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CCIE 新型可变截面超音速进气口Part1

2012/3/7 9:52:54  来源:中国计量测控网 
字号: 13号字 16号字

   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”(Channeled Centerbody Intake Experiment,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

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