埋入式進氣口優化設計

埋入式進氣口優化設計

王玉梅，李麗，王婕

(中國飛行試驗研究院，陜西西安710089)

摘要：對比了不同進氣方式對發動機短艙內環境溫度的影響，分析了進氣口的結構形式及布局方式對動力裝置冷卻通風系統的影響，得到了最佳進氣方式，為動力裝置冷卻通風系統的優化設計提供依據。

關鍵詞:航空發動機冷卻通風飛行試驗

中圖分類號：V228.3文獻標識碼：B

作者簡介：王玉梅(1986-)，女，工程師/碩士，研究方向：動力裝置冷卻通風系統試飛。

收稿日期：2015-04-11

Optimization design of the submerged inlet

WANG Yumei，LI Li,WANG Jie

Abstract:In this paper, different submerged air inlet models’ influence on the ambient temperature in engine nacelle is contrasted. The impact of the structure and layout of air inlet on its cooling and ventilation system is investigated. A best air inlet manner is found, and the results can supply reference for further optimization design of engine nacelle’s ventilation cooling system.

Keywords:aero-engine; cooling and ventilation; flight test

0引言

發動機艙的冷卻通風系統是飛機設計的重要部分，發動機是艙內的主要熱源，而從進氣口進入到艙內的冷氣是短艙的外界冷卻條件，對艙內的熱環境進行冷卻和降溫。而進氣口的設計不但要滿足艙內冷卻的需求[1-2]，還要迎合新時代對飛機隱身性能的要求[3]，因此進氣口的合理設計和布局是系統設計的關鍵技術。

內埋式進氣道的大量研究[4-5]為動力裝置進氣口的設計指明了新的方向。與傳統的突出機外的進氣口相比，埋入式進氣口可以減小飛機的正面雷達反射截面，減小飛機流阻，國外早在十年前已開始對短艙的進氣口進行隱身式設計[6]，本文針對幾種不同類型的埋入式進氣口進行研究，主要分析了幾種冷卻方式對發動機艙內環境溫度的分布規律，為埋入式進氣口的優化設計提供依據。

1研究對象

本文研究的埋入式進氣口有兩種，一種是埋入式矩形進氣口，其內部與傳統進氣口類似，有完整的進氣涵道；另一種是格柵式進氣口，進氣口的表面被格柵分割成若干個進氣單元，格柵與機身表面呈一定夾角以便于進氣，內側的前端有短涵道以起到進氣導流的作用。

圖1　矩形進氣口　　　　圖2　格柵式進氣口

本文的研究對象有三個，模型A采用的是矩形進氣口(圖1)，每個短艙上有三個進氣口，位于發動機艙的前端，其布局為沿周向對稱分布；模型B采用的也是矩形進氣口，位于發動機艙的前端，其布局為頂部、腹部、側下方各一個；模型C采用格柵式進氣口，其進氣口布局與模型B相同。其各模型的進氣口布局見圖3。

圖3　各模型的進氣口布局

三個模型的排氣方式類似，通過進氣口進入到發動機短艙內的冷氣經過發動機艙，進行熱交換后，最后從發動機尾噴管內、外調節片之間的環形出口排出艙外。

2測試方案

2.1模型A飛機的測試方案

在發動機短艙內順航向從前到后選擇4個典型截面進行艙內環境溫度的測量，每個截面各有上、下兩個測溫點，各測溫點的周向位置見圖4。

2.2模型B、C飛機的測試方案

在發動機短艙內順航向從前到后取3個典型截面進行艙內環境溫度的測量，各測溫點的周向位置見圖5。

圖4　模型A飛機艙內測　　圖5　模型B、C飛機艙內測 　溫點周向位置(順航向)　　　溫點周向位置(順航向)

3試驗結果對比

3.1試驗結果

為了更有效的對比三種模型的試驗數據，本文選擇高溫天氣條件下的試驗結果；同時，還盡量選擇發動機大狀態(含加力和不開加力時的大狀態)在不同高度上長時間平飛結果，飛行高度選取5 km、11 km。模型A、B、C飛機在不同飛行條件下平飛測得的發動機艙環境溫度見表1-3。

通過表1和表2中的試驗數據，我們可以發現模型A、B飛機的艙溫規律具有相似性：其一，在同一飛行高度上，發動機狀態越大，艙內的環境溫度越高；其二，發動機狀態不變時，飛行高度增加，艙內環境溫度呈下降趨勢。表3為模型C飛機的試驗數據，可以得到以下艙溫規律：其一，在同一飛行高度上，發動機狀態增大，艙內的環境溫度有所降低；其二，發動機狀態不變時，11 km高度上平飛條件下的艙溫高于高度5 km上的結果。其數據規律與前兩者不同。下面從發動機艙進氣口的角度對三型試驗機的試飛結果進行對比分析。

表1

平飛條件下的艙內環溫(模型A)

表2

平飛條件下的艙內環溫(模型B)

表3

平飛條件下的艙內環溫(模型C)

3.2對比分析

發動機是艙內的主要熱源，發動機狀態越大，發動機艙內的熱源也越大；而從進氣口進入到短艙內的冷氣是發動機艙內冷卻的外部條件。而艙內環境溫度是艙內熱源和外部冷卻條件共同作用的結果。

對H=11 km、Ma=0.9條件下的三型試驗機的試驗結果進行對比，發動機狀態相同，發動機渦輪后燃氣溫度接近。但從艙溫數值的大小上來看，模型A飛機的整體艙溫低于模型B飛機，模型C飛機的整體艙溫最高。此外，發動機艙內從前到后幾個截面上的艙溫沿程有一定升高，但模型A飛機的溫升最不明顯，模型C飛機的艙內沿程溫升最大。

艙溫數據對比發現，模型A飛機的短艙冷卻效果最好，其次是模型B，模型C飛機的短艙冷卻效果最差。下面分別對試驗機的短艙內冷卻情況進行分析。

3.2.1模型A飛機與模型B飛機的對比

模型A飛機與模型B飛機的短艙進氣口形狀相同，且每個發動機艙都是有三個進氣口，不同的是：模型A飛機的進氣口分別在發動機艙的機身上部兩側和機身下部，沿周向基本呈120°均勻分布；模型B飛機的進氣口分別位于發動機艙的機身頂部、腹部和左下側。試驗數據顯示，模型B飛機的短艙內從前艙到后艙沿程的環境溫度升高很明顯，模型B的進氣方式冷卻效果較差。對比結果表明短艙進氣口的分布位置對短艙內的冷卻有一定影響，而合理的布置進氣口位置可以為短艙提供更好的冷卻條件，進氣口的位置布置不合理則會使冷氣在艙內的流動情況較差，最終導致短艙中后段的冷卻條件不夠。

數據結果表明，這兩種試驗機的短艙內艙溫的規律具有一致性，即艙溫隨發動機狀態增大而升高、隨飛行高度增加而降低。這說明了采用相同的進氣口形式時，發動機的艙溫隨高度、馬赫數的變化規律具有相似性。

3.2.2模型B飛機與模型C飛機的對比

模型B和模型C這兩種進氣口結構不同，但進氣口的分布位置相同，其對比分析如下：

(1)飛行高度的影響

根據大氣屬性，隨著高度的增加，大氣的密度減小(影響進氣流量)，氣溫降低，進入短艙的冷氣流量和冷氣溫度共同決定了艙內的冷卻條件。密度減小使冷氣流量降低，而氣溫降低卻有利于艙內的換熱。發動機同條件下，模型B飛機在高空的艙內環溫更低，冷卻條件更好，這說明了大氣溫度對短艙內冷卻的影響超過了大氣密度。

對于模型C飛機，短艙環境溫度隨發動機狀態、飛行高度的變化規律與前兩型飛機不同。取5 km、11 km高度上亞音速條件下的艙溫進行對比，兩狀態下的發動機渦輪后溫度相當，但11 km高度上的艙溫更高，截面3溫度甚至最高達到155.6 ℃。數據表明發動機同狀態下，飛行高度越高，此飛機的短艙冷卻效果越差。也就是說大氣密度減小引起的短艙冷氣流量的減少對艙內冷卻的影響超過了大氣溫度的影響。

(2)飛行速度的影響

飛機在同高度條件下飛行，飛行馬赫數越大，從進氣口進入到短艙的冷氣的氣動加熱現象越明顯。而在接近音速或超音速飛行時，進氣口進氣流量可能會大于低馬赫數飛行，也可能產生激波現象不利于進氣口進氣，關于這一因素，飛機設計過程中會對飛機進行整機氣動外形計算，將短艙進氣口選擇在無激波區域，因此，大速度飛行條件下的進氣口進氣流量會大于小速度飛行。因而對于此飛機，就是大速度飛行時從進氣口進入到短艙的冷氣流量更大，但溫度也更高。

對于模型B飛機來講，發動機分別以最大和加力狀態工作，發動機渦輪后溫度相當(加力狀態下略高)，艙內的環境溫度也相當(加力狀態下略高)，也就是說這兩個狀態下氣動加熱和冷氣進氣量對艙內冷卻的影響程度相當。

對于模型C飛機，在11 km高度上，發動機分別以最大和加力狀態工作，發動機渦輪后溫度相當，但發動機加力狀態、飛機跨音速加速飛行過程中的艙溫更低。這說明了飛機跨音速加速飛行過程中，飛機的短艙進氣口的進氣量增加顯著，因此艙內的冷卻條件變好。

(3)兩種模型機在同狀態下對比

取5 km、11 km高度上發動機加力和不加力條件下的試驗結果進行對比，發動機狀態相同時，模型C飛機的短艙內環境溫度明顯高于模型B飛機，試驗數據表明模型C飛機的短艙冷卻效果較差，也就是說模型C飛機的進氣口進氣效果不如模型B飛機。

通過幾個方面的對比，模型C飛機的格柵型進氣口的進氣效果較差，但發動機接通加力后，飛機跨音速加速飛行時，短艙冷卻效果明顯變好。發動機最大狀態工作時的艙內冷卻條件最差。

1)進氣口形式不變，其在短艙上的位置對艙內冷卻效果有影響，進氣口的合理布局有利于提高艙內的冷卻效果；

2)若進氣口的位置相同，進氣口的形式改變會對短艙內的冷卻效果有很大影響，甚至艙溫隨飛行狀態的變化規律也不同，合理設計進氣口對動力裝置冷卻通風系統很關鍵；

3)格柵式進氣口冷卻效果差，矩形進氣口冷卻效果好；

4)進氣口均勻布置優于其他布置方式。

參考文獻

[1]航空燃氣渦輪動力裝置飛行試驗要求：GJB243A-243[S]

[2]航空發動機設計手冊[Z].北京：航空工業出版社.2000

[3]李德俊.美國飛機隱身技術發展概況[J].航空電子對抗，1992，1：3-6

[4]Tsay W，Chen C. Numerical simulation of the submerged inlet[J]. AIAA 90-2137，1990

[5]余安遠，樂嘉陵，郭榮偉.隱身外形飛行器用埋入式進氣道的設計與風洞實驗研究[J].航空動力學報，2007.25(2)：150-156

[6]Brian F. Lundy，Thomas G. Sylvester等.Flight test and refinement of a nacelle ventilation inlet partlally subme-rged in boundary layer[J]. ASME 2001-GT-0453

4結論

通過對三種模型機的短艙環境溫度的對比分析，得到不同冷卻方式對發動機短艙內的冷卻效果的影響，結論如下：