航空发动机进排气系统试验

第1章绪论 航空发动机被誉为现代工业皇冠上的明珠，主要由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。航空发动机内部气动、热力和结构特性极其复杂，目前仍难以仅依靠数值模拟来准确描述，发动机试验不可或缺。据统计，一型航空发动机研制工作一般需要进行十万小时的部件试验、四万小时的材料试验、一万小时的整机试车。试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。进气道、喷管是航空发动机内流场与飞机外流场之间的重要交联部件，其与上、下游部件间（飞机机身前体、核心机、后体等）存在强烈的耦合效应，针对进排气部件的研究对于航空发动机性能的提升具有重要的帮助。本章将对航空发动机进排气系统试验的必要性、国内外研究现状以及未来发展趋势进行介绍。 1.1进排气系统试验的必要性 进排气系统的研究方法包括：　气动构型设计研究、数值模拟研究、试验研究、总体性能建模分析研究等。其中，进排气系统试验的目的是验证气动设计的有效性，检验数值模拟研究的准确性，以及为总体性能建模提供性能模型等，可见其与其他几类研究方法具有密切的关联。同时，开展进排气系统试验的必要性有以下三个方面：①对于流场变化剧烈的情况（如进气道不起动、内流道流动分离等），数值模拟计算的代价巨大，甚至无法直接用数值模拟来研究；②进排气系统与发动机的一体化研究，其上下游各部件的性能存在强耦合性，数值模拟方法几乎不能准确预测，且总体性能仿真需要的性能模型往往从试验数据中获取；③对于本领域发展的未来方向[如组合动力系统（turbine based combined cycle/rocket based combined cycle， TBCC/RBCC)、变循环发动机等]，要求进排气系统在宽马赫数范围内均能高效工作，此类马赫数连续变化的工作模式（或变喉道、变前体能适应宽域工作的方案）仅利用数值模拟方法来研究难度较大，一般需要采用试验方法［14］。 1.2进排气系统试验国内外研究现状 1.2.1进气系统试验研究 根据进气道的设计马赫数，可以分为亚声速、超声速及高超声速三个类型。针对三类进气道的试验研究各有侧重。民航客机、运输机，以及早期的战斗机一般采用亚声速进气道，多数亚声速进气道为皮托式进气道，由唇口、外罩、进口后的一段扩张型管道以及风扇前的一段收缩段构成，进气通道短、进气效率高、结构简单、维修方便。一般对它的试验研究采用与发动机短舱联试的方式，在各状态下的流量捕获能力以及外罩阻力是试验主要关注的方面，这里不加展开叙述。 1.亚声速进气系统研究 出于整体气动布局、隐身性能等因素的考虑，部分飞机采用亚声速S弯进气方案，由于机体附面层以及大拐折内通道的影响，进气道内部容易产生流动分离以及涡团结构，会引发进气道出口气流畸变，严重影响发动机进口的气流品质，由于此类进气道对试验的依赖性较强。谭慧俊等［5］对背负式无隔道进气道/机身一体化流场进行了试验研究，主要分析了机身上表面附面层的发展情况、进气道进口鼓包排除附面层气流的特性以及进气道内部的流动特征。研究发现，进口鼓包能够有效地隔除机身上表面的附面层气流，进口段横向压力梯度是导致附面层气流“溢出”进气道的主要驱动力。谢文忠等［6］针对一种腹下无隔道大偏距S弯进气道进行试验研究，得到了进气道在跨声速段的口面流动特征和内通道二次流特征，导致进气道出口畸变值较大。对于两侧进气布局，一般认为在偏航状态下总有一侧的进气道会受到机身的不利影响而应用较少。夏杨等［7］针对一种两侧翼下布局的无人机无隔道亚声速进气道进行了研究，获取了无隔道亚声速进气道的鼓包表面存在相对于机身较高的压力分布，鼓包排除附面层的效果与机身形状、唇口、进口位置以及飞行姿态等有关，对两侧布局方案，鼓包头部不宜太尖，曲面机身有利于附面层的排移。宋国磊［8］分析了双S弯进气道内二次流生成及发展机理，并采用脉冲射流对进气道附面层分离进行控制。 2.超声速/高超声速进气系统研究 随着航空技术的进一步发展及国防战略的需求，目前绝大多数进气道为超声速甚至高超声速。对于超声速、高超声速的进气道，常规设计技术有三类，包括二元式、轴对称式和侧压式，如图1.1所示。 近年来，一类有别于传统的进气道形式——三维内收缩式进气道（inward turning inlet）越来越引起人们的重视［912］。此类进气道*大特点在于采用向内收缩的流场而非轴对称外流或二维平面流动，因此具有一些有别于轴对称进气道或二元进气道的独*优势。它是基于内收缩锥形基本流场，采用流线追踪技术，在三维黏性修正以及肩部光顺后，*终形成的三维内收缩式进气道。与常规进气道相比，在设计马赫数下三维内收缩式进气道具有几点优势：①总压恢复系数高，进气道内的气流品质好；②外阻小、流量系数高；③进气道唇罩等外型线与来流夹角小；④弱化了角区流动，改善了其他类型进气道角区流动的不利影响，同时因三维内收缩带来的压缩效率高，实现相同的压缩程度需要的流道长度短，这对推进系统的减重是非常有利的；⑤在迎风面几何形状的设计上具有较强的灵活性。 随着研究的深入，作为一种非传统的进气道形式，三维内收缩式进气道被寄予厚望，人们普遍希望此类进气道在气动性能方面能够取得变革性发展。在国内外所研究的三维内收缩式进气道设计中，美国国家航空航天局兰利研究中心（Langley Research Center）的矩形转椭圆形（rectanglar to ellipticalshape transition， REST）进气道和我国南京航空航天大学的内乘波式进气道都具备迎风面形状设计灵活性好、易于与机体匹配设计的优点。三维内收缩式进气道的发展经历了以下过程。 通常情况下，几何过渡的三维内收缩式进气道的进口形状都选择矩形。一方面，尤其对多模块进气道而言，矩形进口便于入口处的并列布置，还能方便地安装在二维前机身上以便有效地捕获来流；另一方面，有研究表明，椭圆形截面燃烧室的许多性能的确要强于矩形入口截面的燃烧室，所以进气道出口应尽量保持圆形或椭圆形。为了使两部分同时获得*佳方案，Smart于1998年提出、设计了一类内收缩轴对称流场，并基于对基本流场的流线追踪，首次实现三维内收缩式进气道从矩形到椭圆的进出口型面光滑过渡［13］，同时也首次实现了变截面进气道的设计，图1.2为该进气道设计原理及试验模型。 REST进气道突破了直接流线追踪进气道进出口形状无法同时控制的缺点，实现了从某种规则进口（方）到另一种规则出口（椭圆）的三维内收缩式进气道设计。但如图1.2所示，REST进气道的方转（椭）圆过渡仅是一种类似对棱边连续导角的方法，从设计概念上说，它仅能够实现几何上的光滑过渡而非气动上的光滑过渡。这也正是REST进气道即使在设计状态也无法实现完全内乘波、全流量捕获的关键原因。 尤延铖等于2004年提出了能够实现进出口气动过渡、全流量捕获、高压缩效率等特性的三维内乘波进气道的设计原理［1417］，发展了内乘波式进气道设计技术，且通过进一步研究得到其流场性能优于几何过渡式的REST进气道。在内乘波进气道的研究中，首先对进出口形状可定制的内乘波式进气道的设计理论进行分析，得到一定长径比的轴对称基本流场作为设计进气道的基本流场，建立一系列的基本流场（相同进口马赫数，以及对应不同压缩能力的、不同出口马赫数的基本流场），通过吻切流原理进行周向地组合，进而设计出符合内乘波特点的高性能进气道：其进气道入口型面生成一道曲面的（常为内锥面）内收缩激波且完全贴合在唇口上，阻止进气道内部的高压气流向外溢走，从而显著提升了进气道的压缩效率。在进气道内气流遇上进口激波的反射激波之前，气流会经历一段等熵压缩。基于吻切轴对称理论可以得到，只要横向截面内激波强度相等，复杂的三维进气道压缩型面设计可以简化为二维基本流场（轴对称流场也是二维的）在周向上的组合。双吻切轴对称理论的内容，是将进气道壁面划分为上、下两侧，再分别对单侧壁面按进出口位置要求设计吻切轴对称基本流场。 图1.3利用双吻切轴对称理论设计了某方转椭圆内乘波式进气道的流场结构，可以看出内乘波式进气道能在设计状态下基本实现全流量捕获（兰利研究中心的REST进气道有5%的溢流），且完全具有其他内收缩式进气道的各项优点（如压缩效率高、外流阻力小、进出口形状设计灵活、易于与机体匹配等）。随后，对该进出口形状可定制的内乘波式进气道进行了马赫数为5的高焓风洞试验研究，获得了该进气道通流/反压条件下，以流量捕获能力为主的进气道总体性能及其流动特征。在试验状态下，进气道的流量系数为0.99±0.01，出口平均马赫数为2.78，压比为13.98，平均总压恢复为0.609，进气道能承受*大51.4倍来流压力的反压，图1.3的右图为进气道的风洞照片。 基于下一代战机飞发一体化对低能流排移能力、高压缩效率、大容积率的发展趋势，这里从前缘进气方案、前体作为预压缩的一体化方案，以及Bump进气道一体化方案三方面来说明机体/进气道一体化设计研究。 前缘进气方案是将进气道直接放在飞行器的头部、翼身结合部等区域的*前缘，使得进气道直接捕获均匀来流，且不受近壁低能流及复杂波系的影响，其进气道受飞行器机体的影响小，这里以三类典型的前缘进气一体化方案为例说明。 欧盟的长期先进推进概念和技术（Longterm Advanced Propulsion Concepts and Technologies，LAPCAT）计划提出的重点方案：　头部进气的LAPCATMR2，如图1.4所示。其气动外形由外形纤长的乘波体以及椭圆入口型线的三维内收缩式进气道结合而成，压缩效率高。LAPCATMR2的巡航马赫数为8.0，由于机体较为细长，整个飞行器所受外阻小，升阻比能够保证，同时具备巡航飞行的气动特性。然而，由于整个上表面被推进系统所占据，同时进气道的三维压缩型面也占据了机身的体积，所以飞行器的容积率不高，为其他飞行器组件预留的空间受到限制。 美国Astrox公司、莱特帕特森空军基地与波音公司共同提出了高超声速空间与全球运输系统（Hypersonic Space and Global Transportation System， HSGTS）概念飞行器，拟实现从地面起飞到二级入轨的飞行任务，其第二级的气动布局如图1.5所示。该飞行器的两个进气通道并列布置，相较于单通道的飞行器来说，进气道通道之间的空间可利用，容积率相对较高。同时，将进气道布置在乘波机体的另一侧（即机体上表面），实现了内流与外流的解耦，使低马赫数情况下其升阻比不受进气系统的影响。然而，由于飞行器需要携带低温推进剂，其整体配重和大容积率空间存在较大的挑战，特别是整个头部都被进气系统占据，对机体配重和质心的指定十分不利。 美国国防高级研究计划局（Defence Advanced Research Projects Agency， DARPA）和美国空军（United States Air Force， USAF）联合提出的“猎鹰”（FALCON）计划中提出了如图1.6所示的高超声速巡航飞行器（hypersonic cruise vehicle， HCV）概念［22］，其进气系统设置在翼身结合部。进气道上游流场几乎不受机体的干扰，同时进气道与翼身在空间上相对独立，有较大的容积率提升可能。在设计状态下，