美國試驗(yàn)新型可變截面超音速進(jìn)氣口

1、2012年1月10日美國航空周刊報(bào)導(dǎo)，NASA在2011年8月開始用F-15B對(duì)新型可變截面超音速進(jìn)氣口飛行測(cè)試，最高速度達(dá)到 M1.74。研究飛行系列共有8次飛行，1月5日完成了最后一次 試驗(yàn)。此后進(jìn)入數(shù)據(jù)分析階段。這個(gè)所謂“開槽中心體進(jìn)氣口實(shí)驗(yàn)” (Cha nn eled Cen terbody In takeExp erime nt，簡(jiǎn)稱CCIE)采用TechLa nd研究公司設(shè)計(jì)的可變槽道中心體技術(shù)，用于解決低超音速到 高超音速飛行里大范圍調(diào)節(jié)空氣流量和激波位置的問題。CCIE如果研制成功，將是超音速飛行技術(shù)的一件大事。NASA的F-15吊掛一個(gè)試驗(yàn)吊艙，測(cè)試 CCIE的性能超音速飛機(jī)

2、盡管飛行速度超過音速，但渦噴和渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)都是在亞音速下工作的，一般要求在M0.4-0.5，這樣可以確保風(fēng)扇、高低壓壓氣機(jī)葉片的葉尖速度在音速以下，否則引起的激波不僅嚴(yán)重影響效率，也容易損壞渦輪機(jī)械。另外，燃燒室里的燃燒擴(kuò)散速度的理論極限也為音速， 再快就是爆炸了。所以，超音速飛機(jī)的進(jìn)氣口不僅要把進(jìn)氣理順，最重要的是把超音速的進(jìn)氣氣流降低到亞音速。進(jìn)氣口 的總壓恢復(fù)系數(shù)(發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際進(jìn)氣壓力與自由空氣壓力之比)推力和油耗的影響很大，一般說來，總 壓恢復(fù)系數(shù)提高1%,推力要求可以降低1.3%。進(jìn)氣口形狀和邊界層分離裝置對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)阻力的影響自 不待言。飛行體在前飛時(shí)，前方的空氣壓力波按照音速傳導(dǎo)。飛

3、行速度低于音速時(shí)，壓力波的傳導(dǎo)快于飛行 體，其結(jié)果是空氣在前方及時(shí)閃避，好像船首波推開波浪一樣。飛行速度達(dá)到音速的時(shí)候，壓力波的傳 導(dǎo)和飛行速度等同，前方空氣不再可能閃避，而是被壓縮疊加在一起，密度急劇增高，形成垂直于前進(jìn) 方向的平面激波，極大地增加了飛行阻力和對(duì)飛行體結(jié)構(gòu)的應(yīng)力，這就是所謂的音障。飛行速度超過音 速后，平面激波變成錐面激波，錐面的角度和速度有關(guān)，速度越高，錐度越尖銳，飛行阻力實(shí)際上下降了，就好象從拖著一面墻前進(jìn)變?yōu)橥现话训归_的傘前進(jìn)。由于激波對(duì)氣流的減速作用，激波的位置和形狀對(duì)超音速進(jìn)氣口設(shè)計(jì)至關(guān)重要。飛行器從亞音速向超音速過渡時(shí)，壓力波的傳播方式在達(dá)到音速時(shí)發(fā)生突變，超音

4、速飛行時(shí)有激波現(xiàn)象在亞音速，進(jìn)氣口可以采用 NACA進(jìn)氣口或者皮托管進(jìn)氣口。 NACA進(jìn)氣口直接在機(jī)體表面開孔,氣流“掉”進(jìn)進(jìn)氣口。 NACAa氣口沒有任何突出，氣動(dòng)阻力最小，但總壓恢復(fù)很差，最多也就90%左右，現(xiàn)在除了發(fā)電機(jī)、空調(diào)、輔助動(dòng)力進(jìn)氣口等對(duì)總壓恢復(fù)沒有要求的情況，已經(jīng)極少使用。皮托管進(jìn) 氣口就是伸入氣流中的簡(jiǎn)單圓管，民航客機(jī)大多使用這樣的設(shè)計(jì)，總壓恢復(fù)幾達(dá)100%。皮托管進(jìn)氣口的唇口鈍度很重要，較鈍的唇口有利于避免大迎角或者側(cè)滑飛行時(shí)的氣流畸變問題，在起飛和低速飛行 邊界層問題不明顯時(shí)，也有利于增加實(shí)際捕獲面積，增加進(jìn)氣流量。但速度接近音速時(shí)，較鈍的唇口形 成明顯的激波，阻力大大增

5、加。皮托管進(jìn)氣口也直接用于低超音速飛機(jī)，不過速度進(jìn)一步提高時(shí)，進(jìn)氣口阻力明顯增加，唇口尖銳也只能推遲阻力的增加，F(xiàn)-16就是一個(gè)例子。平直的圓管切口會(huì)形成一個(gè)垂直于前進(jìn)方向的正激波，對(duì)于氣流的減速明顯，但阻力也同樣明顯。寧J丄訪_7-NACA進(jìn)氣口在飛機(jī)上已經(jīng)較少使用，但在汽車上用的還是很多JETPHOTOS,NETCodril QJenan Svo*民航客機(jī)的翼下發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口是典型的皮托管進(jìn)氣口Upload 陸 AFV/ing.ojm7T】將二仝審F-16的皮托管進(jìn)氣口則可以用于超音速飛行，不過進(jìn)氣損失較大，限制了最大速度iJpl<>sd toiAFWina.oomIPiloA廿

6、 Copyright 0 Tomi* Ijv 袖ulc米格-21采用帶中心錐的圓形進(jìn)氣口幻影2000是典型的使用中心半錐的半圓進(jìn)氣口upload iaAPing.oom2F-4“鬼怪”式則采用帶可調(diào)斜板的矩形進(jìn)氣口F-14也采用帶可調(diào)斜板的矩形進(jìn)氣口，不過斜板頂置而不是側(cè)置罷了超音速飛機(jī)通常使用帶中心錐的圓形進(jìn)氣口或者帶斜板的矩形進(jìn)氣口，前者總壓恢復(fù)更好，但唇口阻力稍大，調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)也較復(fù)雜，常用于 M2以上的飛機(jī)。矩形進(jìn)氣口相對(duì)簡(jiǎn)單，常用于 M2以下的飛機(jī)。圓 形進(jìn)氣口的一個(gè)變種是半圓進(jìn)氣口，中心錐就變?yōu)榘脲F。也有采用1/4圓進(jìn)氣口的，中心錐自然改為 1/4錐。矩形進(jìn)氣口的斜板可以水平放置，也可

7、以垂直放置。超音速進(jìn)氣口把氣流減速到亞音速，最后一關(guān)總是正激波。正激波越強(qiáng)，減速作用越顯著，但總壓恢復(fù)也越糟糕。這就是采用皮托管進(jìn)氣口的F-16的推重比遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于F-104但最大速度還略低一點(diǎn)的原因。一般來說，皮托管進(jìn)氣口在 M2的總壓恢復(fù)只有72%左右，而M1.1時(shí)則可達(dá)到99.9%。因此,的F119發(fā)動(dòng)機(jī),皮托管進(jìn)氣口極少用于持續(xù)的 M1.4以上的飛行。換句話說，即使給F-16換裝F-22i?plDad' toM1.6的超音速巡航也幾乎是不可能的事情，就像給劉翔帶上口罩跑110米跨欄一樣。Mi>l斜面可以產(chǎn)生斜激波使用斜激波的話，氣流減速作用有所下降，但總壓恢復(fù)隨之增加。值得注

8、意的是，減速作用和總壓恢復(fù)不是線性關(guān)系。比如說，在 M2的時(shí)候，一道10度的斜激波可以把氣流減速到 M1.66，減速幅度達(dá)到17%，但總壓恢復(fù)只損失1.4%，也就是說，依然有98.6%的總壓恢復(fù)。如果 M1.66的進(jìn)氣進(jìn)入皮托管進(jìn)氣口，氣流將減速至 M0.65，皮托管內(nèi)總壓恢復(fù)為87.2%。考慮到10度斜激波的總壓恢復(fù),系統(tǒng)總壓恢復(fù)為86%，遠(yuǎn)遠(yuǎn)優(yōu)于單純的皮托管進(jìn)氣口?；蛘哒f，推力要求下降幾達(dá)18.2%。如果仔細(xì)匹配飛行速度和斜激波的角度，使用單道斜激波的超音速進(jìn)氣口可以達(dá)到95%的總壓恢復(fù)，推力要求下降幾達(dá)30%。這就似乎所謂外壓縮進(jìn)氣口的原理：在進(jìn)氣口外形成激波，將氣流減速到一定的程度，然

9、后由皮托 管進(jìn)氣口完成剩余的減速過程。顯然，用漸次增加角度的多道斜激波可以逐漸使氣流減速，提高總壓恢 復(fù)。采用一道斜激波加一道正激波的就是二波系進(jìn)氣口，采用兩道斜激波加一道正激波的就是三波系進(jìn) 氣口，以此類推。如果采用無窮多道連續(xù)改變角度的斜激波，這就是理論上最優(yōu)的等熵進(jìn)氣口，不考慮 氣流和進(jìn)氣口表面的摩擦損失的話，可以達(dá)到 100%的總壓恢復(fù)。對(duì)于每一個(gè)氣流速度，有一個(gè)特定的等熵表面，實(shí)際速度偏離理想速度的時(shí)候，總壓恢復(fù)急劇下降，所以等熵進(jìn)氣口很難實(shí)際使用。洛克希德D-21三馬赫無人機(jī)由M-21 （專門改裝的雙座SR-71 ）在高空高速下投放飛行，只有一個(gè)固定的巡 航速度，采用降落傘回收，所

10、以不需要適用于較大的速度范圍，是唯一的已知采用等熵進(jìn)氣口的例子。 要適應(yīng)較大的速度范圍，需要采用可調(diào)錐或可調(diào)斜板，根據(jù)飛行速度，采用最優(yōu)的斜激波角度，提高總Upload t» AFWing.ojm壓恢復(fù)系數(shù)。IntakesIntake Recovery$ Sheet各種進(jìn)氣口設(shè)計(jì)在不同速度下的總壓恢復(fù)，右面自上而下：皮托管（一波系）、二波系、三波系、四波Lrp(oad toAFWinyffimI)人7jS.comL jWWW. ch ina defense-masmp洛克希德D-21是唯一已知采用等熵進(jìn)氣口的飛機(jī)IDSI采用圓滑過渡，可以在較大范圍里近似等熵進(jìn)氣口，所以具有較高的總壓

11、恢復(fù)能力斜激波可以由圓錐或者斜板產(chǎn)生，圓錐產(chǎn)生的是圓錐激波，斜板產(chǎn)生的是平面激波。使用圓錐和斜板是 因?yàn)閳A錐激波和平面激波的機(jī)制和性質(zhì)容易從理論上確定，圓錐和斜板也容易在機(jī)械上做到可調(diào)。平面 激波是最簡(jiǎn)單的情況，可以從理論上確定自由空氣氣流速度、斜板角度、激波角度和減速作用的關(guān)系。F-35和“梟龍04”圓錐激波雖然是二維的，但可以通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換簡(jiǎn)化成一維的問題。更加復(fù)雜形狀產(chǎn)生的激波在理論上不 容易研究，用計(jì)算流體力學(xué)則受到計(jì)算機(jī)能力的限制，所以直到近些年才有應(yīng)用, 使用的DSI進(jìn)氣口就是例子，F(xiàn)-22的加萊特進(jìn)氣口也是二維的激波，超越了矩形進(jìn)氣口的平面激波了。但外壓縮進(jìn)氣口有一個(gè)本質(zhì)缺陷：漸次

12、增加角度的斜激波迫使氣流流動(dòng)角度也漸次增加，也就是說, 氣流不再以平行于前進(jìn)方向流動(dòng)，而是被斜激波“頂”向外側(cè)。在 M3時(shí)，氣流最終會(huì)以40度的角度向外流動(dòng)，所以皮托管也需要扭轉(zhuǎn) 40度，才能相對(duì)氣流方向形成正激波，把氣流減速到M0.4-0.5 ， 然后在擴(kuò)張段同時(shí)完成扭轉(zhuǎn)和擴(kuò)張。使用半徑很大的圓弧過渡會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)肥大和氣動(dòng)阻力增加，急劇改 變氣流方向則可能導(dǎo)致氣流分離和總壓恢復(fù)損失。(Xiluiuic ibodtB # 丿Nomil福皿DLfTuacr沖I月I*- /F / z *Ibl Off-dcti enopemioflFig- 10JS NA業(yè)mph曲wprt甜otUhld; i.)

13、«rwksigii operation;所以外壓縮進(jìn)氣道都有一定的openticn.采用斜激波的外壓縮進(jìn)氣口需要對(duì)進(jìn)氣方向有一個(gè)扭轉(zhuǎn),MW-蘇-27下垂的機(jī)頭起到外壓縮錐面的作用，進(jìn)氣道向兩側(cè)“外八字”則是順應(yīng)外壓縮氣流方向的結(jié)果OBLIQUE SHOCKNORMAL SHOCKSUP ERCRmCALCRITICALOBLIQUESHOCK 、NORMAL SHOCKCopyntf*t©aTOa Philki R H犧外激波和正激波的位置有一個(gè)配合問題，但在不同速度下，完美的配合不容易。從左到有是超臨界、臨 界、亞臨界情況。超臨界時(shí)，正激波后退，導(dǎo)致進(jìn)氣道內(nèi)減速不足；壓臨

14、界時(shí)，正激波前出，在進(jìn)氣口外產(chǎn)生交互作用，形成“漏氣”另外，斜激波不能進(jìn)入進(jìn)氣口，否則堅(jiān)硬如石的斜激波可能造進(jìn)氣口結(jié)構(gòu)損壞，大大加強(qiáng)結(jié)構(gòu)的話重量代價(jià)太大?？紤]到速度和斜激波角度匹配不理想的情況，或者飛行姿態(tài)導(dǎo)致斜激波變形，斜激波的 位置應(yīng)該在進(jìn)氣口唇口前方，但兩者之間的空隙會(huì)導(dǎo)致“漏氣”，引起總壓恢復(fù)損失。內(nèi)壓縮進(jìn)氣口和外壓縮進(jìn)氣口相反，氣流在達(dá)到進(jìn)氣口的時(shí)候沒有任何減速，所有減速都是在進(jìn)氣 口內(nèi)完成。內(nèi)壓縮進(jìn)氣口的內(nèi)部先收縮，然后在喉道后擴(kuò)張，像一個(gè)蜂腰。唇口和收縮段相當(dāng)于一個(gè)斜板，斜激波從尖銳的唇口向內(nèi)部后方傾斜，和對(duì)面方向的唇口和收縮段的激波形成X形。激波的互相作用使得交點(diǎn)后的激波角度較

15、小，或者更接近垂直，所以 X有點(diǎn)變形，前半平緩，后半陡峭。進(jìn)氣氣流在經(jīng)過兩道激波后有效減速，喉道形成的正激波進(jìn)一步把氣流減速到M0.4-0.5。這也可以理解成反向的拉瓦爾噴管。拉瓦爾噴管是瑞典人古斯塔夫拉瓦爾發(fā)明的，是對(duì)氣流的一個(gè)特殊性質(zhì)的巧妙應(yīng)用。在氣流速度低于音速時(shí)，流道收縮使氣流加速，河流變窄的地方流速加快就是這個(gè)道理。但氣流速度高 于音速時(shí)，流道收縮反而使氣流減速，這好比羊群通過擁擠的隘口終于跑開來，才能加速。拉瓦爾噴管 在亞音速段收縮，使氣流加速到音速；在超音速段擴(kuò)張，把氣流進(jìn)一步加速。內(nèi)壓縮進(jìn)氣口反過來，超 音速段收縮減速，亞音速段則改為擴(kuò)張減速。拉瓦爾噴管內(nèi)壓縮進(jìn)氣口避免了外壓縮

16、進(jìn)氣口扭轉(zhuǎn)氣流方向的問題，也沒有唇口“漏氣”問題，但內(nèi)壓縮進(jìn)氣 口有一個(gè)啟動(dòng)問題。如果簡(jiǎn)單地把內(nèi)壓縮進(jìn)氣口置于超音速氣流之中，唇口首先形成正激波，這就變成 內(nèi)部有一個(gè)蜂腰的皮托管進(jìn)氣口了。為了啟動(dòng)內(nèi)壓縮進(jìn)氣口，必須用某種方法把唇口的正激波“吸”進(jìn) 來，形成內(nèi)部的斜激波，通常是用下游的放氣門實(shí)現(xiàn)。但即使如愿啟動(dòng)了內(nèi)壓縮進(jìn)氣口，內(nèi)激波也是不 穩(wěn)定的，一有風(fēng)吹草動(dòng)，就會(huì)回到唇口的正激波，所以內(nèi)壓縮進(jìn)氣口在實(shí)際上無法單獨(dú)使用，一般是使 用外壓縮和內(nèi)壓縮結(jié)合的混合壓縮進(jìn)氣口。從左到右：外壓縮，內(nèi)壓縮，混合壓縮和外壓縮一樣，混合壓縮也可以有三波系、四波系和等熵等多種形式。混合壓縮三波系為一道外斜激波, 一

17、道內(nèi)斜激波，一道正激波。混合壓縮四波系可以有兩道外斜激波，一道內(nèi)斜激波，也可以是一道外斜 激波，兩道內(nèi)斜激波，再加一道正激波。通?；旌蠅嚎s多波系都是一道內(nèi)斜激波?；旌蠅嚎s的優(yōu)缺點(diǎn)介于外壓縮和內(nèi)壓縮之間，減小了啟動(dòng)問題，也減少了氣流方向扭轉(zhuǎn)問題。巡航速度高于M2.5的飛機(jī)需要采用混合壓縮進(jìn)氣口，三馬赫的SR-71和B-70首先采用混合壓縮進(jìn)氣口，至今也是僅有的已知例子。內(nèi)壓縮的設(shè)計(jì)比外壓縮復(fù)雜得多，不光要考慮啟動(dòng)問題，內(nèi)斜激波的“接地點(diǎn)”如果和正激波有一 段距離，內(nèi)斜激波在進(jìn)氣道避免的反射還會(huì)引起新的斜激波，極大地增加了分析和設(shè)計(jì)的復(fù)雜性。AIRTLOW PATTERNSUpload toAFW

18、infl.oomSECTION ICeMTERBODY BIHO SUCK IN DOORS OPENSHOCK TRAP BUZDCDfTERMDY Bl££0 (MRBOARDSUCK IN DOORS CIOSCDlERTtARY DOORS OPEN UeCTOft FWRS CLOSEDSXK-IN DOORS CUOSEO11II 11 I MACH 13SPia FORWARDAFT BYPASS DOORS CIOSO)URTIARY DOORS CLOSED EjeCTOft FLAPS OPENINGSHOCK TRAP BtUO suTPUB CNcm

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21、OftS CIOSEO EJECTOR FLAPS OKNr:oi-uuiFigure 1-21133SR-71 的進(jìn)氣口設(shè)計(jì)十分復(fù)雜，就是為了解決內(nèi)壓縮的啟動(dòng)問題但混合壓縮進(jìn)氣口不能完全避免內(nèi)壓縮的啟動(dòng)問題， SR-71 和 B-70 采用一套復(fù)雜的輔助進(jìn)排氣 門，就是為了解決內(nèi)壓縮的啟動(dòng)問題?？梢郧昂笠苿?dòng)的中心錐則控制喉道和正激波的位置。但用激波系減速是一個(gè)問題，另一個(gè)問題是進(jìn)氣流量。不同推力要求顯然需要不同的進(jìn)氣流量，而進(jìn)氣流量受到喉 道面積的節(jié)制。固定幾何形狀的中心錐很難對(duì)很大的進(jìn)氣流量要求范圍達(dá)到喉道面積和進(jìn)氣流量的最優(yōu) 匹配。如果按照最高速度設(shè)計(jì)的話，喉道面積較小，以保證足夠的內(nèi)壓

22、縮；但較低速度時(shí)，需要加大喉SR-71 的操控特性暴道面積，避免過度的內(nèi)壓縮導(dǎo)致喉道的正激波被“頂”出進(jìn)氣口，不僅造成啟動(dòng)和發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定工作問 題，像直立的石墻一樣的正激波還極大地增加阻力，掃到機(jī)體甚至可能結(jié)構(gòu)損壞。戾，只有在較小的飛行包線里可以穩(wěn)定飛行，和混合壓縮進(jìn)氣口不無關(guān)系。理想的混合壓縮進(jìn)氣口應(yīng)該 在可以在控制內(nèi)激波位置的同時(shí)，還可以獨(dú)立控制喉道面積。如果中心錐可以改變直徑，根據(jù)進(jìn)氣流量需要改變喉道面積，這就可以解決這個(gè)難題。但平滑地改 變中心錐直徑在機(jī)械上很難實(shí)現(xiàn)， CCIE 另辟蹊徑。 CCIE 在中心錐上有很多可以開閉的槽道。這些槽道 好象沿中心錐的軸向切開的開口，槽道開啟使得中心錐截面形狀好像齒輪一樣，使得喉道面積增加；填 滿則使中心錐截面形狀恢復(fù)圓形，減小喉道面積。 CCIE 在概念上不復(fù)雜，但在分析和設(shè)計(jì)上難度很高。由于齒輪一樣的截面形狀，圓錐激波的形狀