环形径向进气工艺进气道设计方法

侯朝山 窦健 吴优万 郑家祥 詹俊

摘要： 针对某些小型航空发动机环形径向进气模式，提出了一种用于发动机进口性能参数测试的工艺进气道设计方法。以某型涡轴发动机地面试车台架为研究对象，利用该方法进行了工艺进气道设计，并进一步对设计模型开展了三维粘性数值仿真分析，计算结果表明工艺进气道总压损失仅为0.2%，扩压段壁面漩涡是造成流动损失的主要原因，工艺进气道测量段流场分布均匀，能够较好地满足进口参数测试需求。

Abstract： Aiming at the annular radial intake of some small aeroengines， a design method of process intake for measurement engine inlet performance parameters is proposed. The research takes a certain type of turboshaft ground test-bed as the research object， using this method to design the process inlet， and further carrys out a three-dimensional viscous numerical simulation analysis on the design model. The calculation results show that the total pressure loss of the process inlet is only 0.2%， the wall vortex in the diffuser section is the main cause of flow loss. The flow field in the measurement section of the process inlet is evenly distributed， which can better meet the import parameter test requirements.

关键词： 环形径向进气;工艺进气道;总压损失;漩涡

Key words： annular radial air inlet;process inlet;total pressure loss;vortex

中图分类号：V216.8                                      文献标识码：A                                  文章编号：1674-957X（2022）01-0031-04

0  引言

进气道作为航空发动机飞发匹配的关键因素之一，其设计首先应当满足飞行的工作要求，其次进气道在全工况条件下必须为发动机提供足够和高质量的空气[1]。对于发动机来讲，进气道的设计直接影响发动机工作状态。进气道需根据发动机的类型和发动机对进气参数的要求进行定制化设计，目前国内外学者已经开展了大量研究。进气道设计从20世界80年代开始，一些新特点、性功能、新概念的进气道被提出，从“Caret”进气道，到凸包进气道，再到新型凸包进气道，进气道设计逐渐为满足新一代战机隐蔽性、减重及性能的要求[2-6]。针对飞机整体气动布局需要，如升阻比、发动机入口与进气道入口的中心线位置有一定的偏距等情况，S型进气道被广泛应用于现代飞发匹配设计中。南京航空航天大学郭荣伟教授对S形进气道进行了大量研究[7-10]，获得了进口旋流在S型进气道内部发展变化规律;翁培奋[11]提出了一种S弯进气道旋流控制方法;李其技[12]将S弯进气道用于高亚音速弹用发动机设计;马高建[13]将S弯进气道设计应用于无人机上，研究了无人机S弯进气道的气动特性。为满足飞机减重及降低成本的需求，近年来发动机进气道设计向超紧凑、超融合的方向发展[14]。

对于航空发动机地面试车台架，进气道为发动机提供良好的进气条件同时，还需满足一定的测试需求，如进口总压、静压及总温等参数测量，此类为满足一定功能需求而设计的进气道称作工艺进气道。针对轴向进气模式，国内外开展了大量的设计研究工作，而对于环形径向进气模式，相关研究领域几乎一片空白。

本文首先创新性地提出了一种环形径向进气工艺进气道设计及进口参数测试方法，其次以某型环形径向进气的涡轴发动机为对象，开展了工艺进气道设计，最后基于CFD技术对所设计的工艺进气道进行了性能计算评估。

1  工艺进气道设计方法

1.1 工艺进气道结构设计

考虑发动机进口流场均匀性、稳定性以及测试要求，工艺进气道具体结构按照功能特征及流动特征分为防护网罩、导流段、测量段、过渡段、配合段以及测试设备，如图1所示。环形径向进气工艺进气道设计思路：工艺进气道设计加工要求内壁面流道光滑，氣密性良好;导流段进口无分离，具备良好的测试条件;测量段具有较大的长度，以满足总压探针或总压耙布置;过渡段为圆转方变截面管路;配合段为上下对半开的环形蜗壳结构，能够实现与发动机进气机匣良好的配合。除上述主要结构外，工艺进气道外部结构还存在支撑装置，以满足台架正常使用，本文不予叙述。

1.2 工艺进气道功能设计

航空发动机地面台架试车进口参数测试需求包括：进口总温Tt1、进口总压Pt1、进口静压P1以及空气流量W1。测量工艺进气道进口总温Tt1的热电偶布置在防护网罩上，测量进口总压的总压Pt1耙布置在测量段，测量进口静压P1的静压孔也布置在测量段，进口空气流量通过上述参数以及测量段截面积、流量系数计算获得。

除上述测试功能外，工艺进气道设计还需保证内部流动损失较小，即工艺进气道总压损失较小，具有较高的总压恢复系数。

1.3 进口空气流量测试方法

目前，国内台架试车进口空气流量测量主要采用双扭线流量管测量法，双扭线曲面结构能基本实现无分离流动，压力损失小，该段进气道的出口截面（测量截面）压力和速度分布比较均匀，通过测量该位置总压、静压，根据流量连续定理，即可计算出发动机进口空气流量。

式中δ*边界层位移厚度，δ边界层厚度，DC为气流流通面积。其中边界层δ定义为流道外边界至通道壁的垂直距离，只要用边界层探针测出区内总压，并从壁面静压孔得到静压，就可求得边界层厚度δ。

1.4 工艺进气道设计流程

图2给出了环形径向进气工艺进气道设计流程，主要包含发动机进口测试需求分析、模型测绘、工艺进气道设计（气动、结构设计，材料选择，测试元器件选择）、设计校核及迭代（流场及强度分析）、工程出图、试制加工、校准试验等工作。

2  工艺进气道设计实例

以某型涡轴发动机为例，开展了环形径向进气工艺进气道设计，该发动机进气机匣三维扫描模型如图3所示。工艺进气道与进气机匣两个防火挡板安装连接，设计时需考虑发动机在飞机上安装技术要求，主要包括：进气滤网环形空间与发动机机匣之间最小横截面积要求;进气道壁面最小径向距离要求;机身进气道与发动机滤网最小距离要求等。

2.1 导流段及测量段设计

工艺进气道导流段采用双扭线设计[15]，如图4所示。采用双扭线设计，双扭线型面极坐标方程为：

γ2=α2cos（2θ）（6）

式中θ取值范围为0～45°，α取值范围（0.6～0.8）D*，图4中D*为进口最大直径，L为导流段长度，D为测量段直径。

2.2 圆转矩形过渡段设计

根据发动机进气机匣尺寸以及发动机安装要求，确定过渡段出口矩形尺寸，过渡段进口尺寸即为测量段出口尺寸。圆转矩形过渡段扩张角度为13.8°，从而确定了扩压段长度。扩压段沿程面积变化和倒圆变化规律均采用缓急相当的线性变化规律。图5给出了工艺进气道圆转矩形过渡段示意图。

2.3 环形进气蜗壳设计

环形进气蜗壳是工艺进气道的配合段。根据发动机进气道外径，并依据发动机在飞机短舱的安装技术要求，确定进气蜗壳内径为Dv为1.9D0（如图6），在环形进气蜗壳径向内环中心，设计有高度为l的分流挡板，分流挡板旨在避免两侧进气交汇流场过于复杂，造成较大的压力损失，l取为0.45L0，以满足安装技术要求。

2.4 测试结构设计

按照图4中双扭线与中心线的交点定位为总压及静压的测量截面，综合考虑后期的气密性和测量精度，工艺进气道仅加工总压探针安装座及静压测量孔结构。总压探针根据测量截面的尺寸设计为多点梳状结构，测点数量共计3点，沿周向均布4个，3个等环面位置测出3个总压后，按照等环面计算均值，具体结构如图7所示。

3  设计结果初步分析

本文重点在于验证上述设计方法可行性，至于外部管路对进口流场影响不做探究。因此数值分析忽略配合段，仅针对工艺进气道导流段、测量段以及扩压段所构成的流体域。利用数值计算方法对工艺进气道气动性能进行评估，结果如下：

图8（a）给出了矩形短边视图中间截面总压分布云图。可以看出，主流区域总压分布均匀，临近壁面处有总压损失。对应计算得到的总压损失约为0.2%。

图8（b）给出了模型通道内部流线分布。可以看出，双扭线进口到测量段出口流线分布均匀;在圆转矩形的扩压段出现了漩涡流动，有局部损失。

4  结论

本文重点提出了一种环形径向进气工艺进气道设计方法，同时基于某型环形进气涡轴发动机进气机匣，完成了工艺进气道初步设计，给出了工艺进气道测试方案。最终，对所设计的工艺进气道导流段、测量段以及扩压段进行了初步的气动流场分析，结果表明模型总压损失仅0.2%，测量段流场分布均匀，能够较好地满足测试条件。

参考文献：

[1]杨应凯.Bump进气道设计与试验研究[J].空气动力学学报，2007，025（003）：336-338.

[2]Marvin C Gridley， Steven H Walker. Inlet And Nozzle Technology For 21ST Century Fighter aircraft[R]. ASME， 96-GT-244.

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[4]Eric Hens JSF. Diverter-Less Supersonic Inlet[R]. Lockheed Martine Aeronautics Company： Washington D. C.， 2000.

[5]McFarlan JD. Lockheed Martin's Joint Strike Fighter Divert-less Supersonic Inlet[R]. Lockheed Martin Aeronautics Company： Washington D. C， 2000.

[6]杨应凯，李玉璞.JSF X-35的一绝—无附面层隔道超音速进气道[J].国际航空，2001（8）：13-15.

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[11]翁培奮，郭荣伟.S弯进气道旋流的有效控制[J].上海交通大学学报，1994.

[12]李其技，郭荣伟.一种高亚音速弹用S弯进气道设计及其特性[J].南京航空航天大学学报，2002，34（2）：108-113.

[13]马高建.一种无人机S弯进气道设计与气动特性研究[D].南京航空航天大学，2007.

[14]Stephane Burguburu， Arnaud le Pape. Improved aerodynamic design of turbomachinery bladings by numerical optimization[J]. Aerospace Science Technology. 2003， 277-287.

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