探索飛機進氣道與發動機的“和諧之美”

　　第二次世界大戰后期，德國首次采用渦輪噴氣發動機替代活塞發動機作為其戰斗機動力，從而開創了航空技術發展的一個新時代。二戰之后，美蘇兩大航空強國為了占領航空技術的高地，投入大量的人力、財力進行高性能飛機和大推力發動機的研制，并遵循飛機和發動機作為兩個獨立的部件單獨設計研究的理念。

　　上世紀50年代中期，美國的F-102飛機在進行大速度機動飛行時，飛機頭部產生強烈爆音，進氣道內部“嘟嘟”作響，發動機轉速極不穩定、推力時大時小，為了避免重大飛行事故的發生，飛行員最終放棄了預定的飛行計劃。在之后幾個架次的飛行中，間斷性地發生類似現象的飛行故障，而每次地面檢查的結果都表明飛機和發動機正常。這個結果讓人大惑不解，經過研究人員的仔細分析、研究，終于找到這一故障的主要罪魁禍首——飛機進氣道與發動機之間的匹配性問題。至此，飛機進氣道與發動機相容性設計、驗證開始作為關鍵環節納入到飛機和發動機的研發體系中，并成為航空業者重點研究的內容之一。

　　揭秘飛機進氣道與發動機相容性問題

　　現代飛機上配裝的渦輪風扇發動機在運行時需要吸入大量的空氣，其中部分提供給發動機的燃燒室，用以和航空煤油進行混合燃燒，產生機械能來驅動發動機風扇高速旋轉；另外部分空氣經發動機風扇葉片的高速旋轉、壓縮成高壓氣體從發動機尾噴口排出，給飛機提供向前的推力，而飛機進氣道正是這段為發動機提供空氣的管道。在噴氣式飛機發展之初，設計者對飛機進氣道并不重視，認為其僅是為發動機提供足夠數量空氣的管道而已，很少對進氣道內部流場特性進行研究和優化，加之當時飛機進氣道氣動構型簡單，且飛機本身追求高空、高速的飛行性能，對機動性要求也比較低，因此早期并未出現由于進氣道的原因導致飛行故障的發生。而隨著飛機氣動構型的復雜、機動性能的日益提高，進氣道出口流場品質對發動機工作影響的作用逐漸顯現，并成為影響發動機工作穩定性的主要因素之一。

　　所謂進氣道出口流場品質，簡而言之就是從進氣道出來提供給發動機的空氣在整個流道截面上壓力、溫度以及氣流方向等特性的均勻性，如果均勻性不佳，會導致發動機風扇葉片振動，壓縮效率降低，發動機整體推力減小，甚至造成發動機空中喘振停車等重大飛行故障。因此，飛機進氣道出口流場品質隨著航空技術的發展逐漸引起了航空研究人員的極大關注，并投入大量的人力、財力進行研究和技術攻關。

　　導致進氣道出口流場品質問題逐漸凸顯并日趨嚴重的原因有以下幾個方面：首先，現代先進戰斗機為了達到較好的隱身和機身完美的氣動性能，往往廣泛采用無附面層隔道，短“S”彎進氣道，這種構型使得進氣道流道長度縮短、曲率加大，進氣道內部極易產生氣流分離，從而容易導致進氣道出口的流場畸變，特別是旋流畸變；其次，新一代戰斗機往往追求大攻角、大側滑角等高機動飛行性能，以增強其空中格斗和規避導彈打擊的能力，這種高機動的飛行也容易誘使進氣道出口產生壓力、溫度等流場畸變；最后，側風、結冰氣象條件以及飛機編隊飛行、發射導彈、發動機反推力構型、彈射起飛等條件也會使得進氣道出口氣流產生畸變。

　　當然，進氣道與發動機相容性問題的根節不僅僅體現在進氣道和飛機外部環境方面，發動機自身的設計也是其中關鍵的因素之一。現代飛機配裝的高性能渦輪風扇發動機往往為了追求大推力和精確的適應性控制能力，發動機的燃油調節、放氣防喘、氣動調節等控制系統較為復雜，如果在上述方面控制欠佳，會反過來影響到進氣道的流場特性，也會誘發進氣道與發動機之間的匹配問題。

　　總之，飛機進氣道和發動機之間就如同鞋和腳之間的關系，只有相互匹配好，才能走起路來舒適、輕松，才能發揮出各自更佳的效果，展現出“和諧之美”。

　　飛機進氣道流場畸變與發動機工作穩定性

　　一輛行駛中的汽車，如果發動機出現問題，僅僅會導致汽車無法行駛，而高空中飛行的飛機，如果出現發動機故障，飛機動力不穩定甚至失去動力，很可能會造成機毀人亡的嚴重事故。因此，發動機被稱為飛機的“心臟”，在飛行中必須保持這顆“心臟”穩定、正常的工作，能在各種飛行工況、氣象條件、發動機狀態下都能保持轉子轉速穩定、排氣溫度不超溫，能夠滿足正常飛行所需的推力恒定。

　　發動機由成千上萬個零件組成，各個零件之間必須緊密配合，以空氣為工質，重復進行氣體壓縮、噴油加熱、膨脹作功和放熱的循環程序，通過該循環程序進行氣體動能、燃料熱能及機械能之間的相互轉換，并保持在發動機內部的氣體流動、熱力產生與傳熱、機械力傳動等方面的動平衡，可以說飛機發動機是迄今為止人類創造的最復雜的機械裝置。飛行中如果發動機任何環節出現問題甚至微小的波動，則可能會牽一發而動全身，影響到整個發動機系統的穩定工作。

　　影響發動機工作穩定性的因素有多種，可分為發動機內部因素和外部因素兩類。外部因素主要為進氣道出口流場畸變，導致發動機的風扇進口處產生局部進氣攻角、壓力及溫度的不均勻性而使風扇偏離原有的設計工作點，進而影響甚至打破發動機后續循環過程中氣、熱、機械力之間的平衡性，影響發動機穩定性，使之出現喘振、葉片振動及渦輪部件超溫，甚至導致發動機空中停車，嚴重威脅著飛行安全。因此，進氣道與發動機相容性的研究必須貫徹到飛機和發動機的設計、后續試驗及試飛鑒定等整個環節中。

　　航空界對于飛機進氣道流場畸變的研究是一個不斷發現、不斷探索、不斷解決問題的過程。從20世紀50年代至今共經歷了進氣道出口流場壓力畸變、溫度畸變及旋流畸變等三個階段不同類型的研究，不同進氣畸變對發動機工作穩定性影響的機理、研究和試驗的方法以及對發動機的影響程度是不同的。

　　試飛是評定進氣道與發動機相容性最權威的環節

　　隨著飛機進氣道與發動機相容性問題的日益嚴重，飛機和發動機設計單位都對此問題日益關注，并進行了大量的研究工作。通常情況下，在飛機和發動機設計環節，飛機設計單位對設計的進氣道進行數值仿真計算和縮比模型下的風洞吹風試驗，以分析和評定進氣道性能和特性，并將此結果提供給發動機設計單位。發動機設計單位再根據結果，在地面臺架條件下用畸變插板模擬進氣道畸變特性，通過試驗來驗證所配裝發動機在進氣畸變條件下的工作穩定性。試驗研究雖然獲得進氣道與發動機相容性的初步結果，但其研究試驗結果無法成為最終、最準確的結論。原因在于數值模擬、風洞試驗和地面臺架條件下的進發匹配試驗都始終無法全面模擬出真實飛行條件下的進氣道畸變特性，更沒有進行全尺寸的飛機進氣道和配裝發動機在真實氣象環境、飛行工況、發動機狀態、使用條件下進行匹配性試驗和相關分析鑒定。

　　飛行試驗是在真實飛行條件下進行的科學研究和產品檢驗，是航空產品研制和鑒定的必須環節，尤其對于飛機進氣道與發動機相容性科目來說，飛行試驗是唯一、真實、全面的驗證和評定途徑，也是考核飛機進氣道與發動機相容性最準確、最權威的環節，之所謂飛機進氣道這雙“鞋”適不適合發動機這雙“腳”必須得“穿上走幾步”。

　　我國飛機進氣道與發動機相容性試飛技術與世界接軌

　　我國的飛機進氣道與發動機相容性技術研究始于上世紀70年代，其中，中航工業試飛中心以飛機、發動機型號試飛為依托，進行了大量的相關研究和試飛鑒定工作，為型號定型設計提供了寶貴的科研數據。

　　早在上世紀80年代初，試飛中心結合某殲擊機型號試飛，首次進行了飛機進氣道出口穩態壓力畸變測量、強度計算以及在進氣畸變條件下發動機穩定性等試飛研究，取得了重要的研究成果。之后在1989年，在國內首次采用人工風源，進行了某型飛機配裝某型渦噴發動機的地面側風試驗，該試驗分別在不同風速、風向、發動機狀態條件下考核該型飛機進氣道性能、進氣道出口流場品質及其對發動機工作穩定性影響，為后續相關研究提供了技術支持。

　　“九五”期間，隨著加力式渦輪風扇發動機的普遍使用、飛機性能的提高，飛機進氣道動態壓力畸變、溫度畸變對發動機工作穩定的影響日益嚴重。試飛中心進行了進氣道動態壓力畸變的模擬、測量等研究工作，同時研制了進氣道壓力畸變插板模擬器、動態壓力測量耙，并首次在地面試車臺上進行了動態壓力畸變條件下發動機逼喘、退喘技術及試驗驗證，為后續該項技術的試飛驗證進行了技術儲備。

　　“十五”期間，試飛中心進一步開展進氣道壓力畸變和溫度畸變對發動機穩定性影響評定方法的研究。利用在某型發動機飛行試驗臺試飛等手段，解決了發動機進口流場畸變的可控性、渦輪風扇發動機的逼喘等關鍵試飛技術，并為進氣畸變的數據處理提供了比較完整的算法、數據處理軟件和科學的試飛方法。

　　“十一五”期間，針對大攻角、大側滑角飛行及緊湊的“S”彎進氣道等造成的進氣旋流畸變問題，試飛中心通過數值計算、風洞試驗逐步建立并驗證了旋流模擬方法、測試方法、評定指標的有效性和可行性，建立了適用于飛行試驗的旋流評定體系；國內首次在地面試車臺上利用某型渦噴發動機進行了全尺寸量級的旋流模擬、測試及評定驗證試驗，取得了圓滿成功。研究建立的旋流模擬方法、測試方法及適用于飛行試驗的評價體系可直接應用于新型號飛行試驗。

　　試飛中心以型號試飛為依托，借助飛行試驗這一特有手段，先后成功進行不同畸變條件下的進氣道與發動機穩定性地面試驗和試飛驗證，開展了發動機逼喘、退喘，旋流抑制等方面技術研究，完成專業基礎的對標一流研究，并制定了關鍵技術攻關譜。相關技術研究和設備研制水平已經達到了世界先進水平，并掌握了關鍵技術，引領了國內該領域的專業發展。(中航工業試飛中心)