浴火猛龙　ＤＳＩ进气道介绍与使用机型分析

进气道是指飞机发动机所需空气的进口和通道。进气道设计是战斗机设计的关键之一,在整个飞行包线内,由于战斗机需要在很宽的速度和高度范围内以及高机动条件下飞行,进入发动机的空气流量变化很大,因此进气道设计需要在所有情况下为发动机提供足够的和高质量的空气以保证压气机和燃烧室正常工作。进气道的设计对飞机性能也有一定的影响,进气道总压恢复系数如果提高1%,可使发动机推力提高1.3%～1.5%;进气道和发动机的匹配优劣直接关系到飞行的安全,进气道的设计还关系到进气道的流场是否会紊乱;进气道还是飞机前向三大雷达强散射源之一,占飞机整机前向RCS的30%～50%。总之,进气道设计是飞机总体布局的重要部分,因此各国飞机设计师们都非常重视。

DSI进气道简介

从能否调整的角度来说,进气道可分为可调式进气道和不可调式进气道。可调式进气道指进气道内部安装有一套可调式斜板系统,以保证发动机在不同速度下都可以得到合适的气流。这种进气道缺点是结构复杂、重量较重,优点是可以适应飞机不同速度下的不同状态,多用于需要保证高速性能的重型战斗机;不可调式进气道指进气道内部没有安装可调式斜板系统,这种进气道的缺点是只能设计成在某种速度和状态下效率最高,一般在综合性能上难以兼顾高速性能;优点是结构简单、重量轻,多用于在高亚音速下作战的轻型战斗机。新型凸包进气道(BumpInlet,又称无附面层隔道超音速进气道,Diverter-lessSupersonicInlet,缩写为DSI进气道)就是近年来兴起的一种不可调式进气道,它是进气道工程设计领域一项跨世纪创新成果,完全超越了传统二元进气道设计理念,能满足新一代战斗机在性能、隐身、重量、维护性和购买成本等方面的苛刻要求。

自上世纪90年代初开始,本着成果共享原则,美国空军开展了以莱特实验室牵头,兰利中心、洛克希德·马丁、波音、麦道及洛斯诺普·格鲁门等公司参加的ACIS(AdvancedCompactInletSystem,高级紧凑进气道系统)研究项目,目的是研发重量轻、成本低和生存力高(如隐身性能好)的面向21世纪的进气道系统。在综合比较研究包括皮托管式进气道、DSI进气道和Caret进气道各项指标后,肯定了DSI进气道的综合优势:其总压恢复系数略低于带抽吸缝的Caret进气道,但是在结构、重量和成本方面其具有明显优势,与皮托管式进气道相当。洛克希德·马丁公司的研究表明,通过DSI进气道所采用的取消与附面层相关的复杂机构的措施,飞机大概可以减重136千克,节省约50万美元的生产费用,每飞行小时维修时间减少0.03人时。由此可见,DSI进气道可以使得飞机在性能、机动性、隐身、结构、费用和质量等方面获得极大的收益。

与60年代的有隔道凸包进气道不同,DSI进气道是一种真正实现全三维设计的无附面层隔道(Nodiverter)、无附面层抽吸(Nobleed)系统或旁路(Nobypass)系统、无可动部件(简称“三无”或“3N”)的固定不可调两波系超声速进气道。其外形最显著特点是取消了现在大多数超音速战斗机进气道设计所必不可少的附面层隔道、泄放系统和旁路系统,且其压缩面与前机身融为一体,故洛克希德·马丁公司将其命名为无隔道超声速进气道(Diverter-lessSupersonicInlet,缩写为DSI)。此外在结构上,该进气道的压缩面不是平面,而是由锥型流压缩流线构成的舌状弧形凸出的三维鼓包曲面,简称凸包(Bump),凸包(Bump)进气道之名即源于此。整个进气道由凸包和前掠式进气口组成,前掠式进气口主要负责隔离附面层,而凸包则主要完成对空气的预压缩。

基于乘波理论的DSI进气道凸包设计原理可简述为:将一虚拟锥体转化为一个等效的压缩曲面置于机身附近并使之与机身相交。假设在没有机身情况下,超声速来流经过虚拟锥体将产生一道锥面波并在波后形成锥形场,锥形激波附着在压缩曲面的边缘,由于锥形场本身的特点,DSI进气道的压缩曲面上存在法向和横向压强梯度,二者的联合作用相当于存在无源附面层吹出装置,可将大部分机身附面层吹出进气道口外。在该锥形流场中,过锥面波与机身交线将得到一流面(称为压缩流面),如果取消虚拟锥体且将该压缩流面转化为物面并令其在相同来流下产生激波,则该部分激波及其波后流场与虚拟锥体产生的相应部分流场是等价的,该物面化的压缩流面即为DSI进气道凸包,实际的DSI进气道还包括凸包剪切修整、唇罩设计、机身融合及扩压段设计等工作。凸包设计中对进气道性能有重要影响的参数包括虚拟锥体半顶角(或锥面激波波角)和锥顶点与机身表面距离(ΔZ),前者影响激波强度,后者影响凸包形状。在DSI进气道上不采取附面层隔道、吹除/抽吸措施也能获得较好的性能。

采用DSI进气道的飞机实例

目前世界上采用DSI进气道的飞机仅有寥寥数种,包括F-16DSI验证机、F-35和FC-1枭龙等。

F-16DSI验证机是洛克希德·马丁公司为了研究DSI进气道而在F-16Block30基础上改装的一架验证机。F-16DSI验证机在1996年12月11日首飞,9天内共进行了12个架次的飞行,试飞覆盖了整个F-16的飞行包线,最大达到了马赫2.0的速度,在所有迎角和侧滑角条件下的飞行品质都非常接近正常生产的F-16。洛克希德·马丁公司的试飞员实现了两次飞行中发动机重新启动以及164次加力点火,其中52次加力点火是在高难度动作下进行的,过程中没有出现故障,整个试飞中没有出现发动机失速和异常的现象。新的DSI进气道的亚音速性能特别是剩余功率方面略优于生产型F-16的皮托管式固定进气道,试飞员认为军用推力特性和安装GE公司F110-GE-129发动机的生产型F-16类似。这个结果可以说是令人满意的。

洛克希德·马丁公司从F-35的前身X-35验证机上就开始使用了DSI进气道。X-35/F-35上采用的是两侧进气的DSI进气道。并且由于采用的是固定式进气道,因此洛马公司在设计上使用了进气道/机身一体化结构,用一个复合材料整体结构代替了以往设计所需要的上百个零件和上千个紧固件,利用胶结技术使进气道与机身内部安装边连接成为一个固定的整体结构,这大幅度减少了潜在的雷达波反射体。进气道/机身一体化结构再加上DSI进气道的鼓包对进气道入口的遮挡作用,以及采用DSI进气道本身带来的取消可调式部件的特点,不仅降低了雷达的可探测性,而且降低了制造成本和重量。值得一提的是,在X-35验证机上,DSI进气道进气唇口采用的是外侧唇缘前突的三角形,整个唇口为四边形。而在F-35A上,则将DSI进气道进气唇口优化为三边形,这缩短了外缘唇口长度,减轻了68公斤重量,同时增大了进气流量,有效改善了大迎角时的进气效率。

FC-1枭龙是中国航空工业根据国际市场需求,按照市场规律运作,由中巴共同投资研制的先进多用途轻型战斗机。枭龙01架于2003年8月25日首飞成功,采用的是传统的两侧肋下一级斜板进气道,两侧管道在机身汇合并经一等直段与发动机相连。

到了2006年4月28日,枭龙04架再次进行了首飞。首飞成功的枭龙04架与01架有诸多不同,最明显的便是换了DSI进气道。此前美国为了打击枭龙的出口而同意向巴基斯坦出售F-16战斗机,在F-16的直接竞争压力下,成都飞机设计所必须为枭龙增强竞争力。如果对枭龙进行大量改进,以成都飞机设计所在研制歼-10战斗机及后续机型预研中所积累的经验技术,肯定可以让枭龙的性能获得极大的提升。但是作为一款轻型战斗机,枭龙机身所预留的改动余量并不大,要对机身做大改动则飞机改动的工作量相当大,时间也会相应延长。再者,枭龙本身是作为和F-16“高低搭配”的低档机来定位的,所依靠的竞争优势是适当的低廉价格和具备一定综合性能所带来的较高的性价比;如果对机身做较大地改进,那虽然大幅提高了性能,却会使枭龙的低档机产生定位错位,而且对飞机做大的改进所带来的价格攀升、时间延误反而使枭龙在市场上处于非常尴尬的地位。因此,成都飞机设计所非常明智的从04架开始采用了DSI进气道为主的这种只需要对飞机做少量修改即可提高综合性能的方式,以便增强飞机的竞争力。

枭龙04架在采用DSI进气道后获得了很大的收益,仅仅是取消放气门,就使枭龙减重38公斤;此外DSI进气道的采用还减小了飞机迎风面积,降低了阻力;减小了飞机的RCS,提高了隐身性能;提升了发动机进气量,放宽了发动机喘振余度;有效增大了发动机推力,使发动机推力增加了3%,相当于100多千克推力。枭龙04架在整体技术性能上和01/03架有了较大幅度的提高,飞机最大速度从1.6马赫提高到1.8马赫,最大载荷从3600kg提高到3900kg,最大航程从1800公里提升到了2000公里以上。

枭龙飞机DSI进气道方案设计工作进行了近两年,经过4轮进气道模型高速风洞试验及1轮低速风洞试验研究,不断改进和完善,最终达到了预期目的。与01/03架常规进气道方案相比,DSI进气道具有更高的总压恢复性能,进气道/发动机匹配性能良好,工作稳定。

枭龙04架飞机的DSI进气道设计点为:最大马赫数Ma=1.7,预压缩鼓包当量压缩半锥角为20°;在Ma=0.8～1.2的范围内,按发动机最大状态时的流量确定喉道面积,喉道马赫数控制在0.6～0.7;04架飞机内管道与01/03架也有不同之处,对站位6146毫米之前的压缩体、唇罩及内管道型面进行了重新设计;站位6146毫米之后与原有的保持一致,以便结构改动较小。为了减小前机身的阻力和附面层厚度,枭龙04架对前机身进行了修形设计并取消了机身附面层隔道,将肋下斜平面改为曲面,鼓包型面与机身型面融合,使前机身外形更加流畅。

与常规进气道的直唇口设计不一样,枭龙04架的DSI进气道的唇口设计采用前掠形式,唇缘与机身相邻部分成峰谷外形,能让大部分附面层从谷后排除。为了更好地排除压缩鼓包上的附面层,减少超声速情况下的激波/附面层干扰,枭龙04架压缩鼓包型面采用了横向压力梯度设计与吸除孔方式相结合的方法,吸除孔均匀地分布在唇口前掠范围内,交错排列。由于枭龙04架DSI进气道采用了锥型流乘波设计、唇口前掠及鼓包打孔吸除三项措施,进气道的喘振裕度大大增加,因此取消了放气门系统。

枭龙04架DSI进气道的第一道激波压缩形式为渐进式压缩,激波损失小,总压恢复高,具有明显的锥型流特征;末激波倾斜角与唇口后掠角一致,且紧贴唇口,波后为亚声速,为强解斜激波。

在对枭龙飞机DSI进气道进行的高、低速风洞试验中,试验马赫数范围为Ma=0～1.8马赫。DSI进气道总压恢复系数和综合畸变指数与01/03架斜板进气道相比,DSI进气道总压恢复系数在超声速段优于斜板进气道,其综合畸变指数与斜板进气道处在同一水平,远低于发动机对畸变的限制要求。

歼-10战斗机的DSI猜想

歼-10战斗机自2006年底正式公布以来,就一直牢牢的吸引着军迷的眼球,经常成为论坛上讨论的焦点,赞扬者有之,贬斥者有之。同时针对歼-10的未来,人们想出了种种改进思路,其中就包括为歼-10换用DSI进气道。思考歼-10换用DSI进气道的问题,我们需要将歼-10放到整个中国空军的作战体系中来考虑,首先我们来参考下三个典型国家的三代机配置思路。

美国三代机配置采用了高低搭配的思路,使用F-15重型空优战斗机和F-16轻型多用途战斗机搭配,作战时使用高性能的F-15夺取制空权,在这个前提条件下,采用降低性能要求以减少造价的廉价轻型战斗机F-16扫荡对方的剩余空中力量并进行对地攻击。因此F-15采用了可调外压式四波系超音速进气道,以保障重型空优战斗机所需要的大范围内速度性能;而F-16作为廉价的轻型战斗机,不要求对抗敌方重型战斗机,也不要求高速性。F-16原型注重的是高亚音速下的近距格斗性能,尽量减轻重量以便提高飞机的灵活性并降低成本,为此F-16早期型号甚至不具备使用中距空空导弹能力。这一设计思想体现在进气道上,就是采用皮托管式固定进气道以减轻重量。

苏联三代机配置同样采用了苏-27重型战斗机和米格-29轻型战斗机搭配,但是战斗机搭配思路和美国有着本质的不同。苏-27重型战斗机主要装备防空军,完成国土防空、拦截敌方入侵飞机任务。米格-29轻型战斗机则是前线战斗机,装备空军,需要独立完成在前线对抗敌方空军战斗机的任务,因此米格-29需要具备对抗出现在前线的敌方重型战斗机能力,一开始就能使用中距空空导弹。作战思想体现在进气道上,就是采用了可调式进气道。

法国三代机的配置思路则与美苏不同。法国作为一个独立于北约之外的中等发达国家,需要独立建设自己的武装力量,国力的限制让法国无法承担同时装备重型战斗机和轻型战斗机的负担,因此其三代机采用了幻影2000这种多功能轻型战斗机的单一配置。虽然同为轻型战斗机,但法国幻影2000的要求与美苏截然不同。由于美苏均装备了重型战斗机,所以轻型战斗机所担负的任务有所减轻,而法国则需要幻影2000作为多面手完成重型战斗机的各种作战任务,因此幻影2000除了近距格斗外还必须兼顾空中截击、对地攻击等多种任务,体现在进气道上,幻影2000采用的是可调式进气道。

参考了三个国家的三代机配置思路,再来回顾中国。中国在80年代启动8810工程,研制一款三代机作为未来中国装备的唯一一种第三代战斗机,这就是歼-10的由来。和法国类似的研制背景,注定了歼-10的设计出发点仍然是一种能够完成国土防空和争夺制空权任务的类似幻影2000设计思路的战斗机。由于国力的限制,首先决定了歼-10会是一架轻型战斗机。其次,由于计划中三代机只装备这一种,因此歼-10必须能够完成重型战斗机的战术性能要求,即需要兼顾重型战斗机大速度范围的飞行能力。第三,由于面临苏联沉重的压力,所以作战性能以空优为主,对地性能则比较次要。作为一款轻型战斗机,歼-10采用了带调节斜板的可调式进气道,保证了高空高速飞行能力。

歼-10战斗机采用了与台风战斗机类似的带中心激波锥的二维可调式进气道,进气口与机身下侧之间有一块突前的边界层分类分离板,前缘正好和前进方向垂直,这种进气道可为发动机提供不同飞行状态所需的气流,更适合空战的需要;此外,可调式进气道所增加的高效整流压缩能力还极大地提高了飞机超音速飞行时发动机的推力,从而获得更好的爬升和高速性能。为了满足空中优势和防空作战的要求,歼-10战斗机在结构重量、系统复杂度和生产成本上付出了一定的代价,但是作为能够满足更大飞行高度和速度要求的战斗机,在整体对空作战能力上比鹰狮和F-16战斗机都更为全面和完善。但是这种进气道设计使得歼-10在机体和进气道之间形成了一个空隙,这个空隙影响了进气道结构强度,并形成了一个振动源;为此歼-10在进气道上方设置了6根连接杆连接进气道和机身,但是进气道强度问题始终存在,加强进气道结构强度也成为了歼-10服役之后的改装内容之一。

时光荏苒,进入21世纪之后,中国空军面临的作战环境又有所不同。苏-27系列重型战斗机的大量引进及某重型战斗机的生产,使得歼-10战斗机所需担负的空优任务有所减轻,同时中国空军提出了“攻守兼备”的战略原则。在这种情况下,歼-10对高速性能要求降低,对地攻击的需求增加,沉重的可调式进气道反而成为了鸡肋。此时,中国空军主力战斗机采用了苏-27和歼-10搭配的方式,类似于苏联空军的苏-27和米格-29搭配的方式,但是苏联最开始选择这一搭配并制定相应的技战术需求,是基于苏联空军和防空军相互独立并执行不同任务的作战体系,所以米格-29需要兼顾重型战斗机的性能。但是中国空军是由空军和防空军合并而来的,歼-10并不会在前线独立对抗敌方的重型战斗机,这种情况下,如果歼-10不是作为重型战斗机的一种相对廉价的替代物一同执行空优任务,而是类似F-16那种低端飞机的话,兼顾高速性能又有些浪费。

同时,随着美军F-22战斗机的成军和F-35的试飞,第四代战斗机的阴影开始压过中国空军的心;在中国目前二代机还在服役,三代机正陆续入役,四代机尚且无踪影的情况下,对抗F-22只能依靠三代战斗机。如果说面对四代机超机动性、超音速巡航的特征依靠三代机还勉强可以对抗的话,面对四代机的隐形性能,三代机和四代机的对抗犹如瞎子和正常视力的人对抗,后果不堪设想。在目前状况下,要想在空战中对抗四代机,只有尽量减少三代机的RCS,减小被四代机雷达发现的距离,尽量造成类似瞎子和近视眼对抗的局面才能增加胜算。

从中国空军面临的作战环境角度来说,歼-10的发展趋势应该是降低对高速性能的要求,增强综合性能,以便适应新时代战场变化;而采用DSI进气道则是一种顺应歼-10发展趋势的性价比很高的技术手段。假设歼-10换用了DSI进气道,根据成都飞机设计所设计枭龙战斗机的情况,我们可以这样猜想歼-10的DSI进气道:DSI进气道设计为腹部进气,机身与进气道采用一体化设计,无附面层隔道,无附面层泄放系统,无调节机构,使飞机阻力小、重量轻、可靠性高。

根据未来中国空军对歼-10的定位,我们设想歼-10的DSI进气道设计最大马赫数为2.0,其中第一道锥面波波角应该小于50°,捕获面积与喉道面积比应该小于1.5。除下唇口外,进气道侧唇口由主侧唇口和次侧唇口经圆弧光顺连接而成,应该类似于洛克希德·马丁公司所称的四唇缘DSI进气道设计思想,这种设计为DSI进气道气动性能与飞机总体布局之间的矛盾提供了一种协调机制。次侧唇口越接近水平方向,对进气道气动性能越有利,一方面可保证进气道有较大的直径,减小局部损失,另一方面这种设计也有利于凸包上的低能附面层从次侧唇口扫掠出去。但是,若其与水平线夹角太小,则会使机身与外唇罩的夹角减小,于机身进气道一体化设计(特别是隐身性能)不利。

进气道正视图上次侧唇缘与水平方向夹角应该会小于50°,主、次侧唇缘相对机身均前掠,这样可以保证附面层有效扫掠,两侧唇缘设计可以借鉴F-16DSI验证机的设计思路。唇口采用变厚度设计,下唇口、主侧唇口和次侧唇口厚度各自不同。DSI进气道喉道位置的截面应该会非常复杂,在设计该截面至进气道出口之间的亚声速扩压段时,需要综合考虑截面形状过渡(从不规则到规则形状)、截面面积渐变、纵向光顺过渡等3个问题。

DSI进气道的攻角性能和侧滑性能随角度改变的变化不大,稳定性好,这主要是锥型流的特点所致;当马赫数达到M=1.8时,进气道的总压恢复系数估计应该可以高达0.9左右;当马赫数达到M=2.0时,进气道的总压恢复系数估计应该可以超过0.85。这也是常规固定式进气道很难实现的,体现出DSI进气道具有优异的气动性能。

除采用DSI进气道之外,为了应对未来的战场环境,还可以为未来的歼-10战斗机加装相控阵雷达、光电探测设备,并加大机体材料中复合材料的比例。这样在高速性能有所下降的同时可以有效增加最大载荷,再加上对飞机挂载方案的优化,新歼-10战斗机的对地攻击能力将得到极大的加强。飞机隐身性能也得到了加强,对抗隐形飞机的能力同样得到了加强,更能够适应未来战场环境。

可以设想,如果采用DSI进气道的新歼-10服役,未来中国空军将使用苏-27系列战斗机(可能还有采用可调式进气道的老歼-10)来完成空优任务,夺取战场制空权;而使用DSI进气道的新歼-10的定位则类似美国空军的F-16,成为攻守兼备的中国空军手中又一款利剑。

推荐访问:气道 猛龙 机型 分析 介绍