腹部進氣如何煉成

溫杰

T項目

上世紀60年代末期，隨著戰(zhàn)斗機朝著高機動性方向發(fā)展，進氣道設(shè)計成為一個至關(guān)重要的研究領(lǐng)域。美國空軍還專門實施了“T項目”，在進氣道與機體的一體化設(shè)計中取得了豐碩的成果。該項目重點研究了分別利用機身和機翼的不同遮蔽式進氣道，通過試驗獲得的數(shù)據(jù)表明，腹部進氣道在大迎角機動時顯示出了更多的優(yōu)點。這一結(jié)論為各大承包商在參與“輕型戰(zhàn)斗機”（LWF）計劃選擇進氣道布局時提供了理論指導(dǎo)。

1971年1月16日，美國空軍正式向工業(yè)界提出了LWF計劃的招標要求，將性能指標重點放在滾轉(zhuǎn)速率、加速性和航程，并不追求較高速度。同時，LWF計劃還提出了盡可能減小外形尺寸的要求，直接左右了戰(zhàn)斗機動力裝置的選擇方案，其后間接地影響到進氣道的方案設(shè)計。

針對這些性能需求，波音公司、諾斯羅普公司、通用動力公司、沃特公司和洛克希德公司等5家軍用飛機制造商分別提交了各自的設(shè)計方案。值得注意的是，通用動力公司的401方案、波音公司908方案和沃特公司的V1100方案都充分利用了“T項目”的研究成果，將進氣口設(shè)計在前機身下部較為靠前的位置，當時稱之為下頜進氣道。不同的是進氣口的形狀——401方案為橢圓形，908方案為矩形，而V1100方案則接近圓形。

毫無疑問，這一巧合在很大程度上是受到了當時預(yù)研成果的影響，腹部進氣技術(shù)已經(jīng)初露端倪。

在評估中，美國空軍選擇了401方案。通用動力公司再接再厲，以401方案為基礎(chǔ)優(yōu)化發(fā)展出401-16B方案，成功地應(yīng)用于YF-16原型機的總體設(shè)計中。

確定增壓方式

正是借助于“T項目”所取得的研究成果，通用動力公司在設(shè)計YF-16原型機時，立足于單發(fā)戰(zhàn)斗機設(shè)計的具體情況，開創(chuàng)性地設(shè)計出腹部進氣道。然而，YF-16原型機在進氣道/前機身的一體化設(shè)計方面并非一蹴而就，而是圍繞美國空軍提出的戰(zhàn)術(shù)要求，經(jīng)過反復(fù)優(yōu)化的結(jié)果。針對單發(fā)布局的構(gòu)型特點，工程師在設(shè)計YF-16原型機的進氣道時首先考慮到在馬赫數(shù)0.6～1.6飛行速度范圍內(nèi)，進氣道必須具備總壓恢復(fù)系數(shù)高、溢流阻力低和穩(wěn)定性好的特性，其次要求進氣道與發(fā)動機之間具有良好的相容性，不能因為進氣道而限制飛機的機動性，同時還力求進氣道系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、可靠性高和成本低等特點。

針對LWF計劃的設(shè)計要求，設(shè)計人員首先考慮了進氣道在跨聲速條件下的減速增壓方式，主要選取了3種不同形式的進氣道來進行試驗和比較：第一種是固定幾何形狀的正激波進氣道；第二種是固定斜板（或中心錐）進氣道；第三種是可變幾何進氣道。

通過試驗數(shù)據(jù)比較看出，對于強調(diào)亞、跨聲速機動性的新一代輕型戰(zhàn)斗機來說，正激波進氣道不僅在轉(zhuǎn)彎速率和加速性等性能上顯示出了優(yōu)勢，有利于提高戰(zhàn)斗機的空中格斗能力，而且在結(jié)構(gòu)重量和生產(chǎn)成本方面更是具有無可比擬的優(yōu)勢。因此，經(jīng)過全面地權(quán)衡，正激波進氣道無疑成為了一個最佳選擇，最終達到了化繁為簡的目的。

在確定采用正激波進氣道后，YF-16原型機的下一步研究工作就是確定進氣道的具體布局，即選定一個最佳進氣口位置。設(shè)計人員在以空重為設(shè)計目標的總體優(yōu)化過程中，為了進一步減輕進氣道的重量，采用了逐步縮短進氣道長度的辦法。

于是，進氣口位置在設(shè)計過程中不斷向后移動，直到位于前起落架的前面。這雖然增加了附加阻力，但卻減少了18千克/米的進氣道重量，并相應(yīng)減少了0.56平方米的垂尾面積，最終獲得的性能收益是將F-16戰(zhàn)斗機的作戰(zhàn)半徑增大了40千米。

通過預(yù)研選型和工程優(yōu)化，YF-16原型機的腹部進氣道布局就基本確定下來，達到了在大迎角飛行狀態(tài)下有效改善氣流流動狀態(tài)并獲得足夠的空氣流量的目的，非常成功地滿足了跨聲速和高機動性的設(shè)計要求，充分顯示出了多種優(yōu)點。

在大迎角時，進口的局部迎角很小，如YF-16原型機處于20°迎角時，腹部進氣道的氣流方向比實際迎角低10°，相當于兩側(cè)進氣道處于35°迎角的情況。因此，F(xiàn)-16戰(zhàn)斗機在亞聲速下作30°大迎角飛行時，未發(fā)現(xiàn)對進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)產(chǎn)生不利影響，甚至具有在40°迎角時正常工作的潛力。

優(yōu)化局部構(gòu)型

基于結(jié)構(gòu)受力的要求，YF-16原型機進氣道采用了扁圓形進氣口，但由于采用了保形設(shè)計，通常也將其稱為“腰子”形進氣口。工程師對它的下唇口進行了鈍化處理，可以避免大迎角時氣流在下唇口發(fā)生分離。從進氣口至發(fā)動機的壓氣機進口采用了S形進氣道，擴壓管擴散緩和而均勻，使喉道至壓氣機進口的馬赫數(shù)近似線性變化，有效減少了畸變和紊流度，從而具有較低的擴散損失。

由于機身遮蔽所帶來的附面層會產(chǎn)生不利影響，YF-16原型機的腹部進氣道根據(jù)機身輪廓形狀，采用了弧形的隔板?？紤]到機身腹部的附面層較薄，進氣道的附面層隔道高度相應(yīng)減小為8.4厘米，因而減小了隔道阻力。隔板相應(yīng)突出下唇口25.4厘米，可以將進口正激波與機身附面層隔開，以避免機身附面層對進氣道的干擾。

試驗結(jié)果表明，YF-16原型機在戰(zhàn)斗機飛行機動包線范圍內(nèi)，腹部進氣道有良好的性能和穩(wěn)定性，進氣畸變沒有超出發(fā)動機的限制值，對側(cè)滑角不敏感。只是在馬赫數(shù)0.9和迎角40°的條件下，動態(tài)畸變指標較高，但也未超出限制值。與實際發(fā)動機最小流量相比，這種進氣道有很大的穩(wěn)定裕度，因此不需要復(fù)雜的引氣系統(tǒng)。在亞、跨聲速，唇口產(chǎn)生較大的吸力，即使在馬赫數(shù)2.0，這種吸力效應(yīng)仍然存在。

YF-16原型機在進氣道設(shè)計方面的另一個主要特點是，進口結(jié)構(gòu)采用了模塊化設(shè)計，即進口處236厘米長的管道是可以更換的。隨著戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標的變化，F(xiàn)-16戰(zhàn)斗機的衍生型可以便捷地改裝進氣道結(jié)構(gòu)，通過改進前端面積和內(nèi)部構(gòu)型就能夠滿足發(fā)動機流量增大或減小的要求，甚至還有利于改裝可調(diào)幾何進氣口。

這一設(shè)計還為F-16配裝不同型號的發(fā)動機創(chuàng)造了便利條件。例如，通用動力公司曾經(jīng)針對出口市場推出了一種F-16/79原型機，采用一臺J79-GE-119渦噴發(fā)動機，F(xiàn)-16C/D戰(zhàn)斗機可以換裝尺寸和推力更大的F110系列發(fā)動機，而阿聯(lián)酋空軍的F-16E/F多用途戰(zhàn)斗機更是根據(jù)空中優(yōu)勢和對地攻擊等作戰(zhàn)任務(wù)的需要，換裝了推力更大的F110-GE-132發(fā)動機。

自YF-16原型機問世以來，腹部進氣道由于充分利用了前機身的預(yù)壓縮作用，再通過靈活運用模塊化設(shè)計理念，完全可以滿足F-16戰(zhàn)斗機各種衍生型號的戰(zhàn)術(shù)性能要求。同時，腹部進氣技術(shù)引發(fā)了進氣道設(shè)計的一場革命，得到各國飛機設(shè)計師的推崇和仿效，直接或間接地應(yīng)用于多種先進戰(zhàn)斗機的設(shè)計之中。

責任編輯：王鑫邦endprint