无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析
扩压式双S隐身进气道设计和流场分析
扩压式双S隐身进气道设计和流场分析
李建华;包晓翔;刘凯;李锋
【摘 要】采用扩压式双S隐身进气道能够提高飞行器的隐身特性和综合性能.针对保形短程、高隐身、大偏距的亚音速隐身无人机进气道,以保形入口、中间控制面和出口截面为约束并结合多项式对中心线和面积、截面形状进行控制,实现对保形进口截面形状和弯曲形式复杂的双S隐身进气道的快速设计;在此基础上,研究中心线曲率、面积分布和中间截面形状等参数对进气道性能的影响.结果表明:双S进气道流场特性复杂,第二S弯处顶部的分离和空间二次涡引发的流场畸变的综合控制是设计的重点,通过截面参数约束并结合多项式能够对双S进气道内的流场品质进行控制;在中心线曲率、扩张角和多项式参数等配制上应该朝利于第二S弯流场稳定的方向靠近.
【期刊名称】《航空工程进展》
【年(卷),期】2017(008)002
【总页数】7页(P219-225)
【关键词】双S进气道;短程扩压;总压恢复系数;畸变指数
【作 者】李建华;包晓翔;刘凯;李锋
【作者单位】中国航天空气动力技术研究院彩虹无人机科技有限公司,北京100074;中国航天空气动力技术研究院彩虹无人机科技有限公司,北京100074;中国航天空气动力技术研究院彩虹无人机科技有限公司,北京100074;中国航天空气动力技术研究院彩虹无人机科技有限公司,北京100074 【正文语种】中 文
【中图分类】V211.3
现代无人飞行器普遍追求外形一体化设计、具有简单紧凑的结构形式和高电磁隐身性能，为此，其进气道设计逐渐趋于非常规化和多样化，各种非传统的设计技术不断得到尝试和应用，例如，进口与机身保形[1]、采用超短扩压器、采用大偏距单S形或双S(蛇形)进气道、无边界层隔道[2]、狭缝式进口[3-4]和背负式安装设计等。
超短程扩压式S形进气道是隐身飞机的重点发展方向之一，采用该形式的进气道，除了能够提高飞行器的隐身性能外，还有利于减小气动阻力、缩短飞行器的总长度，使得飞行器更加紧凑、质量更轻，从而大幅提高飞行器的综合性能。然而，S形进气道内的流场特性十分复杂，主要表现在：在大曲率弯曲段，由于存在强逆压梯度，会导致出现流动分离；严重的横向流压力梯度将诱导产生二次流，二次流与管壁附面层相互干扰，继而可能诱发脱体涡；由于流动分离和二次流及其诱导脱体涡的共同作用，会导致严重的压力损失和流动畸变。
反折式二元超声速进气道设计及数值研究
- 1 - 反折式二元超声速进气道设计及数值研究
近年来，随着超空气动力学技术的发展，设计和分析超高速飞行器的空气动力特性变得越来越重要。超高速飞行器使用反折式进气道，可以实现高效的发动机性能。反折式进气道是一种新型的模式，由两个分离的进气系统组成，在低速气流中有效分离冷空气和热空气。
反折式二元超声速进气道是一种新型的设计方案，具有高效的发动机性能。在此基础上，本文提出了一种反折式二元超声速进气道设计方案，并使用数值模拟技术对其型式进行优化和分析。
首先，本文介绍了反折式进气道的原理。反折式进气道将冷空气和热空气完全分开，以避免冷热气流混合反应。将冷空气通过冷空气进气道，热空气通过热空气进气道，这样，就可以有效地抑制发动机燃烧室的热量负荷，并获得较高的发动机性能。
其次，本文分析了反折式二元超声速进气道的影响因素，包括空气动力学特性、冷热空气比例、空气流速及燃烧室热量负荷等。为了选择最佳的反折式二元超声速进气道，本文使用数值模拟技术对其进行了优化和分析。以此为基础，本文对反折式二元超声速进气道进行了实际应用，并在试验推进发动机及喷管装置上进行了试验。
经过测试，反折式二元超声速进气道设计具有较好的发动机性能。热量负荷的抑制效果有效，燃烧室的温度也较低，涡轮发动机的性能也较高。
综上所述，反折式二元超声速进气道可以有效地抑制发动机的热量负荷，并达到较高的发动机性能。因此，反折式二元超声速进气道 - 2 - 设计有望在超高速飞行器可靠性和安全性方面取得成果。
随着超空气动力学技术的发展，未来有望实现更高效率、更经济的超高速飞行器。反折式二元超声速进气道设计提供了一种有效、安全的性能设计方案。未来将继续为反折式进气道设计提供有效的分析和优化，以期实现更高效率和安全性的超空气动力学性能。
此外，将反折式二元超声速进气道设计与其他空气动力学技术进行有效整合，可以更有效地提高飞行器的空气动力性能和可靠性。因此，反折式二元超声速进气道设计将成为超高速飞行器可靠性和安全性的重要技术之一。
芝麻开花节节高_中国超音速进气道设计
27 2006.3喷气式飞机进气道设计大观
专 题
歼－８ＩＩ 走上改进之路张文宇——中国超音速进气道设计芝麻开花节节高
在２００５年５月份，成都科技展上展出的ＦＣ－１“枭龙”战斗机第４架模型，明显地使用了无附面层隔道超音速进气道（Ｄｉｖｅｒｔｌｅｓｓ Ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ Ｉｎｌｅｔ，缩写为ＤＳＩ），此后国内军迷对飞机进气道设计的关注达到空前的高度。如果说ＦＣ－１飞机采用ＤＳＩ进气道这项美国才刚刚开始应用的先进技术震撼了大家，体现了我国应用计算流体力学（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ Ｆｌｕｉｄ Ｄｙｎａｍｉｃｓ，缩写为ＣＦＤ）进行先进进气道设计的实力的话，那么我国新老两代超音速歼击机的进气道设计就代表着我国进气道设计的发展历程。
在歼－８ＩＩ飞机以前，我国的歼击机全部使用机头进气，歼－５、歼－６飞机采用皮托管式进气道，部分歼－６改型机使用了带固定激波锥的二波系进气道，但是效果并不好。我国引进米格－２１Ｆ－１３并仿制成功歼－７飞机后，很快掌握了可调激波锥的机头进气二波系进气道的设计原理，在随后设计的歼－８飞机上创造性地设计了可以随马赫数无级调节的机头进气二波系进气道，而原米格－２１Ｆ－１３的进气道是三级调节的，对飞行任务的适应能力远不如无级调节进气道。尽管歼－８飞机在气动设计上比较成功，飞机高空性能较好，５千米以上的飞行性能全面超过了当时比较先进的米格－２３，但是机头进气方式限制了机载雷达性能的提高，且在火控系统方面存在↑ＦＣ－１“枭龙”战斗机的进气道改为无附面层隔道超音速进气道，可以看出中国在飞机进气道设计方面还是比较超前的缺陷，因此没有足够的能力完成截击当时苏联有战斗机护航的先进轰炸机、歼击轰炸机的任务。为此，１９８０年９月总参、国防工办下文要求改进歼－８，改进型飞机要能在昼、夜和复杂气象条件下截击敌轰炸机、歼击轰炸机，能通过空战夺取制空权，改进的重点就是将进气道改在两侧，以便容纳大直径的雷达天线。改进后的歼－８ＩＩ飞机采用机身两侧的二元外压式三波系进气道，包含一级固定压缩斜板和一级可调压缩斜板，第三级铰链板与第二级可调压缩斜板铰接，随动于可调斜板，使进气道过渡到扩压段。在第二级斜板上开附面层吸除孔，这是因为附面层隔道分离附面层之后，在一定长度的压缩斜板上附面层也会增厚，不予处理的话就会影响总压恢复和内流均匀度。进气道内外侧壁上有２片导流片，可以改善流场均匀性。进气道扩压段在机翼前缘前方开有一个辅助进气门，用于满足低速大流量的要求，该门为浮动式，平时由簧力关闭，需要时由内外压差作用自动打开。歼－８ＩＩ飞机的进气道在飞行速度超过音速区后就进入自动调节，该机的进气道调节系统被设计为两个独立的控制系统，各自根据预定调节规律调节进气道，以保证进气道和发动机协调工作，防止喘振。歼－８ＩＩ飞机的第二级压缩斜板张角根据发动机压气机的压比按分段线性规律调节，这里说的压比是指压气机出口（第６级）的绝对静压与压气机进口的绝对静压之比，即出口与进口之比。压气机压比是飞行马赫数、发动机转速和自由流总温的函数，按压比调节要比歼－８Ｉ飞机的按飞行马赫数调节优越。而且歼－８ＩＩ飞机的进气道斜板模拟式控制系统的性能也要比歼－８Ｉ飞机的激波锥线性控制系统好，整个系统精度比较高。这套系统除了可以自动连续地调节第二级斜板之外，还具有向飞行员指示斜板位置、在故障时自动锁定斜板位置、应急手动控制斜板位置和大机动斜板位置自动补偿的功能。
进气道设计.doc
喷气式飞机进气道是一个系统的总称，它包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，因此它是保证喷气发动机正常工作的重要部件之一，它直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作，推力大小等有着到关重要的作用，因此它对飞机性能尤其是战斗机有很大的影响。其作用是：第一，供给发动机一定流量的空气。螺旋桨飞机靠螺旋桨工作拉动空气向后运动带动飞机做相对运动前飞，螺旋桨发动机燃烧也需要空气，但它的用量无法与喷气发动机相比，而且在高空空气稀薄，含氧量代，发动机效率会急剧下降，喷气发动机所需的空气量惊人，动辄每秒以上百千克计，如“海鹞”的发动机空气流量为196千克/秒，中国飞豹的则是2×92千克/秒，美国F－15的是2×121千克/秒；第二、保证进气流场能满足压气机和燃烧室正常工作的要求，喷气发动机压气机进口流速约为当地音速的0.3－0.6M，而且对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现对高速气流的减速增压，将气流的动能转化为压力能。随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机。
进气道分为不可调进气道和可调进气道。不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在某种设计状态下才可高效工作的进气道，它只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超裹进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。严格上讲，超音速进气道和亚音速进气道都会使阻力增加，不排除某些亚音速进气道或许出现前缘吸力大于阻力的情况，但过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作，提高效能，广泛应用可调进气道，常用的方法是调节喉部面积和斜板角度（最好专门对这些术语进行解释、配图。），使在任何状态下进气道的通过能力与发动机的要求一致。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态，同时，在起飞时，发动机全加力工作，气流量需求很大；而且因为速度低，要保持同样气流量的需求，需要的捕获面积增大。因此为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。
DSI
以进气道位置来划分的话：
首先是机头进气道，进气道位于飞机头部。典型的是美国的F-100，苏联的米格21。机头进气道是空气动力学效率最高的进气道，普遍用于早期战斗机，在发动机推力有限的情况下达到最高的飞行性能，特别是高速性能。由于苏联的发动机技术一直落后于美国，为了保证飞行性能，长期使用机头进气。而美国很快就放弃了机头进气。
颌部进气道是头部进气道的变形，进气道位于机头下方，把飞机头部让出来安装大直径雷达。典型的是A-7海盗，中国的歼七FS。
腹部进气道是颌部进气道的进一步变形，主要是利用了前机身的预压缩功能。典型的有F-16，歼十，台风。
两侧进气是双进气道最普遍的形式，典型的包括F-15，米格-31，歼八II。 肋部进气是两侧进气的变形，进气道位于前机身或部分机翼的下方，利用了前机身和机翼的预压缩功能。典型的有F-18，苏-27，阵风。
机翼进气道也是两侧进气道的变形，进气道结构和机翼结构是一体的，主要也是用在早期飞机上。典型的有英国的火神轰炸机，以及图-16/轰六。
背部进气是一种另类，典型的是F-117。
外挂式发动机，使用与发动机吊舱一体的独立式进气道，主要用于大型轰炸机，运输机。
以进气道的流场特性来分：
固定激波系进气道，也叫单波系进气道，皮托管式进气道，正激波进气道。典型的是F-16。单波系进气道在1.8马赫以下效率较高，但是高速性不好，适合中低速飞机。苏联飞机由于强调截击能力，对高速飞行能力要求较高。除了极早期的飞机外，没有使用单波系进气道的。
可调多波系进气道，也叫多元进气道（从2元到4元不定），一般的多波系进气道都是可调式进气道。只不过有的使用可调锥体，例如歼七和幻影2000，但是更多的是使用可调斜板。平时说“几波系”或者“几元”，指的是进气道中的激波的数量，二元就是双波系，这是进气道内部结构的问题，外表是看不出来的。波系越多，结构越复杂，高速性能越好。美国飞机对高速性能要求较低，F-15和F-22都是双波系进气道。歼十用的是三波系进气道，苏27用的是四波系进气道，可见高速飞行性能较好。
JSF的新技术 ——无附面层隔离装置超音速进气道(DSI)
JSF的新技术
——无附面层隔离装置超音速进气道（DSI）
简介
洛· 马JSF采用了一种全新概念的发动机进气道，可以提供出色的气动性能，同时取消了传统
进气道上面的复杂机构，也因此减少了生产和操作费用。这种进气道被称 作无附面层隔离装置
超音速进气道（DSI），因为它取消了原来的附面层隔离装置，并且可以在包括高超音速在内的
各种速度条件下提供出色的性能。这项技术从 酝酿到实现经历了10年时间，同时已经在F－16
和最近的X－35上进行了试飞，具有较低的技术风险。
战斗机进气道设计基础
战术飞机向进气道设计人员提出了一个艰巨的挑战：即战斗机进气道必须在
大的速度、高度范围内以及在机动条件下向发动机高质量的气流，无论此时发动
机油门此时处于何种位置——慢车、军用推力还是加力状态。同时进气道设计人
员还必须考虑到其它一些由于构形特征带来的限制，例如前起落架、武器舱、设
备维护口 盖以及前机身形状等，以便确定最佳构形从而减小阻力、减轻重量、
降低费用、提高可靠性以及提供良好的推进性能。今天的进气道设计人员还必须
将低可见性要求纳入考虑范畴。
进气道具有两个主要组成部分，即进气口和扩压段。空气通过进气口进入，然后在扩压段减速增压以便使发动机压气机平面处的气流速度降至可以接受的
水平（典型的是M0.2~M0.5）。随着飞机最大速度的增大，进气道特别是进气口
的复杂性也随之增加。超音速状态下，进气道通过激波压缩空气使之在进入扩压
段之前减速至亚音速。进气道设计人员可以选择单一的正激波或者一道正激波加
一系列斜激波的形式。第二种形式需要采用一个至数个压缩斜面。如果进气道在
空气 进入扩压段之前完成压缩，这种进气道被称为外压式进气道。如果压缩是
在进气道外部和内部共同完成的，这种进气道被称为混合压缩式进气道。当设计
速度达到 M2时，进气道通常需要更精心的设计以增大压力和降低阻力。例如F
－15进气道，就包括了一系列由软件和精确作动的机械系统控制的可动压缩斜
背负式S形进气道设计及数值分析
２００６年２月第ｚ７卷第１期推进技术ＪＯＵＲＮＡＬ０ＦＰＲＯＰＵＬＳｌ０ＮＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＦｅｂ．２００６Ｖ０１．２７Ｎｏ１背负式Ｓ形进气道设计及数值分析＋李大伟，张云飞，马东立（北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京１０００８３摘要：针对无人机布局特点，设计了一种短扩压、大偏距、背负式ｓ形连气道。设￣１中采用变厚度唇口技本，两曲面相贯构造斜切进口技术，并对前＾提出的扩压器中心线方程和面积变化规律进行了嫂迸。刺用计算流体力学（ｃＦＤ）方法分析了ｓ形进气道的内流特性及机身对ｓ形进气道性能的影响。此外，作为验证，进行了进气遵与发动机的地面试验，数值计算与试验结果都表明，ｓ形进气道具有较好的气动特性，有一定工程应用价值。关键词：ｓ形进气道＋；二次流；气动特性；数值分析中圈分类号；Ｖ２１ｌ４８文献标识码：Ａ文章编号：１００１＿４０５５（２００６）０１＿００６ｌ旬５ＤｅｓｉｇｎａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｉｎＶｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｆｄｏｒｓａｌＳ－ｓｈａｐｅｄｉｎｌｅｔＬＩＤａ—ｗｅｉ，ＺＨＡＮＧＹｕ丑－ｆｅｉ，ＭＡＤｏ“ｇ一“（ｓｅｈｏｕＩｕｆＡ—Ｅｕｌｌｃ８ｓ…∞ａｌｍＴｅｃｈｎｏｋｇｙ，Ｂｅｉ洳ｇｕⅡＩｖ。ｆＡ—ａｕｔ㈣ｄＡｓｈ帅鲫ｔｌｃ８，Ｂｅｉｌ“９１０００８３．ｃ‰ＩＢ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｃｃｏ础“ｇ协１ｌｌｅ１ａｙｏｕｔｃｈａｒａｃｋｎ８ｔｌ…ｆｕＡＶ（ｕｎｍ…ｅｄａ…ｅｈｌｃｌｅ）ｐｌａｔ如珊，ａｄ㈣１日ｕｂｓｏｎｌｃｓ—ｓｈ８ｐ。ｄｊｎｌｅｌｗｉｔｈｓｈｏｎｄｉⅡｕｓ—ｄ１８Ｔｇｅｏｆｂ毗ｌｓｄｅｓｌｇ“ｅｄＩｎｌｈ８Ｐ……ｆｔｈｅｄｅｓｌｇｎ，ｔｗｏ㈨ｅｄｓｕｄｉｃ洲ｒｅｌｎＬ…ｃｔｃｄｔｏｍａｋｅｌｈ…ａ矗ｂｐｗｈ’ｃｈｔｈｅｔｈｌｃｋｎｅｓ㈨ｒｌｅｓ；……ｋｒｌｍ…ｄ…陀ｇＩｌｌａ“计（ｄｕｃｔ…ａｔｕ㈨ｎｄ…州ｃｔｌｏｎ）…ｒｅａ－ｔｅｄＢ，ｕｓｌｎｇｃｆＤ８０ｆ【ｗａ陀ｎ…ｈ龃ｕｃ【ｃｄｓＩｌｃ３０ｆｓ－ｓｈ８ｐｅｄｍｋｔ川ｎａｂ２ｅｄＦｕｎｂ㈨ｍ．ｔｈｅｅｍｄｕ¨ｕｓｅｌ８舻ｏｎ山ｅｉｎｌｅｔｂｙ…蛆ｓ０ｆｔｈ…ｇｌｅｏｆａｔｔⅡｃｋｉ８ｇｌ…ＴｅｓＩｕｎｄｅｒＩａｋｅｏⅡｃ。ｎｄｉＩｌ…ｓｄｅｓｌｇｎｅｄ【ｏｖ＃ｒ·吩ｔｈ…１ｅ‘ｐｅ山ｍａｎｃｅＴｈ…ｓｕｈ言ｓｈｏｗ山ａｔｔｈｅＳ－ｓｈ８ｐｅｄ１ｎｌｅｔｈａ８ｇｏｏｄｐｅｒｍ……ｎｄｔｈｅｄｅｓ。ｇ“ｐ。ｑｅｃｔｍｅｅｂＩｈｅｄｅｓｉｇ…ｑ……ｔ８ｐ㈨ｌｙＫｅｙｗｏｒｄｓ：Ｓ一５ｈ８ｐｅｄｉｎｌｅｔ。；ｓｅｃｏｎｄ８ｒｙｎｏ”；ＡｅＴｏｄｙ娜…ｈ…ｔｅｎ㈣；Ｎ…一ｌａｎ由ｓｌｓｌ引言出于隐身、结构及维修性等方面的考虑，在无人机设计中背负式进气道方案与ｓ形扩压技术得到了广泛应用，如美国的”垒球鹰”就采用了背负式进气道方案，这方面的研究工作在国外开展得较早．文献［１，２］对ｓ形进气道的设计技术进行了深入研究，给出了若干设计准则及优化方法。在国内，与其相关的研究工作也蓬勃发展起来，文献［３］对背负式进气道方案进行了尝试，风洞试验结果表明，背负式进气道方案改善了飞行器的隐身及气动力性能。本文依据十五预研课题，结合高空长航时无人机的布局特点，对其中的背负式进气道方案及ｓ形扩压技术进行了研究。以唇口形状、中心线方程、面积率为参数变量，设计了一种大偏距、短扩压ｓ形进气遭，利用ｃＦＤ软件分析了ｓ形进气道的内流场特性及机身对ｓ形进气道性能的影响。作为验证，进行了进气道与发动机的地面匹配试验，分析了试验结果，并将试验数据与数值计算结果进行了对比。２ｓ形进气道设计２．１进口面积估算作为最初选型，进气道进口面积的大小主要依据发动机换算流量来确定，当发动机流量未知时．可由发动机风扇直径估算换算流量。针对某无入机方案，将其巡航飞行状态作为进气道的设计状态。在亚声收稿日期：２００５—０４一１２；修订日期：２００５加９旬８。基金项目：国家十五预研项目。作者简介：李大伟（１９７９一），男，硬士，研究领域为飞机总体设计、无人机设计。Ｅ—ｉｌ：Ｄ且ｖｌｄ＠ｂｕ螗ｅｄｕ
无隔道进气道RCS特性实验研究
第
27卷 第
2期航 空 学 报
Vol127No12 2006年
3月
ACTAAERONAUTICAETASTRONAUTICASINICAMar.
2006
收稿日期
:20042
112
05;修订日期
:20052
042
11
基金项目
:国防科技预研跨行业综合技术项目
文章编号
:10002
6893(
2006)
022
01932
05
无隔道进气道
RCS特性实验研究
谢雪明
,郭荣伟
(南京航空航天大学能源与动力学院内流研究中心
,江苏南京
210016)
ExperimentalResearchonRCSofBumpInlet
XIEXue2
ming,GUORong2
wei
(
InternalFlowResearchCenter,ColledgeofEnergyandPower,NanjingUniversityof
AeronauticsandAstronautics,Nanjing
210016,China)
摘 要
:选定无隔道进气道口面参数
,在不同的极化方式下对无隔道进气道及皮托式进气道进行了电磁散射
特性实验研究。比较了
2种进气道的雷达散射截面(
RCS)
,得到了各个口面参数对无隔道进气道
RCS的影
响规律。研究结果表明
:无隔道进气道是
1种低
RCS进气道
;鼓包相对来流附面层的高度略低于
11
2时最
好
,唇罩锯齿角在
120°～
135°最佳
,唇罩内切角在
60°时较好
,鼓包相对唇口的位置在
01
7～
01
8时较好。终端
开口与转动风扇的比较表明
,无隔道进气道的后向散射主要来源于外罩唇口的电磁波散射。
关键词
:进气道
;电磁散射
;无隔道进气道
;皮托式进气道
;雷达散射截面(
RCS)
;口面参数
中图分类号
:V2111
3 文献标识码
:A
Abstract:TheRadarCrossSection(
RCS)
ofbumpinletwithalterablemouthparametersandaPitotinlethave
beeninvestigatedbyexperiment.ThepapercomparesRCSofthebumpinletwithRCSofthePitotinletand
31-直升机进气道参数的试验分析(1室 刘洐涛)-(7)
230 第二十六届（2010）全国直升机年会论文
直升机进气道参数的试验分析
刘衍涛 严 军 陈雪松
（中国直升机设计研究所，景德镇，333001）
摘 要：针对机身前进气、带集气室进气道，采用试验的方法，通过总压恢复系数和DC60分析在不同来流速度和不同机身攻角状态下各部件对进气道性能的影响,并模拟了进气网罩结冰对进气道性能的影响。结果表明，当来流速度或进气流量增加的时候，总压恢复系数下降，进气畸变减小；偏流片和进气网罩均使进气畸变减小；附面层泄流槽在前飞时能使进气畸变明显减小；进气网罩堵塞使总压恢复系数下降，同时进气畸变减小。通过结果分析，得出了进气道优化设计的建议。
关键词：直升机，进气道，集气室，总压恢复，畸变
1 引言
发动机是直升机的重要部件之一，其功重比直接影响到直升机的性能，并成为直升机分代的重要指标之一。进气道与发动机之间存在着强烈的交互作用，发动机进气的总压恢复系数与畸变都直接影响到发动机的输出功率与工作稳定性；而发动机工作状态的变化以及压气机的失速与喘振也必然影响到进气道的工作，进而影响到整个动力系统的稳定性和综合性能。
由于直升机采用带前输出轴涡轴发动机，输出轴穿过进气道的设计必然会造成进气道内气流分离加剧，引发出口气流畸变大的问题。机身前进气，带集气室的进气道设计绕过了输出轴，解决了输出轴穿过进气道的问题，同时也带来了进气通道长，进气转角大的问题。
文献[1]对Dauphin系列的直升机进气道在悬停、前飞状态下进行了实验研究。结果表明，在高速前飞状态下存在气流分离，且进气畸变较为严重，流动阻力较大，表明了进气畸变对直升机性能的重要性。国内的进气道研究仅限于机身侧面进气，带前输出轴的进气道研究[3]。
文中通过不同来流速度、不同机身姿态角、不同部件构型以及冰雪天气对机身前进气，带集气室进气道进气性能进行了系统、全面的研究，在国内尚属首次。通过本次研究，不仅成功地为某型机选定了进气道方案，通过进气道各方案的对比分析，还得出了一系列有意义的结论，对直升机进气道设计与优化具有指导意义。 图1 试验模型
航空发动机进气道设计研究
龙源期刊网
航空发动机进气道设计研究
作者：宋航
来源：《科学导报·学术》2019年第08期
1前言
航空发动机进气道用于为发动机提供均匀的进气条件，并测量进入发动机的流量。进气道包括唇口段、测量段及扩张段。进气道的设计需综合考虑各方面的因素，测试段内气流Ma数过大和过下都将导致测量不准确；此外扩张段扩张角也需适中，角度过大可能带来气流分离，角度过小又会导致长度偏长，压力损失增加。本文针对某型航空发动机，采用理论设计和CFD验证相结合的方法进行进气道设计。经优化比选后，测量段Ma范围为0.11～ 0.43，扩散段选取半角6°，测量截面各参数分布均匀，静压不均匀度为0.055%，进气道出口静压分布均匀光滑，静压不均匀度0.093%。
2设计方法
本文所针对某型航空发动机进行进气道设计，流量范围17～62kg/s，发动机进口内径尺寸為1500mm。
2.1唇口段
进气道唇口段采取双扭线型面使空气均匀流入测量段，在测量段一定位置安排测量截面测量总压和静压计算流量。为了保证进气道测量截面处的速度场均匀，流量测量精度不高于±0.5%F.S，进气道进气喇叭口内壁按如下公式造型：
式中：0.6D
2.2测量段
进气道通过在特征截面测量总压和静压参数来计算流量，由于静压测量对气流动压头特别敏感，因此，当进气道几何尺寸一定时，其流量测量范围是有限制的，工程上为保证测量精度，目前一般将测量段气流Ma数控制在0.1～0.6。取测量截面位于唇口末端与测量段切点下游0.5D处。
2.3扩散段
扩散段用于连接测量段与发动机试验件进口，扩张角一般选取半角6°左右。
3设计结果 龙源期刊网
静压测量对气流动压头特别敏感，因此，当进气道测量段几何尺寸一定时，其流量测量范围是有限制的，工程上为保证测量精度，目前一般将管内气流Ma数控制在0.1以上。为保证进气道在扩散段流场不因逆压力梯度而产生分离，扩张角选取半角6°。然而过大的流速将导致测量段直径偏小，扩散段长度偏长，压力损失相应增加，整体重量也会升高。总静压差、Ma数及扩散段长度随喉道尺寸变化关系如下图所示：