芝麻開花節節高 中國超音速進氣道設計

2006-03-22  轉載自：《現代兵器》三月刊[/COLOR]

自從今年5月份的成都科技展上展出的FC-1「梟龍」戰鬥機04架模型上明顯的使用了無附面層隔道超音速進氣道（Divertless Supersonic Inlet，縮寫為DSI）后，國內軍迷對飛機進氣道設計的關注達到空前的程度。如果說FC-1飛機採用DSI進氣道這項美國才剛剛開始應用的先進技術震撼了大家，體現了我國應用計算流體力學（Computational Fluid Dynamics，縮寫為CFD）進行先進進氣道設計的實力的話，那麼我國新老兩代超音速殲擊機的進氣道設計就代表著我國進氣道設計的發展歷程。




在殲-8II飛機以前，我國的殲擊機全部使用機頭進氣，殲-5，殲-6飛機採用皮託管式進氣道，部分殲-6改型使用帶固定激波錐的二波系進氣道，但是效果並不好。我國引進Миг-21Ф-13仿製成功殲-7飛機后很快掌握了可調激波錐的機頭進氣二波系進氣道的設計原理，在隨後設計的殲-8飛機上創造性地設計了可以隨馬赫數無級調節的機頭進氣二波系進氣道，而原Миг-21Ф-13的進氣道是三級調節的，對飛行任務的適應能力遠不如無級調節進氣道。
儘管殲-8飛機在氣動設計上比較成功，飛機高空性能較好，5千米以上飛行性能全面超過了當時比較先進的Миг-23飛機，在5千米以下與Миг-23各有千秋，但是Миг-23飛機操縱十分複雜。儘管殲-8飛行性能較好，但是機頭進氣方式限制了機載雷達性能的提高，殲-8飛機在火控系統方面存在缺陷，沒有足夠的能力完成截擊當時蘇聯有戰鬥機護航的先進轟炸機，殲擊轟炸機的任務。為此，1980年9月總參、國防工辦下達（80）參裝字第594號文規定了殲-8改進型飛機要能在晝、夜間和複雜氣象條件下截擊敵轟炸機、殲擊轟炸機，能通過空戰奪取制空權，改進重點就是改為兩側進氣道以便容納大口徑的雷達天線。殲-8II飛機採用機身兩側的二元外壓式三波系進氣道，包含一級固定壓縮斜板和一級可調壓縮斜板，第三級鉸鏈板與第二級可調壓縮斜板鉸接，隨動於可調斜板，使進氣道過渡到擴壓段。在第二級斜板上開附面層吸除孔，這是因為附面層隔道分離附面層之後，在有一定長度的壓縮斜板上附面層也會增厚，不予處理的話就會影響總壓恢復和內流均勻度。進氣道內外側壁上有2片導流片，，可以改善流場均勻性。進氣道擴壓段在機翼前緣前方開有一個輔助進氣門，用於滿足低速大流量的要求，該門為浮動式，平時由簧力關閉，需要時由內外壓差作用自動打開。殲-8II飛機的進氣道在飛行馬赫數超過跨音速區后就進入自動調節，該機的進氣道調節系統被設計為兩個獨立的控制系統，各自根據預定調節規律調節進氣道，以保證進氣道和發動機協調工作，防止喘振。殲-8II飛機的第二級壓縮斜板張角根據發動機壓氣機的壓比按分段線性規律調節，這裡說的壓比是指壓氣機出口（第6級）的絕對靜壓與壓氣機進口的絕對靜壓之比，壓氣機壓比是飛行馬赫數、發動機轉速和自由流總溫的函數，按壓比調節要比殲-8I飛機的按飛行馬赫數調節優越。而且殲-8II飛機的進氣道斜板模擬式控制系統部件性能也要比殲-8I飛機的激波錐繼典型線性控制系統好，整個系統精度比較高。這套系統除了可以自動連續地調節第二級斜板之外，還具有向飛行員指示斜板位置，在故障時自動鎖定斜板位置，應急手動控制斜板位置和大機動斜板位置自動補償的功能。

殲-8II飛機的進氣道設計上據說受到我國從埃及獲得的Миг-21MФ和Миг-23MC以及更早得到的F-4飛機殘骸的影響。Миг-23MC飛機和F-4飛機都採用了兩側垂直壓縮斜板的二元可調多波系進氣道，而Миг-21MФ和Миг-23MC可以確認同樣按照壓氣機壓比來調節進氣道。但是Миг-23MC飛機的進氣道控制系統性能比較落後，動態響應慢，體積重量都比較大。而殲-8II飛機的進氣道控制系統採用了晶體管放大器、電液伺服閥、導桿式壓縮斜板位置感測器和小型密封繼電器等較先進的部件，系統的性能較好。採用帶垂直壓縮斜板的兩側進氣道是同時追求高空高速性能和完善火控設備的大型二代戰鬥機的普遍選擇，這種形式的進氣道可以選擇寬高比較小的進口形狀，有利於機身的光滑過渡，可以減小阻力，而且結構設計上比較有利，對隔框的利用較好，可以減輕重量。但是這種形式的進氣道由於安裝位置的原因受到機身上洗的影響，加上上方沒有屏蔽，導致當地迎角超過實際飛行迎角，因此大迎角總壓恢複比較差，而且下唇口容易發生分離，使畸變也增大。另一個問題是兩側進氣道在有側滑時受機身遮蔽和機身下表面繞流影響，背風側進氣道會出現明顯的總壓恢復下降，可能會發生內側壁下表面局部分離。由於這種形式的進氣道存在的缺陷對飛機的機動性有較大的影響，所以各國的新一代戰鬥機均不再採用這種進氣道設計，傾向於採用有屏蔽的或者水平壓縮斜板的進氣道，有的兩側進氣道有內傾或者下唇口低於機身底部的措施。但是我國在改進殲-8II飛機的過程中沒有刻意改動氣動布局提高飛機格鬥能力的需要，進氣道的設計仍然保留，主要改進了進氣道的控制系統，由模擬式系統改進為數字式系統，使用數字式絕對壓比計算機代替了原系統中的絕對靜壓感測器、比值計算器和壓縮斜板變阻器盒，在減小了控制系統的體積重量的同時，系統的誤差、動態響應速度和延時等主要指標均有明顯提高，地面維護也得到簡化。

在研製新型多用途超音速殲擊機時，飛機的機動性受到高度的重視，同時作為當時計劃中的唯一主力戰鬥機，仍然必須保持有相當的高空高速能力以應付當時仍然存在的威脅。目前該型殲擊機仍未解密，筆者只能以網上和國外媒體上流傳的圖片和公開論文的研究以及國外類似方案為基礎進行探討。從圖片上看，新型殲擊機採用了腹部二元半側壁可調多波系進氣道，進氣道上唇口前緣縱向位置略靠後於風擋隔框，距機頭距離以23-3航炮艙比例推測約為4米。附面層隔道高度較大，內部有曲線邊緣錐體使附面層向兩邊排出，附面層隔道邊緣有比較特殊的3對連接片，似乎這些連接片按從小到大的偏角排列，目前尚無資料顯示是什麼功能。進氣道側壁作了明顯的倒切，側壁下部前緣垂直，進氣道肩部開有百葉窗狀的附面層放出縫。圖片顯示，該進氣道第一級壓縮斜板為固定，斜板角度大約在10度以內，第二級壓縮斜板為可調，在第二級壓縮斜板上開有附面層吸除孔。從圖片中見到的第二級壓縮斜板位置看，根據激波搭唇口的外壓式進氣道的設計原則考慮，新型殲擊機採用的是三波系進氣道，不存在第三級壓縮斜板。



從目前飛機設計的實踐來看，採用腹部水平壓縮斜板的方案比較少見，大體上有波音公司競爭LWF的909方案，F-16的保形IIIB可調進氣道方案和EF2000的進氣道等。其中909方案比較早，目前也沒有這方面的資料，EF2000的進氣道壓縮斜板是固定的，而下唇口卻可以轉動以調節捕獲面積，與新型殲擊機差別比較大，F-16的保形IIIB可調進氣道方案有一定的參考意義。保形IIIB進氣道方案由Tailor Mate II研究中試驗過的矩形進氣道A-3-3方案發展而來，為了能與F-16的機身結構和外形相吻合，修形為曲線剖面使之光滑地融入F-16飛機的機身理論外形，改善了面積分佈的改變，從而減小阻力。進氣道側壁同樣採用倒切，這種設計有利於小流量下側滑時唇口轉折處的橫向溢流，推遲內側壁渦流形成，可增大進氣道亞臨街穩定工作範圍。保形IIIB進氣道方案採用鈍唇口設計，特別是側壁轉折處唇口半徑加大，有利於減小內側壁的分離，同時保持唇口的前緣吸力，抵消部分溢流阻力。該進氣道附面層隔板為弧形，取得了減阻和增加有效壓縮角的效果。該方案沒有在壓縮斜板上開附面層吸除孔，在喉道位置開縫吸除壓縮斜板的附面層，但是實際效果不是很理想，有可能導致擴張板上出現分離，喉道縫吸除的附面層也由進氣道肩部的百葉窗排出。第二級壓縮斜板的調節規律為根據發動機換算流量、飛行馬赫數、攻角和側滑角求得最優斜板張角，進氣道與發動機匹配較好，但是存在大斜板角時喉道位置前移較多，亞臨界狀態時可能發生正斜激波相交，產生滑流吸入進氣道，造成喘振。該進氣道方案還存在設計馬赫數M2.2，巡航攻角1度時，前機身下表面出現輕微二次膨脹，當地馬赫數增加的情況和小流量下穩定性較差的問題，但是相對而言，該進氣道在最大程度保持原F-16跨音速機動性的同時，確保了足夠的超音速剩餘推力，使飛機有良好的超音速機動能力和M2.2最大平飛馬赫數，而且結構比較簡單，風險不高。
由於腹下進氣道有前機身屏蔽，當地迎角小於飛行迎角，高攻角總壓恢復好，氣流均勻和兩側無遮蔽，對側滑不敏感的明顯優點，我國對腹下可調進氣道的研究開展比較早，在美國於1980年5月完成保形IIIB方案的最終報告后，我國很快就翻譯了這部分內容。目前國內已經有一些公開的論文研究腹下可調進氣道的設計，並且提出了一些設計原則和改善進氣道性能的手段。通常根據經驗，前機身附面層厚度按長度的1%取值，附面層隔道高度取進口處附面層厚度的1.1~1.3倍，而腹下實際附面層厚度較小，取為1.1倍就已經足夠。附面層隔道中間體頂點要在上唇口之後大於3倍隔道高度處，以防止其產生的脫體激波吸入進氣道。第一級壓縮斜板的附面層通過兩級壓縮斜板鉸鏈處設計台階即可阻止，但是第二級壓縮斜板上要開附面層吸除孔，而且吸除的附面層以通過肩部百葉窗排出為好，如果設計為排入附面層隔道，隔道中可能會因為自身設計問題出現高壓區阻礙附面層排出。據研究，即使在第二級壓縮斜板上開了附面層吸除孔，仍以開喉道放氣縫為好，原因可能是放氣可以提高進氣道的工作穩定性。
從參考引進實物自行改進為適應自行研製殲擊機的進氣道到參考已有設計概念自行研製新型殲擊機進氣道，這代表了進氣道設計水平的一次進步。而令人驚喜的是在這之後的不長時間裡，我國氣動工作者在美國公開其應用於新一代飛機的后掠雙斜面超音速進氣道（CARET）和無附面層隔道超音速進氣道（DSI）的設計概念之後不長的時間內，先後吃透它們的工作原理和設計方法，K且利用計算流體力學方法對典型的這類進氣道進行了數值模擬，掌握了它們的性能特點。特別是DSI進氣道是美國用於新世紀三軍通用戰鬥機F-35的先進技術，其公開時間並不長，但是我國非常敏感的進行了跟蹤研究，不但完全掌握了它的設計方法，而且南京航空航天大學開發了用於設計DSI進氣道的專門軟體，611所更是在自行設計的FC-1「梟龍」的04架原型機上成功應用了這一技術。這代表著我國進氣道設計水平的飛躍。






（完）