飞机进气道涂覆低可探测吸波材料流场分析.pdf

中国科技信息 2024 年第 1 期CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jan.2024-60-航空航天随着远程防空探测技术和精确制导武器的发展，飞机在作战环境日益复杂的战场上要想拥有足够的生存能力，采用隐身技术成为必然选择。实现飞机隐身的技术主要包括隐身外形设计和隐身材料的应用。隐身外形设计复杂程度和试验成本相对较大，往往是在新机设计之初就要全方位地考虑进去，对于已经成熟的飞机难以再进行大范围的修型；隐身涂料是做反雷达探测及防止电磁波泄漏或干扰的一种材料，隐身材料的使用成本相对较为低廉，不需要对飞机气动外形做较大更改，涂覆在关键部位，如机身外表面、进气道等，往往可以有效降低红外辐射。隐身材料与隐身设计有机结合，可以提高飞机的隐身效果。为提高某型飞机的隐身效果，在飞机外蒙皮及进气道壁面涂覆吸波材料，以减小飞机各部分的雷达反射。然而进气道内涂覆吸波材料具有一定的安全风险，一方面涂覆了吸波材料会改变发动机内流场的构型，减小进气道的流通截面，降低进气道对发动机的流量供给，从而对进气道/发动机的流量匹配产生一定影响；另一方面如若吸波材料出现脱落会被发动机吸入，可能会打伤发动机转子叶片，造成发动机损坏，尤其是对于单发飞机，会严重威胁飞行安全。因此，有必要在开展涂覆工作前对飞机进气道流场进行数值模拟研究，获取进气道流场信息，为评估吸波材料的附着可靠性提供参考。飞机进气道涂覆吸波材料后将进行地面开车，验证吸波材料涂覆对进气道/发动机匹配性的影响。为保证空中的飞行安全，本文通过数值模拟的方法分析发动机地面开车状态进气道流场情况与空中飞行状态的相似性和差异性，获取不同工作条件下进气道流场压力、速度分布，为地面评估进气道涂覆吸波材料对其工作特性的影响，同时为飞机空中飞行安全评估提供参考。研究对象本次数值模拟研究对象为某型飞机进气道（如图1所示），该进气道为头部进气、带无级可调中心锥的超声速进气道，行业曲线开放度创新度生态度互交度持续度可替代度影响力可实现度行业关联度真实度图 1 飞机进气道模型郭佳男中国飞行试验研究院郭佳男（1992），硕士研究生，工程师，研究方向：航空发动机飞行试验。飞机进气道涂覆低可探测吸波材料流场分析郭佳男-61-CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jan.2024中国科技信息 2024 年第 1 期航空航天当飞行马赫数超过一定数值时，随着飞行马赫数的变化，调节锥将自动进行无级调节，当飞行马赫数低于该数值时，调节锥处于最后位置。为了增大起飞及低速飞行时的空气流量，保证发动机有足够的推力，在机身两侧设有辅助进气门。在地面、起飞和低速飞行时，由于压气机的吸力作用，进气道内的气压小于外界气压，在气压差的作用下，辅助进气门打开，使外界空气流入进气道；在高速飞行时，由于进气道冲压的作用，使进气道内气压大于外界气压，辅助进气门关闭。根据飞机隐身改装方案，进气道涂覆方案为唇口向后延伸 2m 范围内壁面涂覆 1mm 厚度的吸波材料，由此对飞机进气道原始模型进行了修形，建立了涂覆吸波材料后的进气道模型。计算方法计算条件某型飞机配装一台双转子轴流式涡轮喷气发动机。在飞机经常工作的飞行包线范围内选取若干飞行状态作为本次数值模拟的计算工况，各计算工况在飞行包线内的分布情况见图2。根据涡喷发动机工作特点，发动机低压换算转速与发动机换算流量的关系如图 3，通过给定低压换算转速可获得不同状态下发动机进口空气流量，进而确定进气道出口边界条件。网格划分及边界条件设置根据飞机进气道模型建立了流场计算域，计算域外流场为圆柱形，直径为 15 倍进气道进口直径，长度为进气道前部外罩长度的10倍，采用ICEM对计算域生成了结构化网格，网格总数约 210 万。圆柱远场的前部圆面（进气道前方）以及圆柱面设置为压力远场边界条件，给定来流静压、静温以及气流马赫数参数；进气道出口以及圆柱远场出口设置为压力出口边界条件，出口反压和回流总温参数。数值模拟方法采用了 CFD 计算软件 Fluent 进行流场数值模拟，计算采用基于密度 Desity-Based 求解器，流体类型为理想气体模型，根据以往进气道流场数值模拟经验，湍流模型选择了k-标准模型，控制方程离散格式采用二阶迎风格式；计算过程中当进气道出口流量不再变化并与目标值基本一致时认为计算收敛。结果分析地面与空中对比分析图 5 10 分别是地面静止、气压高度 3 500m，飞行马赫数 0.35 以及气压高度 8 500m，飞行马赫数 0.87 工况下发动机最大工作状态进气道壁面压力和速度分布情况。随着飞行高度的增加，外界大气压力降低，进气道内流场的压力也随之下降，但地面静止条件下，进气道壁面压力分布与空中飞行条件存在相似性，在中心锥附件区域流场压力变化较为剧烈，而随着进气道型面逐渐平缓，进气道壁面压力分布也趋于均匀。对比图 5 和图 7 可以发现，发动机工作状态对中心锥前部的压力分布影响较大，转速越高，中心锥前部的压力梯度越大，地面静止条件下发动机最大状态工作，中心锥前部的压力梯度图 2 计算工况分布情况图 3 发动机低压换算转速与换算流量关系曲线图 4 进气道流场计算域网格要大于空中较小转速下中心锥的压力梯度。此外，由于存在来流冲压作用，空中飞行状态下，进气道中心锥上下的分隔面前缘部分存在明显的压力梯度，而在地面静止情况下，该位置的压力梯度较小。地面和空中飞行条件下进气道壁面气流速度的分布也存在与压力分布相似的规律，当发动机状态相同时，地面开车情况下进气道壁面速度要小于空中飞行条件下，如发动机为最大状态工作时，地面壁面最大速度约为 240m/s，气压高度 8 500m 飞行条件下壁面最大速度约为 320m/s。图 11 和图 12 分别是地面静止和空中飞行条件下进气道流线分布图，从图中可以看出，地面静止和空中飞行条件下，进气道进口前的流线分布存在明显差异，地面静止条件下，气流从四周流入进气道，流线呈收缩状，而在空中飞行条件下，来流基本沿直线流入进气道。图 13 18 为进气道外圆周壁面压力和速度分布云图，与进气道中心壁面分析相似，发动机状态一定时，地面静止中国科技信息 2024 年第 1 期CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jan.2024-62-航空航天图 12Hp=8500m，M=0.87，发动机最大状态进气道速度流线图 11 地面发动机最大状态进气道速度流线和空中飞行条件下，进气道壁面压力、速度量值上相差较大，地面条件下壁面压力数值要大于空中飞行条件，而空中飞行条件下近壁面速度要大于地面静止条件。表 1 给出了不同工况下进气道壁面压力、速度分布范围，可见压力分布范围跟高度直接相关，随着高度增大，压力降图 10Hp=8500m，M=0.87，N1=100%，进气道中心壁面速度分布图 9Hp=3500m，M=0.35，N1=100%，进气道中心壁面速度分布图 8Hp=0m，M=0，N1=100%，进气道中心壁面速度分布图 7Hp=8500m，M=0.87，N1=100%，进气道中心壁面压力分布图 6Hp=3500m，M=0.35，N1=100%，进气道中心壁面压力分布图 5Hp=0m，M=0，N1=100%，进气道中心壁面压力分布低明显；地面状态速度分布与空中较低转速相当。表 1 不同工况进气道壁面压力、速度分布气压高度（m）/马赫数发动机转速（%）压力分布（kPa）速度分布（m/s）0/010060 1010 2509 000/0.98335 480 2408 500/0.828534 470 2404 000/0.628163 750 2103 500/0.658167 820 2102 000/0.598870 920 2303 500/0.3510034 680 3308 500/0.8710022 460 360综上所述，与空中飞行条件相比，地面发动机最大状态，壁面压力分布相似，但数值上较大，在中心锥及上下分隔面型面变化较大区域压力、速度梯度较大，流场变化较为剧烈，而在进气道后部区域流场趋于均匀；地面发动机最大状态工作时，壁面气流速度较空中相同偏小，但与空中发动机以较低转速（81%88%）工作时的壁面速度相当。该状态区间基本涵盖了飞机常用的巡航状态。因此从气流速度角度考虑，地面发动机最大状态可以反映空中较低转速范围的进气道流场，即该型飞机空中的大部分飞行工况。后续可考虑通过大状态的发动机地面试验来类比分析空中的飞行工况，有助于提前暴露问题，降低了直接开展飞行试验的安全风险。进气道涂覆吸波材料对发动机稳定性影响分析基于进气道涂覆前后的模型，分别计算了空中不同飞行-63-CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jan.2024中国科技信息 2024 年第 1 期航空航天图 18Hp=8500m，M=0.87，N1=100%进气道外圆周壁面速度分布图 17Hp=3500m，M=0.35，N1=100%进气道外圆周壁面速度分布图 16Hp=0m，M=0，N1=100%进气道外圆周壁面速度分布图 15Hp=8500m，M=0.87，N1=100%进气道外圆周壁面压力分布图 14Hp=3500m，M=0.35，N1=100%进气道外圆周壁面压力分布图 13Hp=0m，M=0，N1=100%进气道外圆周壁面压力分布工况、发动机最大状态进气道流场，对比了进气道出口流量和总压恢复系数，具体见表 2。从表中可以看出，涂覆吸波材料后，进气道流量有所减小，减小量级在 1.75%2.25%之间；涂覆后的总压恢复系数略微有所增大。表 2 不同飞行状态下进气道涂覆前后参数对比气压高度（m）/马赫数 涂覆前后质量流量偏差（kg/s）涂覆前后总压恢复偏差8 500/0.87-1.75%0.751%8 500/0.69-1.91%0.765%8 500/0.49-1.85%0.562%5 500/0.73-1.91%0.764%5 500/0.56-2.04%0.551%5 500/0.40-1.54%0.558%3 500/0.65-1.82%0.649%3 500/0.50-2.01%0.109%3 500/0.35-2.25%0.111%选取气压高度 8 500m、飞行马赫数 0.69、发动机最大状态计算分析了涂覆前后攻角对发动机进口流场影响。进气道出口/发动机进口流场计算结果见表 3。由计算结果可以看出，与涂覆前相比，进气道涂覆吸波材料后发动机进口流场周向总压畸变有所改变，变化幅度在-0.15%0.71%，总压恢复系数与之前分析相似，略微有所增大。图 19 为飞行攻角 15情况下，涂覆和未涂覆模型进气道出口流场总压分布，可以看出，进气道流场出口面总压分布基本相同。表 3 不同攻角情况下进气道出口流场参数攻角（）周向总压畸变（%）总压恢复系数涂覆前涂覆后涂覆前涂覆后52.03%2.74%0.9060.911103.85%3.85%0.9140.920154.40%4.25%0.9160.925综上分析，相比于涂覆前，进气道涂覆吸波材料后其流量特性和流场品质没有发生大的改变，不会对发动机工作稳定性造成影响，飞机可在规定的安全飞行包线内正常飞行。结语根据数值模拟结果，结论如下：地面和空中飞行各工况下，进气道中心锥附近存在明显的压力、速度梯度，流场变化较为剧烈，之后随着进气道型面逐渐平缓，流场趋于均匀，因此相比于其他位置，应重点关注中心锥附近型面变化较大区域吸波材料的涂覆质量；相比于空中发动机最大工况，地面发动机最大状态进气道壁面速度偏小，但与空中较低转速（81%88%）相当，从气流速度角度考虑，地面发动机最大状态可表征空中较低转速范围的进气道工作条件，可在飞行试验前通过地面开车评估空中部分工况下的发动机工作稳定性；进气道涂覆 1mm 厚吸波材料对进气道流量特性及流场品质影响较小，不会造成发动机工作稳定性问题，飞机仍可在飞行包线内正常飞行。涂覆前涂覆后图 19Hp=8500m，M=0.69，N1=100%，攻角=15进气道出口总压分布云图