全尺寸埋入式进气道地面特性试验

车杰先，叶巍，孙海涛，康涌，高杰

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

全尺寸埋入式进气道地面特性试验

车杰先，叶巍，孙海涛，康涌，高杰

(中国燃气涡轮研究院，四川成都610500)

采用在进气道出口连续抽气的方法，在地面静止状态(俯仰角α=0°，偏航角β=0°)下试验研究全尺寸埋入式进气道的气动特性。首先介绍了试验方法，给出了出口总压分布图谱，然后对进气道流量和畸变特性进行了分析。结果表明：试验设计合理，准确校准了进气道出口流量；地面静止状态下进气道性能良好，总压恢复系数随流量的增大而减小，周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数则随出口马赫数的增加而增加。

全尺寸埋入式进气道；抽吸作用；流场畸变；流量校准；总压恢复；气动特性

1 引言

现代飞行器的发展方向主要有两个：一是要求具有更高的战术技术性能，即高速性、高机动性和低空突防能力等；二是要求提高飞行器在战场上的自身生存能力，即隐身能力。埋入式进气道能有效减少雷达散射面积，具有优越的隐身性而备受重视[1]。

然而，埋入式进气道在实际应用中存在诸多挑战，如总压恢复系数较低、流场畸变强度大等。目前，国内外关于埋入式进气道设计及气动特性的研究成果公开发表的较少。文献[2]列举了已成功使用在美国ACM巡航导弹上的埋入式进气道。翁培奋[3]设计了二元埋入式进气道，但进气道总压恢复较低，且不能满足发动机的流量要求。因此有必要深入研究埋入式进气道的设计方法和气动特性。

进气道试验中，受条件限制及为降低试验成本，一般模型比例较小，但模型比例、雷诺数和设备形式均能引起许多数据误差。亚声速进气道试验证明：由于安装在飞机上发动机的抽吸作用及风洞与飞行中雷诺数的差别等，飞行中发动机进气畸变与缩尺模型所测畸变有明显差别，发动机的抽吸作用会大大降低气流分离引起的畸变[4]。因此，开展全尺寸进气道模型试验，进行气动特性研究非常有必要。

本文提出了一种全尺寸埋入式进气道的试验方法，通过在地面抽吸状态下，研究了全尺寸埋入式进气道的气动性能，给出了进气道总压恢复随出口马赫数(Ma)的变化特性、流量特性、畸变特性和流场畸变图谱，校准了进气道出口AIP界面测量流量，也为进气道/发动机相容性试验提供了数据支持。

2 试验件与设备

2.1 试验件

图1为埋入式进气道试验模型示意图。模型主要包括进气道、发动机对接法兰盘和一段机体蒙皮，蒙皮最前端距离进气道进口的距离为进气道进口宽度的三倍左右，进气道中流道表面有两排各3片扰流片，进气道试验件总长约1 500 mm，宽约560 mm。

图1 埋入式进气道试验模型示意图Fig.1 Schematic view of submerged inlet model

2.2 测试方法

进气道出口有一段长约80 mm的测量段，在AIP界面测试参数主要包括试验件出口总压(8耙×5点，测点位于等环面积中心)、静压(8点周向均布)和脉动压力(测点距壁面0.9倍流道半径处，8点周向均布)。压力测量采用电子扫描阀、经A/D转换器输入计算机进行数据采集，测量值误差不超过±0.05%。动态压力测量采用带半无限长管的受感部，以消除引气管路中驻波的影响，采样率为10 kHz，低通滤波截止频率为1 kHz。所有测量耙的阻塞比小于5%，具体测点布局见图2。

图2 测点安装布局图Fig.2 The layout of measuring points

2.3 试验设备

试验在小型高空模拟试验设备进行，试验设备及模型见图3。为满足发动机流量要求，及更好地模拟进气道后发动机的抽吸作用，试验模型采用在进气道出口抽气的方法建立试验所需状态；抽气机组可长时间连续工作。考虑到舱内壁面杂物对流场的影响，进气道采用进口面朝上安装(俯仰角α=0°，偏航角β=0°)。舱前由声速喷嘴测量流量(精度0.25%)，舱后排气段与抽气总管相连。

图3 试验设备及试验件安装示意图Fig.3 Inlet model in wind tunnel

3 试验方法

试验分标定流量和测量进气道特性两部分内容。

(1)标定流量。标定流量时试验件安装在高空舱内，采用试验件上游供气、下游抽气的方法，保证舱内环境与当地大气环境相同。对进气道按最大流量的30%～110%(间隔10%)由低到高进行校准，比对进口声速喷嘴和进气道出口AIP界面所测总、静压，计算所得流量，得出流量修正系数。

(2)进气道特性。试验时打开高空舱进气阀门，试验模型上游管道敞开，出口抽气，以保证与进气道/发动机相容性试验中进气道状态一致。试验中通过阀门控制试验模型出口抽气量来调节所需进气道出口平均马赫数，马赫数范围约为0.15～0.40。在进气道出口测量段测出所需参数，由此得出进气道总压恢复特性和进气道畸变特性。

4 试验结果与分析

4.1 流量特性

对比由进气道出口AIP界面所测总压、静压计算出的流量和声速喷嘴所测流量(精度0.25%)，各状态点均为多遍采集数据平均值，通过最小二乘过零直线拟合，进气道出口流量G随声速喷嘴流量Ge的校准曲线如图4所示。可见，进气道流量系数C= 0.901，表明进气道出口由所测总压、静压计算得到的流量比实际标准流量偏高约10%，这是由于测点数量和附面层效应等因素综合所致。埋入式进气道内流场均匀性较差，采用常规方法在AIP界面用8耙/40点测得的流量精度较差，所以必须采用声速喷嘴校准流量系数(文献[5]中对此也有提及)。并且采用抽吸的方法可有效提高低来流马赫数下埋入式进气道自然进气流量不足的问题，以获得进气道与发动机的匹配点数据。

图4 进气道流量系数校准曲线Fig.4 Mass flow coefficient calibration curve

4.2 总压恢复特性

试验得出的总压恢复系数σ随进气道出口马赫数的变化见图5。可见，总压恢复系数在0.91～0.99之间。地面状态下，总压恢复系数随进气道出口马赫数的增加逐渐呈线性减小趋势。由于实际使用中进气道进口位于机头下方，当飞行器以正迎角飞行时，机身迎风面边界层变薄，使进入进气道的低能流减少，且迎角变大，进气道的捕获面积(垂直来流的进气道进口面积)也增大，因此进气道总压恢复系数在实际飞行中慢车以上状态比地面状态会有所提高[6]。

图5 总压恢复系数随出口马赫数的变化Fig.5 Total pressure recovery vs.Mach number at engine face

4.3 畸变特性

4.3.1 流场图谱

图6为进气道出口AIP界面Ma=0.35下相对总压恢复系数的分布图。可见，图谱有一个低压区(角度172°)，流场对称性较好，高、低压区分界清晰。试验中其他各状态下高低压区分布基本一致，低压区角度在170°左右。这是由于地面状态下，进气道处于大抽吸状态，气流从埋入式进气道进口各个方向卷入内管道。在进口段，两侧侧棱的存在促使一对反向旋转对涡形成。该旋涡的中心为低总压区，其自身还将壁面附近的低能气流向进气道两侧棱附近的背风侧堆积，因而形成了明显的低能量集中区。随后气流向下游移动，持续的进口侧棱使得该对涡沿流向不断累积、增强。当气流完全进入内通道时，内通道型面变化及气流粘性影响开始占主导地位[7]，最终在进气道出口形成高、低压分界。

图6 进气道出口流场图谱Fig.6 Flowfield contours at intake exit

畸变基元中，周向畸变强度在0.035～0.060之间，并由流道外径向内径方向增大；各环面均存在一个低压区，角度在170°左右；径向畸变强度在-0.006～0.009之间，且沿流道外径向内径方向减小，除第5环(圆心)外，由外径向内径方向环面总压均增大。

4.3.2 畸变指数

图7为畸变指数随进气道出口马赫数的变化曲线。可见，随着马赫数的增大，W、Δ0和εav基本呈线性增大趋势。W在1.44%～7.68%之间变化，Δ0在1.13%～6.45%之间变化，而εav在0.31%～1.14%之间变化。进气道中Δ0为畸变的主要来源。

图7 畸变指数随出口马赫数的变化Fig.7 Distortion indexes vs.Mach number at engine face

4.3.3 压力分布

图8为进气道出口AIP界面Ma=0.35下相对紊流度、静压和总压沿周向的分布。可见，紊流度沿周向分布存在两个波峰，这是由于紊流度最大发生在高低压区分界处；静压和总压沿周向分布趋势基本一致，静压沿周向分布梯度很小，表明静压沿周向较均匀。

5 结论

(1)在进气道出口连续抽气建立发动机状态的方法，能较好地模拟发动机的抽吸作用，试验状态与进气道/发动机联合试验更为符合。

(2)声速喷嘴流量与进气道出口AIP界面测量流量呈较好的线性关系，AIP界面所测流量比实际值偏高约10%。

(3)埋入式进气道出口存在一个明显的低压亏损区，低压区范围约为170°；其总压场分布具有较好的轴对称性，高、低压区界线清晰。

图8 进气道出口周向相对紊流度、静压和总压分布Fig.8 Turbulence,Static pressure and total pressure distribution at intake exit

(4)全尺寸进气道在地面抽吸状态下(α=0°，β= 0°)，其总压恢复系数随进气道出口马赫数的增大而减小；综合畸变指数、周向不均匀度和紊流度，均随进气道出口马赫数的增大而增大，其中周向不均匀度为畸变的主要来源。

[1]杨爱玲，郭荣伟.埋入式进气道流场的雷诺应力测量和频谱分析[J].空气动力学报，1999，17(1)：80—86.

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

[3]翁培奋.埋入式进气道内外流场的数值计算和实验研究[D].南京：南京航空航天大学，1986.

[4]刘大响，叶陪梁，胡骏，等.航空燃气涡轮发动机稳定性设计与评定技术[M].北京：航空工业出版社，2004：134.

[5]樊建超，华杰，于昆龙，等.FL224风洞埋入式进气道试验技术[J].实验流体力学，2008，22(1)：61—66.

[6]杨爱玲，夏阳，郭荣伟，等.埋入式进气道的设计及其气动性能研究[J].空气动力学报，1998，16(2)：154—159.

[7]孙姝，郭荣伟，伍贻兆.一种平面埋入式进气道的地面工作特性及流态特征[J].航空动力学报，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

车杰先(1988-)，男，青海西宁人，助理工程师，主要从事航空发动机进/发匹配、稳定性设计技术研究。