NASA初步完成凹槽式中心體進(jìn)氣道試驗(yàn)

1月5日，NASA德萊頓飛行研究中心利用一架F—15B試驗(yàn)機(jī)完成了凹槽式中心體進(jìn)氣道試驗(yàn)（CCIE）項(xiàng)目的初步飛行測(cè)試，為分析和評(píng)估一種新穎的進(jìn)氣道概念提供了必要的數(shù)據(jù)。

CCIE項(xiàng)目的研究目的在于解決超聲速進(jìn)氣道在不同飛行條件下使用時(shí)出現(xiàn)質(zhì)量流量不斷變化的需求問題，為今后研制一種性能更好、結(jié)構(gòu)更簡(jiǎn)單和重量更輕的超聲速進(jìn)氣道積累技術(shù)。

近年來，NASA一直在積極從事先進(jìn)超聲速運(yùn)輸機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)研究工作，目前已經(jīng)在降低聲爆方面取得了突破性進(jìn)展。但是，研究人員也發(fā)現(xiàn)，超聲速運(yùn)輸機(jī)還面臨著推進(jìn)系統(tǒng)的復(fù)雜性問題，目前的設(shè)計(jì)方案仍然無(wú)一例外地延續(xù)了傳統(tǒng)的混壓式進(jìn)氣道，依然存在著“不起動(dòng)”的風(fēng)險(xiǎn)，而這對(duì)于民用運(yùn)輸機(jī)來說是完全不可接受的，必須尋找到切實(shí)有效的解決措施。

長(zhǎng)期以來，像SFI—71偵察機(jī)等屈指可數(shù)的高馬赫數(shù)飛行器都采用了混壓式進(jìn)氣道，為了穩(wěn)定波系，解決好內(nèi)壓縮的起動(dòng)問題，必須專門設(shè)計(jì)一套控制系統(tǒng)，大大增加了進(jìn)氣道的復(fù)雜性，也相應(yīng)增加了結(jié)構(gòu)重量。

針對(duì)混壓式進(jìn)氣道存在的先天不足，德萊頓飛行研究中心另辟蹊徑，嘗試通過改變中心體的幾何尺寸來調(diào)節(jié)喉道面積，希望尋找到一條更加簡(jiǎn)便的技術(shù)途徑，由此催生了CCIE項(xiàng)目。

在計(jì)算機(jī)流體力學(xué)仿真結(jié)果的基礎(chǔ)上，CCIE項(xiàng)目的主要目標(biāo)是通過飛行試驗(yàn)分別獲得新型進(jìn)氣道和標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)氣道的各種特性數(shù)據(jù)，然后進(jìn)行比較和分析，為評(píng)估新型進(jìn)氣道技術(shù)提供依據(jù)。為此，研究人員制造了兩個(gè)可以互換的中心體，其中一個(gè)中心體的外輪廓為常規(guī)流線型，另一個(gè)中心體的后段表面則加工出幾個(gè)縱向凹槽，或者稱之為狹槽。

CCIE試驗(yàn)件由軸對(duì)稱中心體、外罩管和節(jié)流噴管組成，從外部構(gòu)型看就像是一個(gè)縮小尺寸的軸流式超聲速進(jìn)氣道，以一定仰角固定在F—15B試驗(yàn)機(jī)腹部的推進(jìn)系統(tǒng)飛行試驗(yàn)夾具上。在試驗(yàn)件內(nèi)部，紡錘形的中心體與外罩管構(gòu)成了混壓式進(jìn)氣道，其后部采用3個(gè)支撐與外罩管固定。

就試驗(yàn)件來看，光滑式中心體有一個(gè)較小的喉道面積，需要更高的內(nèi)壓縮才能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量流量的要求，但相應(yīng)存在著較高的“不起動(dòng)”風(fēng)險(xiǎn)。而凹槽式中心體的優(yōu)點(diǎn)是，可以增加進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量，具有較低的內(nèi)壓縮，明顯緩解起動(dòng)問題，從而在較寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)改善進(jìn)氣道的性能。

目前研究認(rèn)為，采用組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器如果應(yīng)用這種創(chuàng)新的進(jìn)氣道技術(shù)，預(yù)計(jì)可以提高推進(jìn)系統(tǒng)的效率，顯著改善在低超聲速階段的性能。

然而，初步分析也表明，中心體上分布的縱向凹槽會(huì)對(duì)內(nèi)部氣流產(chǎn)生兩個(gè)次要影響：總壓畸變和旋流。一般情況下，總壓畸變被認(rèn)為是有害的，因?yàn)樗c增大總壓損失密切相關(guān)，但是對(duì)于組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)的沖壓式燃燒室來說，旋流則可以充分增加空氣與燃料的混合程度，提高了燃燒室工作效率。

2011年8月，德萊頓飛行研究中心開始了初步飛行試驗(yàn)。在首輪試飛中，凹槽式中心體進(jìn)氣道先后安裝了3種不同尺寸的噴口，用于改變質(zhì)量流量率。隨后，光滑中心體也采用同樣的3個(gè)噴口進(jìn)行測(cè)試，獲得了質(zhì)量流量、內(nèi)部表面壓力分布和氣流畸變等關(guān)鍵數(shù)據(jù)，作為研究凹槽式中心體進(jìn)氣道的基準(zhǔn)性能數(shù)據(jù)。目前，德萊頓飛行研究中心推進(jìn)系統(tǒng)分部的工程師們正在根據(jù)試飛獲得的數(shù)據(jù)，進(jìn)行相關(guān)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析工作。

如果飛行試驗(yàn)獲得的數(shù)據(jù)證明了凹槽式中心體進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的有效性，這種創(chuàng)新技術(shù)無(wú)疑將有助于解決當(dāng)前超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中面臨的關(guān)鍵問題，特別是為研制馬赫數(shù)2.5以上的超聲速飛行器提供了一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、工作高效的選擇方案。

未來，這項(xiàng)技術(shù)可能應(yīng)用于航空航天工程的設(shè)計(jì)中，在設(shè)計(jì)新一代超聲速飛機(jī)時(shí)就不必采用類似“協(xié)和”客機(jī)的二元進(jìn)氣道及其高度復(fù)雜的控制系統(tǒng)，而是采用相對(duì)簡(jiǎn)單的凹槽式中心體進(jìn)氣道，從而有效簡(jiǎn)化推進(jìn)系統(tǒng)的復(fù)雜性，相應(yīng)減輕結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)的重量。

此外，這項(xiàng)技術(shù)在軍事方面的潛在用途還包括新一代超聲速巡航導(dǎo)彈的推進(jìn)系統(tǒng)。

根據(jù)研究計(jì)劃，下一階段將采用一種具有活動(dòng)轉(zhuǎn)換段的凹槽式中心體，可以根據(jù)不同工作條件打開和關(guān)閉，及時(shí)調(diào)整喉道面積，以改變進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量。從調(diào)節(jié)技術(shù)方面來看，這個(gè)階段的研制工作還需要解決部件密封、結(jié)構(gòu)重量和可靠性等諸多問題，絕非一蹴而就。無(wú)論結(jié)果如何，NASA已經(jīng)在超音速飛行領(lǐng)域邁出了新的一步。