超聲速進(jìn)氣道的分類方法

1、超聲速進(jìn)氣道的分類方法,優(yōu)缺點及應(yīng)用范圍進(jìn)氣道的功用是把一定的高速氣流均勻地引入發(fā)動機(jī), 并滿足發(fā)動機(jī)在不同條件下所需 求的空氣流量, 同時氣流在其中減速增壓。 對進(jìn)氣道的主要要求是:總壓恢復(fù)系數(shù)盡可能的 高, 阻力小, 結(jié)構(gòu)簡單且重量輕。 當(dāng)氣流以超聲速流入進(jìn)氣道時, 超聲速氣流受到壓縮時必 然要產(chǎn)生激波, 而激波會引起較大的總壓損失, 使氣流的做功能力下降。 因此, 在設(shè)計進(jìn)氣 道時,如何組織進(jìn)氣道進(jìn)口前的激波系,降低進(jìn)氣道的總壓損失是非常重要的。超聲速氣流流經(jīng)錐體時便產(chǎn)生錐形激波, 流經(jīng)楔形體時便產(chǎn)生平面斜激波。 空氣噴氣發(fā) 動機(jī)所需空氣的進(jìn)口和通道。 進(jìn)氣道不僅供給發(fā)動機(jī)一定流量的空氣

2、, 而且進(jìn)氣流場要保證 壓氣機(jī)和燃燒室正常工作。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)進(jìn)口流速的馬赫數(shù)約為 0.4,對流場的不 均勻性有嚴(yán)格限制。 在飛行中, 進(jìn)氣道要實現(xiàn)高速氣流的減速增壓, 將氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴?力能。 隨著飛行速度的增加, 進(jìn)氣道的增壓作用越來越大, 在超音速飛行時的增壓作用可大 大超過壓氣機(jī), 所以超音速飛機(jī)進(jìn)氣道對提高飛行性能有重要的作用。 超音速進(jìn)氣道通過多 個較弱的斜激波實現(xiàn)超音速氣流的減速。超音速進(jìn)氣道分為外壓式、 內(nèi)壓式和混合式三類。 外壓式進(jìn)氣道:在進(jìn)口前裝有中心 錐或斜板, 以形成斜激波減速, 降低進(jìn)口正激波的強(qiáng)度, 從而提高進(jìn)氣減速增壓的效率。 外 壓式進(jìn)氣道的超音速減速

3、全部在進(jìn)氣口外完成, 進(jìn)氣口內(nèi)通道基本上是亞音速擴(kuò)散段。 按進(jìn) 氣口前形成激波的數(shù)目不同又有 2波系、 3波系和多波系之分。 外壓式進(jìn)氣道的缺點是阻力 大 ; 內(nèi)壓式進(jìn)氣道 :為收縮擴(kuò)散形管道,超音速氣流的減速增壓全在進(jìn)口以內(nèi)實現(xiàn)。設(shè)計狀 態(tài)下, 氣流在收縮段內(nèi)不斷減速至喉部恰為音速, 在擴(kuò)散段內(nèi)繼續(xù)減到低亞音速。 內(nèi)壓式進(jìn) 氣道效率高、阻力小,但非設(shè)計狀態(tài)性能不好,起動困難,在飛機(jī)上未見采用;混合式進(jìn) 氣道:是內(nèi)外壓式的折衷。 按照波系數(shù)目的多少來劃分, 又可分為正激波式、 雙波系和多波 系進(jìn)氣道。對于超音速飛機(jī)而言, 本身其飛行馬赫數(shù)變化范圍較寬, 對于進(jìn)氣道就要求在較寬的范 圍內(nèi)高效的減

4、速增壓; 而且, 由于超音速飛行, 進(jìn)口前氣流不能自動地適應(yīng)發(fā)動機(jī)所需而引 入適當(dāng)?shù)牧髁? 容易發(fā)生溢流。 所以隨著速度提高, 飛機(jī)進(jìn)氣道也發(fā)生了很大的變化, 結(jié)構(gòu) 上朝著更加復(fù)雜化發(fā)展, 這也是性能和速度提高后確保發(fā)動機(jī)工作穩(wěn)定的先決條件。 飛機(jī)進(jìn) 氣口大小是不變的, 而高速和低速飛行時發(fā)動機(jī)對空氣量的需求卻不一樣, 尤其超音速飛行 時,進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣量超過了發(fā)動機(jī)的實際需求,如果不將其排除則會導(dǎo)致額外的阻力, 所以, 超音速進(jìn)氣道都設(shè)有旁路系統(tǒng), 空氣超過發(fā)動機(jī)需求時, 則開啟旁路系統(tǒng), 將多余的 空氣排放出去。 圓形或半圓形的進(jìn)氣道有個中心錐, 它一是用來調(diào)節(jié)進(jìn)氣量, 還有一個重要 的

5、作用是調(diào)節(jié)激波的位臵, 超音速進(jìn)氣道與亞音速進(jìn)氣道在外形上的的主要區(qū)別就是是否有 中心錐和壓縮斜板,中心錐可以看到,而壓縮板有的在進(jìn)氣道內(nèi)部。超音速進(jìn)氣道主要經(jīng)歷的四個階段(一三維軸對稱進(jìn)氣道這種進(jìn)氣道通常指的是圓形、 半圓形、 四分之一圓形進(jìn)氣道, 它與亞音速類似, 但是它 有一個中心錐面的預(yù)壓縮面, 中心錐的位臵是可以調(diào)節(jié)的, 以適應(yīng)不同速度下的進(jìn)氣量要求, 提高進(jìn)氣效率, 使發(fā)動機(jī)始終在最佳狀態(tài)下工作, 滿足飛機(jī)的飛行需要。 由于安裝了中心錐, 在低速, 尤其是起飛階段進(jìn)氣量不足, 所以采用這種進(jìn)氣道的飛機(jī)一般在進(jìn)氣口后方開有一 個或多個輔助進(jìn)氣口,這種進(jìn)氣道一般用在速度 2.2M 以下

6、的飛機(jī)。 世界上第一種安 裝超音速進(jìn)氣道的飛機(jī)是美國 F -104“星”戰(zhàn)斗機(jī),蘇聯(lián)第一種使用超音速進(jìn)氣道的飛機(jī)是米格-21,法國第一種使用超音速進(jìn)氣道的飛機(jī)是幻影-,英國第一種使用超音速進(jìn) 氣道的飛機(jī)是 “閃電” 截?fù)魴C(jī), 以上這些戰(zhàn)斗機(jī)分別采用了圓形進(jìn)氣道和半圓形進(jìn)氣道, 圓 形進(jìn)氣道一般安裝在機(jī)頭位臵, 半圓形進(jìn)氣道一般用在兩側(cè), 美國 “黑鳥” 也采用這種三維 軸對稱進(jìn)氣道,但安裝在機(jī)翼上。 1、圓形 這種形狀的進(jìn)氣道多用于機(jī)頭進(jìn)氣,蘇聯(lián) 早期 2倍音速飛機(jī)用此進(jìn)氣道較多,如蘇-9、蘇-17及其系列、米格-21等,中國的殲 -7、殲-8/-8,英國“閃電” ,美國“黑鳥”等,這種進(jìn)氣道

7、缺點是:第一、限制了飛 機(jī)安裝大型雷達(dá);第二、進(jìn)氣通道過長,浪費了空間,對機(jī)內(nèi)部設(shè)備安裝帶來困難,過長的 通道也使得進(jìn)氣效率降低。 “黑鳥”發(fā)動機(jī)的位臵特別,不存在這些情況。 2、半圓形 該形狀進(jìn)氣道只安裝于飛機(jī)兩側(cè), 因此便于飛機(jī)電子設(shè)備安裝, 五六十年代電子設(shè)備發(fā)展很 快, 飛機(jī)上的電子設(shè)備越來越多, 兩側(cè)進(jìn)氣的優(yōu)點無疑十分突出, 西方多采用這種布局, 如 幻影-2000、幻影- / /,美國 F -104,印度 HF -24“風(fēng)神”戰(zhàn)斗機(jī),蘇聯(lián)拉-250 (未服役截?fù)魴C(jī)。 3、近似半圓形和四分之一圓形 不同形狀的進(jìn)氣道選擇是根據(jù)作 戰(zhàn)飛機(jī)總體氣動布局和作戰(zhàn)要求來設(shè)計的, 最終目標(biāo)是使用飛

8、機(jī)達(dá)到完成戰(zhàn)術(shù)任務(wù)要求的最 佳化。進(jìn)氣道為四分之一圓形的有美國 F -111,近似半圓形的有法國“陣風(fēng)” ,美國的 F -18D 以前型號等,這些進(jìn)氣道有的沒有中心錐,但在進(jìn)氣道與機(jī)身處有一個附面層隔板, 它可以防止低能的附面層流進(jìn)入進(jìn)氣道, 這個附面層隔板伸出比較長而且有斜角, 本身就是 固定壓縮斜板, 內(nèi)部則沒有壓縮斜板, 外壓式進(jìn)氣道的超音速減速過程在進(jìn)口外實現(xiàn), 附面 層隔板還可以提高總壓恢復(fù)。 隨著戰(zhàn)斗機(jī)性能不斷提高, 其對進(jìn)氣要求也越來越嚴(yán)格, 三維軸對稱進(jìn)氣道在某方面存在著一些不足, 無法滿足現(xiàn)代飛機(jī)高機(jī)動性的飛行要求, 第一、 它速度調(diào)節(jié)范圍小。 由于三維軸對稱進(jìn)氣道是利用中心

9、錐在軸上前后移動來調(diào)節(jié)進(jìn)氣的, 因 此, 調(diào)節(jié)范圍小, 若改變中心錐截面積的調(diào)節(jié)方法, 則構(gòu)造復(fù)雜, 黑鳥的解決方式是混壓式 進(jìn)氣道;第二、它抗進(jìn)氣畸變的能力弱。正常飛行時,進(jìn)氣均勻,畸變小,但作高機(jī)動飛行 時, 迎角和側(cè)滑角動作都會破壞氣流的對稱性, 使進(jìn)氣道效率降低; 第三、 如果進(jìn)氣口安臵 在頭部,則不利于電子設(shè)備的這安裝,其進(jìn)氣通道也太長,能量損失較多,空間浪費嚴(yán)重, 機(jī)頭進(jìn)氣方式基本上已不再使用。(二二維矩形進(jìn)氣道為了克服三維軸對稱進(jìn)氣道的缺點, 六十年代又出現(xiàn)了二維矩形進(jìn)氣道, 其進(jìn)氣口形狀 為矩形或近似矩形。最早采用二維矩形進(jìn)氣道的是美國 F -4“鬼怪”戰(zhàn)斗機(jī),蘇聯(lián)也于六 十年

10、代在米格-23上采用了這種進(jìn)氣道,該進(jìn)氣道表現(xiàn)出了三維軸對稱進(jìn)氣道無法比擬的 優(yōu)點, 在以后的飛機(jī)中大行其道, 其發(fā)展過程中, 又出現(xiàn)了楔形進(jìn)氣道, 最早采用這種楔形 進(jìn)氣道的是蘇聯(lián)米格-25。所謂的楔形實際上是水平壓縮斜板進(jìn)氣道的情況,矩形則是垂 直壓縮斜板進(jìn)氣道, 沒有本質(zhì)不同, 外觀的斜切不同只在于側(cè)壁切去多少, 垂直壓縮斜板進(jìn) 氣道一般把喉道外側(cè)壁全切掉,但 SU-15是個例外,壓縮斜板并不是垂直或水平移動,而 是一端鉸接, 可以轉(zhuǎn)動成需要的斜角的。 二維進(jìn)氣道通過固定的或者可調(diào)的斜板來調(diào)節(jié)激波, 激波的參數(shù)隨斜板的角度改變, 所以調(diào)節(jié)也就是調(diào)節(jié)斜板的角度。 所謂的楔形的進(jìn)氣道, 上

11、唇口水平壓縮斜板產(chǎn)生的斜激波要求搭在下唇口上, 當(dāng)上下唇口間有完整的側(cè)壁的時候, 就 是這樣斜切的形狀, 注意是斜激波。 當(dāng)把這部分側(cè)壁完全切去, 使下唇口通過兩側(cè)垂直唇口 的側(cè)壁連接進(jìn)氣道上壁喉道位臵,而壓縮斜板完全在管道外的時候,就成為矩形的進(jìn)氣道, 但是早期出現(xiàn)的矩形進(jìn)氣道不是水平壓縮斜板, 而是放在內(nèi)側(cè)的垂直壓縮斜板, 相當(dāng)于水平 壓縮斜板轉(zhuǎn)動 90度的情況。 它們在本質(zhì)上是一樣的, 但是由于與進(jìn)氣道 -機(jī)身的組合體的進(jìn) 氣道安裝位臵,斜板位臵的不同而在某些條件下表現(xiàn)不同。 1、矩形 矩形進(jìn)氣道一般 有一個壓縮斜板并兼起附面層隔板的作用, 它不僅可以防止低能附面層流進(jìn)入進(jìn)氣道, 還可

12、產(chǎn)生一道斜激波對進(jìn)氣流進(jìn)行預(yù)壓縮, 提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù), 它也可以調(diào)節(jié)進(jìn)氣, 適應(yīng)飛機(jī)較寬范圍的飛行速度變化,代表性的飛機(jī)有美國 F -4,蘇聯(lián)米格-23,中國殲-8等。 2、楔形 這種進(jìn)氣道好似矩形被斜切一刀,形成一個尖銳的楔形,高速飛行時,從楔 形尖部的壓縮斜板頂端產(chǎn)生一道斜激波, 空氣通過這個斜激波進(jìn)行預(yù)壓縮后, 超音速來流的 一部分動能轉(zhuǎn)彎為壓力能, 其作用是使空氣減速, 提高進(jìn)氣效率, 這種形式的進(jìn)氣口面積可 以根據(jù)飛行狀態(tài)的需要調(diào)節(jié), 就是通過壓縮斜板的轉(zhuǎn)動來調(diào)節(jié)進(jìn)氣口面積, 其功能與矩形進(jìn) 氣道的壓縮斜板一樣,代表性戰(zhàn)斗機(jī)有蘇聯(lián)的米格-25、米格-29、蘇-27,美國的 F -

13、14/F-15、歐洲“狂風(fēng)” 、 “臺風(fēng)” ,中國的新殲等等。 二維進(jìn)氣道的優(yōu)點是利用鉸接 的壓縮斜板移動調(diào)節(jié)進(jìn)氣的, 因此, 其速度調(diào)節(jié)范圍大, 通過附面層隔板和楔形進(jìn)氣口的轉(zhuǎn) 動, 可使進(jìn)氣道在機(jī)動飛行時的適應(yīng)范圍得到改善, 抗進(jìn)氣畸變能力增加, 大迎角飛行特性 好等。下面兩種進(jìn)氣道應(yīng)該也屬于二維超音速進(jìn)氣道,但較為特殊,因此單列較好。 (三 CARET 進(jìn)氣道一般而言, 超音速進(jìn)氣道就是以上常見的兩類, 但是近些年來, 隨著人們對隱身性能的 要求和新一代作戰(zhàn)飛機(jī)的研制, CARET 進(jìn)氣道得到了越來越多的重視,并已經(jīng)在 F-18E/F和 F-22兩種飛機(jī)上得到了應(yīng)用, (另外 X-36驗

14、證機(jī)也是 CARET 進(jìn)氣道,但鑒于它的情況 較為特殊, 為圓弧唇口, 在分類中不作重點考慮 , 因此此處對這種新型進(jìn)氣道也作一介紹。 CARET 進(jìn)氣道的設(shè)計理念源于 50年代末提出的乘波飛行的理論, 為了便于解釋 CARET 進(jìn)氣道的工作原理, 先對乘波飛行的理論作一簡介。 對于一個尖楔體, 以高速飛機(jī)上常見的 尖劈翼型為例, 當(dāng)它超音速飛行時, 必然在機(jī)翼下方產(chǎn)生一道從前緣開始的斜激波, 氣流在 經(jīng)過斜激波后會形成一個壓力均勻的高壓區(qū), 且此翼下高壓區(qū)不受翼上低壓區(qū)的影響 (而常 規(guī)機(jī)翼由于繞翼型環(huán)流的存在翼上下搞低壓區(qū)相溝通 ,因此將會產(chǎn)生很高的升力,整個飛 行器好像乘在激波上, 乘波

15、飛行由此得名。 在此基礎(chǔ)上, 沿波面進(jìn)行進(jìn)氣道進(jìn)口的設(shè)計, 以 利用波后的減速增壓均勻流,對于 F-18E/F和 F-22兩種飛機(jī)而言,給予其他的一些考慮, 如隱身要求, 他們的近氣道內(nèi)外壁不能做到與翼面垂直, 但就進(jìn)氣道而言, 就可看作是由上 壁和內(nèi)壁各產(chǎn)生一道激波,對氣流進(jìn)行壓縮。這就是典型的 CARET 進(jìn)氣道,它具有更高的 總壓恢復(fù)、較低的流動畸變、簡單的構(gòu)造,更重要的,它容易實現(xiàn)進(jìn)氣道的隱身設(shè)計,故而 在新一代飛機(jī)的設(shè)計中受到了較高的重視。(四 DSI 進(jìn)氣道近的來又出現(xiàn)一種新式的進(jìn)氣道,它就是美國 F -35使用的 DSI 進(jìn)氣道,它也是二維 進(jìn)氣道, 但它卻沒有附面層隔板, 其進(jìn)

16、氣口處只有一個鼓包, 這個鼓包須跟前掠式唇口共同 作用才能起到現(xiàn)有的進(jìn)氣道的作用, 它的作用是:一、 起到附面層隔板的作用。 前掠唇口改 變了進(jìn)氣口附近的壓力分布, 進(jìn)氣口中央壓力高, 兩側(cè)附近壓力低, 而與機(jī)身連接部位的壓 力最低。 當(dāng)附面層流流經(jīng)前面這個鼓包時, 其流向開始向外偏轉(zhuǎn), 當(dāng)接近進(jìn)氣口時, 其流向 大幅度偏轉(zhuǎn), 被高壓氣流擠出進(jìn)氣口; 二、 對流入空氣進(jìn)行預(yù)壓縮, 起到其它超音速進(jìn)氣道 里壓縮斜板作用, 但它具有更高的總壓恢復(fù), 能滿足所有性能和畸變要求。 這種創(chuàng)新設(shè)計的 鼓包結(jié)構(gòu)簡單,沒有超機(jī)械裝臵,工作部件少,更加穩(wěn)定可靠;它還可以減少迎風(fēng)面阻力, 適合于與機(jī)身一體化設(shè)計,

17、 隱身效果好; 由于結(jié)構(gòu)簡單, 其維護(hù)費用也很低。 在亞音速巡航 飛機(jī)時, 其作用與普通超音速進(jìn)氣道一樣, 但它在 1.5M 以上的速度時所起的作用還不太明 朗, 有待進(jìn)一步研究, 尤其它對于兩側(cè)布局的飛機(jī)來說, 大迎角和大側(cè)滑角飛行時造成氣流 不對稱,會引起發(fā)動機(jī)喘振,影響發(fā)動機(jī)工作效率。自從噴氣飛機(jī)誕生以來, 其進(jìn)氣道的位臵各異, 它的位臵選擇是綜合飛機(jī)的性能要求而 定, 也跟航空科技發(fā)展有密切的關(guān)系, 進(jìn)氣道按其在飛機(jī)上的位臵不同大體上分為正面進(jìn)氣 和非正面進(jìn)氣。 進(jìn)氣口是進(jìn)氣道系統(tǒng)中最直觀的部分, 國內(nèi)外經(jīng)常把它們混為一談, 我們也習(xí)慣了統(tǒng)稱為進(jìn)氣道,只是在詳細(xì)區(qū)分這個系統(tǒng)中的不同部位

18、時才使用不同術(shù)語。正面進(jìn)氣進(jìn)氣口位于機(jī)身或發(fā)動機(jī)短艙頭部, 進(jìn)氣口前流場不受干擾, 其優(yōu)點是構(gòu)造簡單, 它的 缺點也很明顯, 在機(jī)頭進(jìn)氣, 飛機(jī)無法安裝大型雷達(dá)天線, 同時進(jìn)氣通道也太長, 不利飛機(jī) 內(nèi)部設(shè)備安裝。早期的戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣口多數(shù)在頭部,如蘇聯(lián)的米格-19、米格-21、蘇-17, 美國的 F -100,中國的殲-7、殲-8等,采用發(fā)動機(jī)短艙式的進(jìn)氣道飛機(jī)有蘇聯(lián)的伊爾-28、雅克-25,美國的 RB -57、 B -52、 B -58、 S -3“北歐海盜”反潛飛機(jī)等。非正面進(jìn)氣它包括兩側(cè)進(jìn)氣、翼根進(jìn)氣、腹部進(jìn)氣、翼下進(jìn)氣、肋下及背部進(jìn)氣等。這些進(jìn)氣口位 臵布臵克服了正面進(jìn)氣的缺點, 尤其

19、是腹部和翼下進(jìn)氣的優(yōu)點明顯, 它充分利用了機(jī)身工機(jī) 翼的有利遮蔽作用, 能減小進(jìn)氣口處的流速和迎角, 從而改善進(jìn)氣道的工作條件; 在戰(zhàn)術(shù)機(jī) 動性能上, 飛機(jī)在大迎角機(jī)動時發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)平穩(wěn)。 兩側(cè)進(jìn)氣的有美國的 F -102、 F -104、 F -4、 F -15等,蘇聯(lián)的米格-23、米格-25、蘇-24,中國的殲-8、強(qiáng)-5等;翼根 進(jìn)氣的有美國的 F -105、瑞典的薩伯-32,英國的“勇士” 、 “火神” 、 “勝利者”轟炸機(jī)等; 腹部進(jìn)氣的有美國 F -16、歐洲的 EF -2000、以色列“獅”式戰(zhàn)斗機(jī)等;翼下進(jìn)氣的有美 國的 B -1B 、蘇聯(lián)的圖-160,米格-29、蘇-27等;背部進(jìn)氣道的有美國 B -2、 F -107 (未服役 、 A -10等。進(jìn)氣道由亞音速進(jìn)氣道發(fā)展到超音速進(jìn)氣道, 功能不斷增加, 進(jìn)氣對整個