美国试验新型可变截面超音速进气口.docx

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美国试验新型可变截面超音速进气口

2012年1月10日美国《航空周刊》报导，NASA在2011年8月开始用F-15B对新型可变截面超音速进气口飞行测试，最高速度达到M1.74。

研究飞行系列共有8次飞行，1月5日完成了最后一次试验。

此后进入数据分析阶段。

这个所谓“开槽中心体进气口实验”（ChanneledCenterbodyIntakeExperiment，简称CCIE）采用TechLand研究公司设计的可变槽道中心体技术，用于解决低超音速到高超音速飞行里大范围调节空气流量和激波位置的问题。

CCIE如果研制成功，将是超音速飞行技术的一件大事。

NASA的F-15吊挂一个试验吊舱，测试CCIE的性能

　　超音速飞机尽管飞行速度超过音速，但涡喷和涡扇发动机都是在亚音速下工作的，一般要求在M0.4-0.5，这样可以确保风扇、高低压压气机叶片的叶尖速度在音速以下，否则引起的激波不仅严重影响效率，也容易损坏涡轮机械。

另外，燃烧室里的燃烧扩散速度的理论极限也为音速，再快就是爆炸了。

所以，超音速飞机的进气口不仅要把进气理顺，最重要的是把超音速的进气气流降低到亚音速。

进气口的总压恢复系数（发动机的实际进气压力与自由空气压力之比）推力和油耗的影响很大，一般说来，总压恢复系数提高1%，推力要求可以降低1.3%。

进气口形状和边界层分离装置对飞机气动阻力的影响自不待言。

　　飞行体在前飞时，前方的空气压力波按照音速传导。

飞行速度低于音速时，压力波的传导快于飞行体，其结果是空气在前方及时闪避，好像船首波推开波浪一样。

飞行速度达到音速的时候，压力波的传导和飞行速度等同，前方空气不再可能闪避，而是被压缩叠加在一起，密度急剧增高，形成垂直于前进方向的平面激波，极大地增加了飞行阻力和对飞行体结构的应力，这就是所谓的音障。

飞行速度超过音速后，平面激波变成锥面激波，锥面的角度和速度有关，速度越高，锥度越尖锐，飞行阻力实际上下降了，就好象从拖着一面墙前进变为拖着一把倒开的伞前进。

由于激波对气流的减速作用，激波的位置和形状对超音速进气口设计至关重要。

飞行器从亚音速向超音速过渡时，压力波的传播方式在达到音速时发生突变，超音速飞行时有激波现象

　　在亚音速，进气口可以采用NACA进气口或者皮托管进气口。

NACA进气口直接在机体表面开孔，气流“掉”进进气口。

NACA进气口没有任何突出，气动阻力最小，但总压恢复很差，最多也就90%左右，现在除了发电机、空调、辅助动力进气口等对总压恢复没有要求的情况，已经极少使用。

皮托管进气口就是伸入气流中的简单圆管，民航客机大多使用这样的设计，总压恢复几达100%。

皮托管进气口的唇口钝度很重要，较钝的唇口有利于避免大迎角或者侧滑飞行时的气流畸变问题，在起飞和低速飞行边界层问题不明显时，也有利于增加实际捕获面积，增加进气流量。

但速度接近音速时，较钝的唇口形成明显的激波，阻力大大增加。

皮托管进气口也直接用于低超音速飞机，不过速度进一步提高时，进气口阻力明显增加，唇口尖锐也只能推迟阻力的增加，F-16就是一个例子。

平直的圆管切口会形成一个垂直于前进方向的正激波，对于气流的减速明显，但阻力也同样明显。

NACA进气口在飞机上已经较少使用，但在汽车上用的还是很多

民航客机的翼下发动机进气口是典型的皮托管进气口

F-16的皮托管进气口则可以用于超音速飞行，不过进气损失较大，限制了最大速度

米格-21采用带中心锥的圆形进气口

幻影2000是典型的使用中心半锥的半圆进气口

F-4“鬼怪”式则采用带可调斜板的矩形进气口

F-14也采用带可调斜板的矩形进气口，不过斜板顶置而不是侧置罢了

超音速飞机通常使用带中心锥的圆形进气口或者带斜板的矩形进气口，前者总压恢复更好，但唇口阻力稍大，调节机构也较复杂，常用于M2以上的飞机。

矩形进气口相对简单，常用于M2以下的飞机。

圆形进气口的一个变种是半圆进气口，中心锥就变为半锥。

也有采用1/4圆进气口的，中心锥自然改为1/4锥。

矩形进气口的斜板可以水平放置，也可以垂直放置。

　　超音速进气口把气流减速到亚音速，最后一关总是正激波。

正激波越强，减速作用越显著，但总压恢复也越糟糕。

这就是采用皮托管进气口的F-16的推重比远远高于F-104但最大速度还略低一点的原因。

一般来说，皮托管进气口在M2的总压恢复只有72%左右，而M1.1时则可达到99.9%。

因此，皮托管进气口极少用于持续的M1.4以上的飞行。

换句话说，即使给F-16换装F-22的F119发动机，M1.6的超音速巡航也几乎是不可能的事情，就像给刘翔带上口罩跑110米跨栏一样。

斜面可以产生斜激波

　　使用斜激波的话，气流减速作用有所下降，但总压恢复随之增加。

值得注意的是，减速作用和总压恢复不是线性关系。

比如说，在M2的时候，一道10度的斜激波可以把气流减速到M1.66，减速幅度达到17%，但总压恢复只损失1.4%，也就是说，依然有98.6%的总压恢复。

如果M1.66的进气进入皮托管进气口，气流将减速至M0.65，皮托管内总压恢复为87.2%。

考虑到10度斜激波的总压恢复，系统总压恢复为86%，远远优于单纯的皮托管进气口。

或者说，推力要求下降几达18.2%。

如果仔细匹配飞行速度和斜激波的角度，使用单道斜激波的超音速进气口可以达到95%的总压恢复，推力要求下降几达30%。

　　这就似乎所谓外压缩进气口的原理：

在进气口外形成激波，将气流减速到一定的程度，然后由皮托管进气口完成剩余的减速过程。

显然，用渐次增加角度的多道斜激波可以逐渐使气流减速，提高总压恢复。

采用一道斜激波加一道正激波的就是二波系进气口，采用两道斜激波加一道正激波的就是三波系进气口，以此类推。

如果采用无穷多道连续改变角度的斜激波，这就是理论上最优的等熵进气口，不考虑气流和进气口表面的摩擦损失的话，可以达到100%的总压恢复。

对于每一个气流速度，有一个特定的等熵表面，实际速度偏离理想速度的时候，总压恢复急剧下降，所以等熵进气口很难实际使用。

洛克希德D-21三马赫无人机由M-21（专门改装的双座SR-71）在高空高速下投放飞行，只有一个固定的巡航速度，采用降落伞回收，所以不需要适用于较大的速度范围，是唯一的已知采用等熵进气口的例子。

要适应较大的速度范围，需要采用可调锥或可调斜板，根据飞行速度，采用最优的斜激波角度，提高总压恢复系数。

各种进气口设计在不同速度下的总压恢复，右面自上而下：

皮托管（一波系）、二波系、三波系、四波系

洛克希德D-21是唯一已知采用等熵进气口的飞机

DSI采用圆滑过渡，可以在较大范围里近似等熵进气口，所以具有较高的总压恢复能力

斜激波可以由圆锥或者斜板产生，圆锥产生的是圆锥激波，斜板产生的是平面激波。

使用圆锥和斜板是因为圆锥激波和平面激波的机制和性质容易从理论上确定，圆锥和斜板也容易在机械上做到可调。

平面激波是最简单的情况，可以从理论上确定自由空气气流速度、斜板角度、激波角度和减速作用的关系。

圆锥激波虽然是二维的，但可以通过坐标转换简化成一维的问题。

更加复杂形状产生的激波在理论上不容易研究，用计算流体力学则受到计算机能力的限制，所以直到近些年才有应用，F-35和“枭龙04”使用的DSI进气口就是例子，F-22的加莱特进气口也是二维的激波，超越了矩形进气口的平面激波了。

　　但外压缩进气口有一个本质缺陷：

渐次增加角度的斜激波迫使气流流动角度也渐次增加，也就是说，气流不再以平行于前进方向流动，而是被斜激波“顶”向外侧。

在M3时，气流最终会以40度的角度向外流动，所以皮托管也需要扭转40度，才能相对气流方向形成正激波，把气流减速到M0.4-0.5，然后在扩张段同时完成扭转和扩张。

使用半径很大的圆弧过渡会导致结构肥大和气动阻力增加，急剧改变气流方向则可能导致气流分离和总压恢复损失。

采用斜激波的外压缩进气口需要对进气方向有一个扭转，所以外压缩进气道都有一定的S形

苏-27下垂的机头起到外压缩锥面的作用，进气道向两侧“外八字”则是顺应外压缩气流方向的结果

外激波和正激波的位置有一个配合问题，但在不同速度下，完美的配合不容易。

从左到有是超临界、临界、亚临界情况。

超临界时，正激波后退，导致进气道内减速不足；压临界时，正激波前出，在进气口外产生交互作用，形成“漏气”

　　另外，斜激波不能进入进气口，否则坚硬如石的斜激波可能造进气口结构损坏，大大加强结构的话重量代价太大。

考虑到速度和斜激波角度匹配不理想的情况，或者飞行姿态导致斜激波变形，斜激波的位置应该在进气口唇口前方，但两者之间的空隙会导致“漏气”，引起总压恢复损失。

　　内压缩进气口和外压缩进气口相反，气流在达到进气口的时候没有任何减速，所有减速都是在进气口内完成。

内压缩进气口的内部先收缩，然后在喉道后扩张，像一个蜂腰。

唇口和收缩段相当于一个斜板，斜激波从尖锐的唇口向内部后方倾斜，和对面方向的唇口和收缩段的激波形成X形。

激波的互相作用使得交点后的激波角度较小，或者更接近垂直，所以X有点变形，前半平缓，后半陡峭。

进气气流在经过两道激波后有效减速，喉道形成的正激波进一步把气流减速到M0.4-0.5。

这也可以理解成反向的拉瓦尔喷管。

拉瓦尔喷管是瑞典人古斯塔夫拉瓦尔发明的，是对气流的一个特殊性质的巧妙应用。

在气流速度低于音速时，流道收缩使气流加速，河流变窄的地方流速加快就是这个道理。

但气流速度高于音速时，流道收缩反而使气流减速，这好比羊群通过拥挤的隘口终于跑开来，才能加速。

拉瓦尔喷管在亚音速段收缩，使气流加速到音速；在超音速段扩张，把气流进一步加速。

内压缩进气口反过来，超音速段收缩减速，亚音速段则改为扩张减速。

拉瓦尔喷管

　　内压缩进气口避免了外压缩进气口扭转气流方向的问题，也没有唇口“漏气”问题，但内压缩进气口有一个启动问题。

如果简单地把内压缩进气口置于超音速气流之中，唇口首先形成正激波，这就变成内部有一个蜂腰的皮托管进气口了。

为了启动内压缩进气口，必须用某种方法把唇口的正激波“吸”进来，形成内部的斜激波，通常是用下游的放气门实现。

但即使如愿启动了内压缩进气口，内激波也是不稳定的，一有风吹草动，就会回到唇口的正激波，所以内压缩进气口在实际上无法单独使用，一般是使用外压缩和内压缩结合的混合压缩进气口。

从左到右：

外压缩，内压缩，混合压缩

和外压缩一样，混合压缩也可以有三波系、四波系和等熵等多种形式。

混合压缩三波系为一道外斜激波，一道内斜激波，一道正激波。

混合压缩四波系可以有两道外斜激波，一道内斜激波，也可以是一道外斜激波，两道内斜激波，再加一道正激波。

通常混合压缩多波系都是一道内斜激波。

混合压缩的优缺点介于外压缩和内压缩之间，减小了启动问题，也减少了气流方向扭转问题。

巡航速度高于M2.5的飞机需要采用混合压缩进气口，三马赫的SR-71和B-70首先采用混合压缩进气口，至今也是仅有的已知例子。

　　内压缩的设计比外压缩复杂得多，不光要考虑启动问题，内斜激波的“接地点”如果和正激波有一段距离，内斜激波在进气道避免的反射还会引起新的斜激波，极大地增加了分析和设计的复杂性。

SR-71的进气口设计十分复杂，就是为了解决内压缩的启动问题

　　但混合压缩进气口不能完全避免内压缩的启动问题，SR-71和B-70采用一套复杂的辅助进排气门，就是为了解决内压缩的启动问题。

可以前后移动的中心锥则控制喉道和正激波的位置。

但用激波系减速是一个问题，另一个问题是进气流量。

不同推力要求显然需要不同的进气流量，而进气流量受到喉道面积的节制。

固定几何形状的中心锥很难对很大的进气流量要求范围达到喉道面积和进气流量的最优匹配。

如果按照最高速度设计的话，喉道面积较小，以保证足够的内压缩；但较低速度时，需要加大喉道面积，避免过度的内压缩导致喉道的正激波被“顶”出进气口，不仅造成启动和发动机不稳定工作问题，像直立的石墙一样的正激波还极大地增加阻力，扫到机体甚至可能结构损坏。

SR-71的操控特性暴戾，只有在较小的飞行包线里可以稳定飞行，和混合压缩进气口不无关系。

理想的混合压缩进气口应该在可以在控制内激波位置的同时，还可以独立控制喉道面积。

　　如果中心锥可以改变直径，根据进气流量需要改变喉道面积，这就可以解决这个难题。

但平滑地改变中心锥直径在机械上很难实现，CCIE另辟蹊径。

CCIE在中心锥上有很多可以开闭的槽道。

这些槽道好象沿中心锥的轴向切开的开口，槽道开启使得中心锥截面形状好像齿轮一样，使得喉道面积增加；填满则使中心锥截面形状恢复圆形，减小喉道面积。

CCIE在概念上不复杂，但在分析和设计上难度很高。

由于齿轮一样的截面形状，圆锥激波的形状变得高度复杂，齿牙的个数、大小和深度都使得斜激波的形状改变，原来简单的一道圆锥激波变成高度复杂的多道圆锥激波和平面激波的叠加，激波的交互作用、在壁面的反射进一步增加了分析和设计的难度。

除了用超级计算机进行计算流体力学分析外，NASA的飞行试验正是为了掌握第一手数据，实测气流温度、速度、压力分布，确定激波形状和位置，以及次生激波的影响。

现阶段的测试还只是用一个具有固定开槽的中心锥和几个不同尺寸的进气口搭配进行，在几个关键的设计点上采集数据，并和常规的圆形截面中心锥相比较。

飞行测试主要集中在等效于M1.3-1.5和高度在12,000米的设计条件，为此F-15B需要在M1.74下飞行。

NASA将根据对测试结果的分析，完善分析和设计防范。

CCIE在中心锥上开槽

槽口开闭就可以改变流道截面面积

CCIE（左）和固定中心锥的比较

　　CCIE的下一步是连续可调的中心开槽。

在机械实现方面，这增加了很多难度，包括可动斜板和中心锥开槽壁板之间的密封问题，可调斜板对接处的密封问题，还有其他的常规的可靠性和重量问题。

NASA还没有确定进一步飞行测试连续可调CCIE的时间。

　　CCIE有望解决超音速进气口设计的一个传统难题，对于M2.5甚至M3以上的超音速飞行的影响很大，但对于M2以下的飞行没有太明显的效果。

在高超音速飞行重新得到重视的今天，CCIE具有特殊的意义。

TechLand的CCIE本来就是为火箭助推高超音速喷气飞行器设计的，对高超音速侦察机、轰炸机和巡航导弹的作用不言而喻。

CCIE对M2.5以上超音速巡航的先进超音速客机也是关键技术。