埋入式進(jìn)氣口優(yōu)化設(shè)計(jì)

埋入式進(jìn)氣口優(yōu)化設(shè)計(jì)

王玉梅，李麗，王婕

(中國飛行試驗(yàn)研究院，陜西西安710089)

摘要：對(duì)比了不同進(jìn)氣方式對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙內(nèi)環(huán)境溫度的影響，分析了進(jìn)氣口的結(jié)構(gòu)形式及布局方式對(duì)動(dòng)力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)的影響，得到了最佳進(jìn)氣方式，為動(dòng)力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

關(guān)鍵詞:航空發(fā)動(dòng)機(jī)冷卻通風(fēng)飛行試驗(yàn)

中圖分類號(hào)：V228.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：B

作者簡介：王玉梅(1986-)，女，工程師/碩士，研究方向：動(dòng)力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)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(fā)動(dòng)機(jī)艙的冷卻通風(fēng)系統(tǒng)是飛機(jī)設(shè)計(jì)的重要部分，發(fā)動(dòng)機(jī)是艙內(nèi)的主要熱源，而從進(jìn)氣口進(jìn)入到艙內(nèi)的冷氣是短艙的外界冷卻條件，對(duì)艙內(nèi)的熱環(huán)境進(jìn)行冷卻和降溫。而進(jìn)氣口的設(shè)計(jì)不但要滿足艙內(nèi)冷卻的需求[1-2]，還要迎合新時(shí)代對(duì)飛機(jī)隱身性能的要求[3]，因此進(jìn)氣口的合理設(shè)計(jì)和布局是系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)。

內(nèi)埋式進(jìn)氣道的大量研究[4-5]為動(dòng)力裝置進(jìn)氣口的設(shè)計(jì)指明了新的方向。與傳統(tǒng)的突出機(jī)外的進(jìn)氣口相比，埋入式進(jìn)氣口可以減小飛機(jī)的正面雷達(dá)反射截面，減小飛機(jī)流阻，國外早在十年前已開始對(duì)短艙的進(jìn)氣口進(jìn)行隱身式設(shè)計(jì)[6]，本文針對(duì)幾種不同類型的埋入式進(jìn)氣口進(jìn)行研究，主要分析了幾種冷卻方式對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)環(huán)境溫度的分布規(guī)律，為埋入式進(jìn)氣口的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1研究對(duì)象

本文研究的埋入式進(jìn)氣口有兩種，一種是埋入式矩形進(jìn)氣口，其內(nèi)部與傳統(tǒng)進(jìn)氣口類似，有完整的進(jìn)氣涵道；另一種是格柵式進(jìn)氣口，進(jìn)氣口的表面被格柵分割成若干個(gè)進(jìn)氣單元，格柵與機(jī)身表面呈一定夾角以便于進(jìn)氣，內(nèi)側(cè)的前端有短涵道以起到進(jìn)氣導(dǎo)流的作用。

圖1　矩形進(jìn)氣口　　　　圖2　格柵式進(jìn)氣口

本文的研究對(duì)象有三個(gè)，模型A采用的是矩形進(jìn)氣口(圖1)，每個(gè)短艙上有三個(gè)進(jìn)氣口，位于發(fā)動(dòng)機(jī)艙的前端，其布局為沿周向?qū)ΨQ分布；模型B采用的也是矩形進(jìn)氣口，位于發(fā)動(dòng)機(jī)艙的前端，其布局為頂部、腹部、側(cè)下方各一個(gè)；模型C采用格柵式進(jìn)氣口，其進(jìn)氣口布局與模型B相同。其各模型的進(jìn)氣口布局見圖3。

圖3　各模型的進(jìn)氣口布局

三個(gè)模型的排氣方式類似，通過進(jìn)氣口進(jìn)入到發(fā)動(dòng)機(jī)短艙內(nèi)的冷氣經(jīng)過發(fā)動(dòng)機(jī)艙，進(jìn)行熱交換后，最后從發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管內(nèi)、外調(diào)節(jié)片之間的環(huán)形出口排出艙外。

2測試方案

2.1模型A飛機(jī)的測試方案

在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙內(nèi)順航向從前到后選擇4個(gè)典型截面進(jìn)行艙內(nèi)環(huán)境溫度的測量，每個(gè)截面各有上、下兩個(gè)測溫點(diǎn)，各測溫點(diǎn)的周向位置見圖4。

2.2模型B、C飛機(jī)的測試方案

在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙內(nèi)順航向從前到后取3個(gè)典型截面進(jìn)行艙內(nèi)環(huán)境溫度的測量，各測溫點(diǎn)的周向位置見圖5。

圖4　模型A飛機(jī)艙內(nèi)測　　圖5　模型B、C飛機(jī)艙內(nèi)測 　溫點(diǎn)周向位置(順航向)　　　溫點(diǎn)周向位置(順航向)

3試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

3.1試驗(yàn)結(jié)果

為了更有效的對(duì)比三種模型的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，本文選擇高溫天氣條件下的試驗(yàn)結(jié)果；同時(shí)，還盡量選擇發(fā)動(dòng)機(jī)大狀態(tài)(含加力和不開加力時(shí)的大狀態(tài))在不同高度上長時(shí)間平飛結(jié)果，飛行高度選取5 km、11 km。模型A、B、C飛機(jī)在不同飛行條件下平飛測得的發(fā)動(dòng)機(jī)艙環(huán)境溫度見表1-3。

通過表1和表2中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，我們可以發(fā)現(xiàn)模型A、B飛機(jī)的艙溫規(guī)律具有相似性：其一，在同一飛行高度上，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)越大，艙內(nèi)的環(huán)境溫度越高；其二，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)不變時(shí)，飛行高度增加，艙內(nèi)環(huán)境溫度呈下降趨勢。表3為模型C飛機(jī)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可以得到以下艙溫規(guī)律：其一，在同一飛行高度上，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)增大，艙內(nèi)的環(huán)境溫度有所降低；其二，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)不變時(shí)，11 km高度上平飛條件下的艙溫高于高度5 km上的結(jié)果。其數(shù)據(jù)規(guī)律與前兩者不同。下面從發(fā)動(dòng)機(jī)艙進(jìn)氣口的角度對(duì)三型試驗(yàn)機(jī)的試飛結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。

表1

平飛條件下的艙內(nèi)環(huán)溫(模型A)

表2

平飛條件下的艙內(nèi)環(huán)溫(模型B)

表3

平飛條件下的艙內(nèi)環(huán)溫(模型C)

3.2對(duì)比分析

發(fā)動(dòng)機(jī)是艙內(nèi)的主要熱源，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)越大，發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)的熱源也越大；而從進(jìn)氣口進(jìn)入到短艙內(nèi)的冷氣是發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)冷卻的外部條件。而艙內(nèi)環(huán)境溫度是艙內(nèi)熱源和外部冷卻條件共同作用的結(jié)果。

對(duì)H=11 km、Ma=0.9條件下的三型試驗(yàn)機(jī)的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)相同，發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪后燃?xì)鉁囟冉咏５珡呐摐財(cái)?shù)值的大小上來看，模型A飛機(jī)的整體艙溫低于模型B飛機(jī)，模型C飛機(jī)的整體艙溫最高。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)從前到后幾個(gè)截面上的艙溫沿程有一定升高，但模型A飛機(jī)的溫升最不明顯，模型C飛機(jī)的艙內(nèi)沿程溫升最大。

艙溫?cái)?shù)據(jù)對(duì)比發(fā)現(xiàn)，模型A飛機(jī)的短艙冷卻效果最好，其次是模型B，模型C飛機(jī)的短艙冷卻效果最差。下面分別對(duì)試驗(yàn)機(jī)的短艙內(nèi)冷卻情況進(jìn)行分析。

3.2.1模型A飛機(jī)與模型B飛機(jī)的對(duì)比

模型A飛機(jī)與模型B飛機(jī)的短艙進(jìn)氣口形狀相同，且每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)艙都是有三個(gè)進(jìn)氣口，不同的是：模型A飛機(jī)的進(jìn)氣口分別在發(fā)動(dòng)機(jī)艙的機(jī)身上部兩側(cè)和機(jī)身下部，沿周向基本呈120°均勻分布；模型B飛機(jī)的進(jìn)氣口分別位于發(fā)動(dòng)機(jī)艙的機(jī)身頂部、腹部和左下側(cè)。試驗(yàn)數(shù)據(jù)顯示，模型B飛機(jī)的短艙內(nèi)從前艙到后艙沿程的環(huán)境溫度升高很明顯，模型B的進(jìn)氣方式冷卻效果較差。對(duì)比結(jié)果表明短艙進(jìn)氣口的分布位置對(duì)短艙內(nèi)的冷卻有一定影響，而合理的布置進(jìn)氣口位置可以為短艙提供更好的冷卻條件，進(jìn)氣口的位置布置不合理則會(huì)使冷氣在艙內(nèi)的流動(dòng)情況較差，最終導(dǎo)致短艙中后段的冷卻條件不夠。

數(shù)據(jù)結(jié)果表明，這兩種試驗(yàn)機(jī)的短艙內(nèi)艙溫的規(guī)律具有一致性，即艙溫隨發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)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(jìn)氣口形式時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的艙溫隨高度、馬赫數(shù)的變化規(guī)律具有相似性。

3.2.2模型B飛機(jī)與模型C飛機(jī)的對(duì)比

模型B和模型C這兩種進(jìn)氣口結(jié)構(gòu)不同，但進(jìn)氣口的分布位置相同，其對(duì)比分析如下：

(1)飛行高度的影響

根據(jù)大氣屬性，隨著高度的增加，大氣的密度減小(影響進(jìn)氣流量)，氣溫降低，進(jìn)入短艙的冷氣流量和冷氣溫度共同決定了艙內(nèi)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(nèi)的換熱。發(fā)動(dòng)機(jī)同條件下，模型B飛機(jī)在高空的艙內(nèi)環(huán)溫更低，冷卻條件更好，這說明了大氣溫度對(duì)短艙內(nèi)冷卻的影響超過了大氣密度。

對(duì)于模型C飛機(jī)，短艙環(huán)境溫度隨發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)、飛行高度的變化規(guī)律與前兩型飛機(jī)不同。取5 km、11 km高度上亞音速條件下的艙溫進(jìn)行對(duì)比，兩狀態(tài)下的發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪后溫度相當(dāng)，但11 km高度上的艙溫更高，截面3溫度甚至最高達(dá)到155.6 ℃。數(shù)據(jù)表明發(fā)動(dòng)機(jī)同狀態(tài)下，飛行高度越高，此飛機(jī)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(duì)艙內(nèi)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(jī)在同高度條件下飛行，飛行馬赫數(shù)越大，從進(jìn)氣口進(jìn)入到短艙的冷氣的氣動(dòng)加熱現(xiàn)象越明顯。而在接近音速或超音速飛行時(shí)，進(jìn)氣口進(jìn)氣流量可能會(huì)大于低馬赫數(shù)飛行，也可能產(chǎn)生激波現(xiàn)象不利于進(jìn)氣口進(jìn)氣，關(guān)于這一因素，飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中會(huì)對(duì)飛機(jī)進(jìn)行整機(jī)氣動(dòng)外形計(jì)算，將短艙進(jìn)氣口選擇在無激波區(qū)域，因此，大速度飛行條件下的進(jìn)氣口進(jìn)氣流量會(huì)大于小速度飛行。因而對(duì)于此飛機(jī)，就是大速度飛行時(shí)從進(jìn)氣口進(jìn)入到短艙的冷氣流量更大，但溫度也更高。

對(duì)于模型B飛機(jī)來講，發(fā)動(dòng)機(jī)分別以最大和加力狀態(tài)工作，發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪后溫度相當(dāng)(加力狀態(tài)下略高)，艙內(nèi)的環(huán)境溫度也相當(dāng)(加力狀態(tài)下略高)，也就是說這兩個(gè)狀態(tài)下氣動(dòng)加熱和冷氣進(jìn)氣量對(duì)艙內(nèi)冷卻的影響程度相當(dāng)。

對(duì)于模型C飛機(jī)，在11 km高度上，發(fā)動(dòng)機(jī)分別以最大和加力狀態(tài)工作，發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪后溫度相當(dāng)，但發(fā)動(dòng)機(jī)加力狀態(tài)、飛機(jī)跨音速加速飛行過程中的艙溫更低。這說明了飛機(jī)跨音速加速飛行過程中，飛機(jī)的短艙進(jìn)氣口的進(jìn)氣量增加顯著，因此艙內(nèi)的冷卻條件變好。

(3)兩種模型機(jī)在同狀態(tài)下對(duì)比

取5 km、11 km高度上發(fā)動(dòng)機(jī)加力和不加力條件下的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)相同時(shí)，模型C飛機(jī)的短艙內(nèi)環(huán)境溫度明顯高于模型B飛機(jī)，試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明模型C飛機(jī)的短艙冷卻效果較差，也就是說模型C飛機(jī)的進(jìn)氣口進(jìn)氣效果不如模型B飛機(jī)。

通過幾個(gè)方面的對(duì)比，模型C飛機(jī)的格柵型進(jìn)氣口的進(jìn)氣效果較差，但發(fā)動(dòng)機(jī)接通加力后，飛機(jī)跨音速加速飛行時(shí)，短艙冷卻效果明顯變好。發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)工作時(shí)的艙內(nèi)冷卻條件最差。

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

2)若進(jìn)氣口的位置相同，進(jìn)氣口的形式改變會(huì)對(duì)短艙內(nèi)的冷卻效果有很大影響，甚至艙溫隨飛行狀態(tài)的變化規(guī)律也不同，合理設(shè)計(jì)進(jìn)氣口對(duì)動(dòng)力裝置冷卻通風(fēng)系統(tǒng)很關(guān)鍵；

3)格柵式進(jìn)氣口冷卻效果差，矩形進(jìn)氣口冷卻效果好；

4)進(jìn)氣口均勻布置優(yōu)于其他布置方式。

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4結(jié)論

通過對(duì)三種模型機(jī)的短艙環(huán)境溫度的對(duì)比分析，得到不同冷卻方式對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙內(nèi)的冷卻效果的影響，結(jié)論如下：