏航時產(chǎn)生的流量不對稱分布的周期效應(yīng)結(jié)合在一起，使發(fā)動機性能大受影響。這里的分叉進氣道，在國外被稱之為“雙進口進氣道”。通常，這種流量不對稱的流動現(xiàn)象，其最終結(jié)果是進氣道總壓恢復(fù)突然下降，使進入發(fā)動機的速度場分布顯著惡化，影響進/發(fā)匹配；此外，如果氣流在機身兩側(cè)管道之間振蕩，就會引起壓力快速變化而出現(xiàn)進氣道音爆的噪聲，并引起飛機振動。出現(xiàn)在其中的流動不穩(wěn)定性，是飛機設(shè)計不能允許的。其解決的工程措施是，避免兩側(cè)進氣導(dǎo)管的拐彎過急，并適度地延長共同管道的長度，使兩股氣流匯合后的靜壓力平衡功能保持到下游的壓氣機進口處。

沒有預(yù)壓縮作用的皮托式進氣道，在大Ma數(shù)飛行的情況下，僅產(chǎn)生一道簡單的正激波，造成很大的總壓損失。但是，這個損失可由生成若干道較弱的斜激波(經(jīng)過進口中心錐體或楔形板預(yù)壓縮表面)，而不是僅通過一道簡單的強激波來減少。例如，皮托式進氣道在Ma=2.0的總壓損失為27% ，當(dāng)在進口內(nèi)插入了一塊簡單(單級)楔形體的時候，可以減少到9%(見圖1)。對于腹部進氣道，完全可采用一體化設(shè)計，將楔板轉(zhuǎn)化成前機身下表面凸出的一塊斜坡，從而簡化了進氣道的設(shè)計，降低了制造難度，減輕了總質(zhì)量。該一體化設(shè)計縮比模型的側(cè)視細節(jié)參見圖2。

進氣道9%的壓力損失將減小動力裝置凈推力約15% ，并增大燃油消耗率約6% 。雖然附加一塊適當(dāng)?shù)男ㄐ误w要付出其復(fù)雜性、成本、質(zhì)量和亞聲速阻力為代價，但有了更多的傾斜壓縮表面，總壓損失可以更進一步降低，這一點，對于急需“增推減阻”的飛機設(shè)計或改進改型，顯然有重大意義。

為了考察側(cè)板構(gòu)型對高超側(cè)壓進氣道起動性能的影響，對相同收縮比下側(cè)板分別為前掠和后掠構(gòu)型的進氣道開展了 Ma = 4 來流下的風(fēng)洞實驗及相應(yīng)的數(shù)值模擬研究。實驗結(jié)果表明，側(cè)板后掠進氣道的起動性能優(yōu)于側(cè)板前掠構(gòu)型，實驗中側(cè)板后掠進氣道能夠在 2°攻角時實現(xiàn)起動，而側(cè)板前掠進氣道僅能在 － 2°攻角時起動。對流場進行的數(shù)值模擬結(jié)果表明，側(cè)板后掠進氣道不但比側(cè)板前掠進氣道具有更高的內(nèi)收縮段入口馬赫數(shù)，而且交匯后的側(cè)板激波與底板邊界層干擾的強度較弱，使得邊界層不易分離，兩方面因素共同作用使得側(cè)板后掠進氣道的起動性能顯著優(yōu)于側(cè)板前掠構(gòu)型。

側(cè)板進氣道構(gòu)型及研究方法

1 進氣道構(gòu)型：

設(shè)計了側(cè)板分別為前掠和后掠構(gòu)型的兩個高超側(cè)壓進氣道模型，側(cè)板的前掠角為 55°，后掠角為 30°。除了側(cè)板構(gòu)型存在差異外，兩模型的其余的結(jié)構(gòu)參數(shù)均保持一致。進氣道底板采用三級楔角壓縮，總壓縮角為 14°，進氣道的總收縮比為 6.0，內(nèi)收縮比( 唇口橫截面與出口橫截面面積之比) 為 1.45，側(cè)向收縮比為 1.67，入口迎風(fēng)面的高度 H = 99mm。

2 實驗方法：

實驗研究在國防科技大學(xué) STS 重點實驗室( Science and Technology on Scramjet Laboratory) 的Φ440mm 高焓自由射流試驗系統(tǒng)中進行，實驗中主要考察模型進氣道在低馬赫數(shù)來流下的起動情況。實驗中對進氣道底板壁面中心線上的沿程靜壓分布進行測量，除此之外，還在進氣道模型出口的后方連接一段駐室和喉道，并測量駐室和喉道內(nèi)相應(yīng)位置的壁面靜壓，以考察進氣道的流量捕獲性能。實驗中所有壓力的測量均采用 9116 型壓力掃描閥進行。

3 數(shù)值模擬方法：

數(shù)值模擬所采用的控制方程為理想氣體可壓 N-S 方程，采用有限體積法離散，使用三維定常隱式求解器求解，流動方程的無粘項采用二階 Roe 格式離散，粘性項采用二階中心差分格式離散，氣體比熱比為 1.38，氣體分子粘性采用 Sutherland 公式計算，湍流模型為 k-ω SST 模型。

側(cè)板進氣道起動性能對比

由于數(shù)值模擬難以準確地獲取進氣道的起動性能，采用風(fēng)洞實驗的方法來考察進氣道的起動性能，實驗中通過測量進氣道底板壁面中心線上的沿程靜壓分布來判斷進氣道的起動情況。進氣道起動與否與其內(nèi)收縮段入口處的馬赫數(shù)大小有關(guān)，對具有前體壓縮的高超側(cè)壓進氣道來說，通過改變進氣道本身的攻角可以相應(yīng)地改變進氣道內(nèi)收縮段入口馬赫數(shù)的大小。由于風(fēng)洞噴管出口的馬赫數(shù)恒定，所以采用改變進氣道攻角的方式來對比側(cè)板前掠與后掠構(gòu)型進氣道的起動性能。

1 側(cè)板后掠進氣道起動性能：

對側(cè)板后掠進氣道分別進行了 Ma = 4.0 來流條件下攻角為 0°和 2°的風(fēng)洞實驗， 2°攻角實驗中駐室和喉道的壓力顯著高于 0°攻角實驗，由于喉道面積相等，所以流量與氣流的總壓成正比，而氣流總壓越高則駐室壓力越高，說明攻角增加的情況下，進氣道的捕獲流量獲得了大幅提升。

2 側(cè)板前掠進氣道起動性能：

對側(cè)板前掠進氣道進行了 Ma = 4.0 來流條件下攻角分別為 0°，－ 1°和 － 2°的三次風(fēng)洞實驗，對比側(cè)板后掠和前掠構(gòu)型進氣道的實驗結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，側(cè)板后掠進氣道的起動性能優(yōu)于側(cè)板前掠構(gòu)型。

進氣道是一個系統(tǒng)的總稱，包括進氣口、輔助進氣口、放氣口和進氣通道，它是保證發(fā)動機正常工作的重要部件，它直接影響到飛機發(fā)動機的工作效率、發(fā)動機是否正常工作、推力的大小等，起到至關(guān)重要的作用，尤其對戰(zhàn)斗機的性能有很大的影響。其作用有：提供給發(fā)動機一定流量的空氣，飛行時要實現(xiàn)對高速氣流的減速增壓，將氣流的動壓轉(zhuǎn)化成壓力能，隨著飛行速度的增加，進氣道的增壓作用將更大。

進氣道的形式有可調(diào)式和不可調(diào)式，三維軸對稱型和二維矩形等。