超声速状态下的进气道放气门调节研究

陈昊洋，叶东鑫

（1.中国航发湖南动力机械研究所，湖南 株洲 412002；2.南京航空航天大学能源与动力学院，江苏 南京 210016）

1 前言

超声速状态下的进气道的工作状态复杂，容易出现喘振与痒振等不稳定工作情况，与发动机耦合关系愈加明显。当进/发一体化模型进入过渡态工作时，即进气道和发动机的大部分性能参数在较短的时间内发生明显改变，需要受到转子的转速极限、压气机喘振边界、涡轮叶片最大工作温度和燃烧室最大压力等限制。因此，在超声速过渡态中进行进气道放气门调节是十分必要的。进气道的研究发展已持续半个世纪之久，研发过程中需进行CFD流场仿真计算并结合大量的风洞试验，寻求设计出具有高总压恢复系数，低流场畸变和外阻力的进气道。随着飞行马赫数的不断提高，简单传统的进气道控制已经不能满足推进系统的高性能要求，进气道控制技术也不断得到发展。早期的进气道控制采用进气道分流器避免附面层低能流被吸入进气道内，如P-59、F89战机，通过分流器影响气动布局，减少了进气道流动损失，有助于提高进气道效率。随着飞机突破超声速飞行，需采用一系列斜激波和一道正激波压缩气流的方式保证总压恢复系数较高，如F-14、F-18C飞机采用固定式隔板进气道。随后发展为可调式进气道，并结合放气调节实现高马赫数的高效率飞行，如洛克希德公司的F104、F106飞机采用斜板加放气调节，在非设计点工作时也具有良好的性能，俄罗斯的米格23同样采用的是斜板可调进气道。……