进气道试验进气道

进气道是一个系统的总称，包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，它是保证发动机正常工作的重要部件，它直接影响到飞机发动机的工作效率、发动机是否正常工作、推力的大小等，起到至关重要的作用，尤其对战斗机的性能有很大的影响。其作用有：提供给发动机一定流量的空气，飞行时要实现对高速气流的减速增压，将气流的动压转化成压力能，随着飞行速度的增加，进气道的增压作用将更大。

进气道的形式有可调式和不可调式，三维轴对称型和二维矩形等。

1、不同流量系数下的总压恢复系数的测定

模型由进气道试验支架支撑，使模型入口位于试验段观察窗附近。固定模型迎角和侧滑角，通过安装在进气道出口截面处的总、静压测量管测量进气道出口总、静压值。改变流量调节锥的位置，就得到与不同流量系数相对应的总压恢复系数。

2、喘振点的测量

进气道的喘振，是指进气道在亚临界的某个工作状态下，发生内部气流的不稳定现象。在这种情况下，正激波在进气道管道内外迅速地来回移动，气流会发生剧烈的振动。对于超声速进气道，流量小到一定程度时，可能发生进气道喘振，这个喘振点决定该进气道工作线的长度，决定在各种工作状态下，发动机的工作裕度。所以希望得到准确的喘振流量。试验方法有两种，都是在预计的喘振流量附近，以最小的步长，一步一步地向喘振点逼近，并记录每步的各种数据。一种方法是在不喘振的状态，一步步地使进气道喘振起来。另一种方法是在进气道喘振状态，一步步向停喘的方向移动，直到进气道停止喘振。观测喘振点的方法很多，可以直接从动态测压仪器上压力值的激烈波动来判断喘振的发生，也可以用纹影仪观察和拍照。如高速CCD相继记录喘振的脉动频率。

3、载荷分布测量

为了获得进气道部件的载荷和外阻，在其内表面沿轴向、径向开一系列测压孔测量压力，测量方法和模型表面压力分布试验测量方法相同。

4、吸除流量测量

试验中采用吸除喷管吸除进气道唇口、斜板等处的边界层。吸除的流量通过测得的总、静压值计算得到。

5、进气道进口处机身边界层厚度测量

为了确定两侧进气道边界层隔道尺寸，需测量进气道进口处机身边界层厚度。测量方法是使用单点总压探针测量，探针相对机身的移动距离由控制装置控制和记录。

6、进气道出口流场测量

进气道必须满足发动机在各种工作状态下需要的流量。在进气道出口之后是流量的测量段，测量段要不止总压测量和避免静压测量点。

（1）界面选择

进气道和发动机属两个单位管，要共同商定一个测量界面，大家都用这个界面测得的数据进行性能计算。美国国家标准ARP1420中给出选定界面的4条原则：

a、气动界面定为进气道出口截面；

b、气动界面定在靠发动机一侧，应位于前支板、工作叶片排的前缘；

c、气动界面要躲开吸气、放气等辅助气流，测量结果是最终提供发动机的气流；

d、气动界面上的测压耙、测量仪表等不影响性能测量。

（2）测压耙排列

测压耙的数量、排列形式，都由发动机制造商来定。使用哪个制造商的发动机，就按这个制造商的标准要求做。每耙上的测量点可按等面积分布。

①模型比例

由以下几个因素确定在常规风洞中进气道试验模型的比例。

a．模型长不超过试验段高

模型应在试验段的流场均匀区内，进气道模型进气口之后1倍当量直径处是个关键截面，此截面之后可以超出模型区。

b．模型展长不超过0.6倍试验段宽

对小展弦比飞机模型，斩断外翼后，一般都能满足要求；对于大展弦比飞机模型，展长的要求要充分注意。

②模拟范围

进气道模型应与飞行器保持几何相似，其内管道形状要求模拟到发动机进口前，特别是进气锥和唇口部分形状的模拟尤为重要；其外部形状的模拟可根据需要适当选取，通常可模拟到进气道的边界层放气口或放气门处。前机身、进气道唇口、进气道辅助进气门部分及有关融合处等影响进气道流动的部分也需精确模拟。规定进口之后1倍当量进口直径长度处之前为全模拟。进气道的内管道为全模拟。

③模型支撑

进气道模型支撑方式，可以是尾支、腹支和背支等。原则是在各种试验状态下，模型不能伸出试验段的模型区，且进气道进口始终在流场均匀区中。

总压排管：在进气道出口安装有总压排管。它可以固定在风洞进气道试验装置上。总压排管的形状有不同布置，可以绕纵轴转动也可以是固定的。排管上总压测量的沿径向可按等面积布置，也可以安装动态压力传感器。在总压排管处进气道壁面上布置4～8个静压测量孔。

①调节流量装置：进气道试验必须具有可调节流量的装置，它可以改变进入进气道的空气流量，同时与风洞和进气道模型相匹配，通常采用电机驱动节流锥移动来实现。

②流量控制系统：流量控制系统主要由截流锥、步进电机、电源、计算机组成。截流锥与测试段相连，步进电机通过电源供电控制截流锥的位置变化，最终计算机通过对步进电机的控制达到对流经进气道模型测试段空气流量的控制。

③压力测量系统：包括动态压力测量系统和静态压力测量系统。

a．动态压力测量系统。动态压力测量系统由放大器、滤波器、动态信号采集处理系统和磁带记录仪等组成。动态传感器采用由美国制造的Kulite小型高频率响应动态压力传感器，其输出的模拟电压信号在进入采集计算机前要经过放大器放大、低通滤波器滤波、高速A/D转换等处理转变为便于存储、传输和分析处理的数字信号(或数据)。

b．静态压力测量系统。采用780B压力采集系统或其他测量系统，该系统主要由计算机、数据采集控制单元、压力控制单元静压测点，总压测点、动态总压测点等。

④引射器：进气道试验一般采用冲压方式测量流人的流量，但是在低速或低马赫数，以及大迎角状态试验时，冲压方式得不到大的流量，达不到实际进气道工作时的流量。进气道工作线与发动机工作线没有交点，需要安装引射器来提高进气道的流量，其形式可以采用高压引射方式。引射器也可以采用真空引射方式。引射器一般放置在风洞外面，通过软管将进气道出口与其相连接。

⑤流量计：进气道试验流量的测量是通过测量出El截面气流的总压P。和静压P计算得到，为测量准确，可以在节流锥后面安装高精度的流量计，流量计经过标准气体流量装置校准。 2100433B

机身/进气道一体化归根到底是机身与动力装置特性的匹配。飞机设计中，如以嵌入式的机翼根部为进气道入口，保证了机身附面层保持在进气道外面；然而，进气道亚声速导管损失和不良速度场分布效应的负面影响，与单台发动机由分叉进气道供气，在偏航时产生的流量不对称分布的周期效应结合在一起，使发动机性能大受影响。这里的分叉进气道，在国外被称之为“双进口进气道”。通常，这种流量不对称的流动现象，其最终结果是进气道总压恢复突然下降，使进入发动机的速度场分布显著恶化，影响进/发匹配；此外，如果气流在机身两侧管道之间振荡，就会引起压力快速变化而出现进气道音爆的噪声，并引起飞机振动。出现在其中的流动不稳定性，是飞机设计不能允许的。其解决的工程措施是，避免两侧进气导管的拐弯过急，并适度地延长共同管道的长度，使两股气流汇合后的静压力平衡功能保持到下游的压气机进口处。

没有预压缩作用的皮托式进气道，在大Ma数飞行的情况下，仅产生一道简单的正激波，造成很大的总压损失。但是，这个损失可由生成若干道较弱的斜激波(经过进口中心锥体或楔形板预压缩表面)，而不是仅通过一道简单的强激波来减少。例如，皮托式进气道在Ma=2.0的总压损失为27% ，当在进口内插入了一块简单(单级)楔形体的时候，可以减少到9%(见图1)。对于腹部进气道，完全可采用一体化设计，将楔板转化成前机身下表面凸出的一块斜坡，从而简化了进气道的设计，降低了制造难度，减轻了总质量。该一体化设计缩比模型的侧视细节参见图2。

进气道9%的压力损失将减小动力装置净推力约15% ，并增大燃油消耗率约6% 。虽然附加一块适当的楔形体要付出其复杂性、成本、质量和亚声速阻力为代价，但有了更多的倾斜压缩表面，总压损失可以更进一步降低，这一点，对于急需“增推减阻”的飞机设计或改进改型，显然有重大意义。

对F-15战斗机的主要要求是能充分利用剩余推力成功地实现空中优势和完成拦截任务，并具有较高的超声速性能。其推进系统的成功设计为其达到所要求的性能起了很大的作用，其中比较突出的有：位于机翼前紧靠机身的两侧可变几何二维进气道，采用高推重比的发动机F-100，低阻的机身后体/喷管系统的一体化设计。此推进系统的成功设计共经历了5年3个阶段(概念设计、结构确定、系统发展)。

进气道-机身构型进气道的形式

对F-15进气道的具体要求是：在机动飞行及最大马赫数飞行时有较高性能，气流在一般飞行条件下有最小的畸变，在特殊飞行条件下有可被接受的畸变，进气道具有最小的重量。

通过对翼下进气道、双发单进气道和机身两侧进气道等3种形式的大量风洞试验，选定了机身两侧进气形式。通过对单级二维压缩及带有中心锥或半中心锥的轴对称等两种形状进气道的风洞试验，证实二维进气道具有高的总压恢复和小的流场畸变，且较轴对称形状更不易受侧向流动的影响，因此，确定采用二维进气道。随后，进一步的风洞试验确定应采用四波系减速的二维进气道。为获得最小的结构重量，风洞试验比较后决定采用3个随迎角变化可转动的压缩楔板。图7所示为F-15进气道的结构。为实现可变几何捕获面积，所有压缩楔板均可随迎角和马赫数的变化而相应转动。整个进气道系统由一个计算机单独控制，以使在很宽的超声速飞行范围内和其他飞行条件下达到进气道/发动机的最优匹配。

进气道-机身构型前机身及进气道的相应修型

为实现前机身/进气道的一体化设计，前机身的修型有：机身下表面的圆滑化，机身侧表面的圆滑化。机头的抬高，及机身最大宽度线上移等。图8画出了修型前后前机身的外形和相应的局部流场。进气道的相应修型有：进气遭外唇口前缘变钝，进气道隔开机身一定距离，第三级压缩楔板稍微抬高等。 2100433B