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CCIE 新型可变截面超音速进气口Part2

2012/3/7 10:02:02  来源:中国计量测控网 
字号: 13号字 16号字

   超音速飞机通常使用带中心锥的圆形进气口或者带斜板的矩形进气口,前者总压恢复更好,但唇口阻力稍大,调节机构也较复杂,常用于 M2 以上的飞机。矩形进气口相对简单,常用于 M2 以下的飞机。圆形进气口的一个变种是半圆进气口,中心锥就变为半锥。也有采用 1/4 圆进气口的,中心锥自然改为 1/4 锥。矩形进气口的斜板可以水平放置,也可以垂直放置。

  超音速进气口把气流减速到亚音速,最后一关总是正激波。正激波越强,减速作用越显著,但总压恢复也越糟糕。这就是采用皮托管进气口的 F-16 的推重比远远高于 F-104 但最大速度还略低一点的原因。一般来说,皮托管进气口在 M2 的总压恢复只有 72% 左右,而 M1.1 时则可达到 99.9%。因此,皮托管进气口极少用于持续的 M1.4 以上的飞行。换句话说,即使给 F-16 换装 F-22 的 F119 发动机,M1.6的超音速巡航也几乎是不可能的事情,就像给刘翔带上口罩跑 110 米跨栏一样。

  

 

  斜面可以产生斜激波

  使用斜激波的话,气流减速作用有所下降,但总压恢复随之增加。值得注意的是,减速作用和总压恢复不是线性关系。比如说,在 M2 的时候,一道 10 度的斜激波可以把气流减速到 M1.66,减速幅度达到 17%,但总压恢复只损失 1.4%,也就是说,依然有 98.6% 的总压恢复。如果 M1.66 的进气进入皮托管进气口,气流将减速至 M0.65,皮托管内总压恢复为 87.2%。考虑到 10 度斜激波的总压恢复,系统总压恢复为 86%,远远优于单纯的皮托管进气口。或者说,推力要求下降几达 18.2%。如果仔细匹配飞行速度和斜激波的角度,使用单道斜激波的超音速进气口可以达到 95% 的总压恢复,推力要求下降几达 30%。

  这就似乎所谓外压缩进气口的原理:在进气口外形成激波,将气流减速到一定的程度,然后由皮托管进气口完成剩余的减速过程。显然,用渐次增加角度的多道斜激波可以逐渐使气流减速,提高总压恢复。采用一道斜激波加一道正激波的就是二波系进气口,采用两道斜激波加一道正激波的就是三波系进气口,以此类推。如果采用无穷多道连续改变角度的斜激波,这就是理论上最优的等熵进气口,不考虑气流和进气口表面的摩擦损失的话,可以达到 100% 的总压恢复。对于每一个气流速度,有一个特定的等熵表面,实际速度偏离理想速度的时候,总压恢复急剧下降,所以等熵进气口很难实际使用。洛克希德 D-21 三马赫无人机由 M-21(专门改装的双座 SR-71)在高空高速下投放飞行,只有一个固定的巡航速度,采用降落伞回收,所以不需要适用于较大的速度范围,是唯一的已知采用等熵进气口的例子。要适应较大的速度范围,需要采用可调锥或可调斜板,根据飞行速度,采用最优的斜激波角度,提高总压恢复系数。

  

 

  各种进气口设计在不同速度下的总压恢复,右面自上而下:皮托管(一波系)、二波系、三波系、四波系

  

 

  洛克希德 D-21 是唯一已知采用等熵进气口的飞机

  

 

  DSI 采用圆滑过渡,可以在较大范围里近似等熵进气口,所以具有较高的总压恢复能力

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