• 学前教育
  • 小学学习
  • 初中学习
  • 高中学习
  • 语文学习
  • 数学学习
  • 英语学习
  • 作文范文
  • 文科资料
  • 理科资料
  • 文档大全
  • 当前位置: 雅意学习网 > 小学学习 > 正文

    另辟蹊径:另辟蹊径成功的事例

    时间:2019-04-23 03:32:48 来源:雅意学习网 本文已影响 雅意学习网手机站

      长期以来,超声速飞机的性能在很大程度上取决于推进系统的设计,不仅要依靠高性能的吸气式发动机,同时也需要更加完善的进气道调节技术。近年来,NASA德莱顿飞行研究中心实施了一个凹槽式中心体进气道试验(CCIE)项目,旨在验证一种新颖的进气道概念设计,希望能解决超声速进气道在不同飞行条件下面临质量流量不断变化的问题,为今后研制一种性能更好、结构更简单和重量更轻的超声速进气道积累技术,有可能用于新一代超声速和高超声速推进系统。
      力求化繁为简
      超声速进气道的主要功用是减速增压,即把超声速气流降低到亚声速,满足喷气式发动机的热力循环需要,确保推进系统高效、稳定地工作。按照不同的气流压缩方式,超声速进气道可分为皮托式、外压式、内压式和混压式,以满足各种设计马赫数超声速飞机的进气道都高效地实现减速、增压的目的。以现役战斗机为例,F-16战斗机采用了皮托式进气道,米格-21等大多数战斗机都采用了外压式进气道,而随着最大飞行速度的不断提高,SR-71侦察机则不得不采用了更加复杂的混压式进气道。
      顾名思义,混压式进气道是一种既有外压缩、又有内压缩的进气道,主要利用进口外的斜激波和进口内的激波系将超声速流减速至亚声速流。因此,它兼有内压式进气道和外压式进气道的一些特点,即外阻较小、总压恢复系数较高,同时又缓和了内压式进气道的起动问题和附面层的不利影响。
      轴流式混压式进气道通过中心体前、后移动来调整结尾正激波的位置,以便在整个飞行马赫数范围内改善工作效率。然而,由于存在内压缩段,混压式进气道还存在一定程度的起动问题,有时也会出现“不起动”现象,即原本位于内压段的结尾正激波被不断地向前推动,自始至终处在进气道外部,不仅会瞬间显著地增加飞行阻力,还可能导致压气机失速和燃烧室熄火,甚至有可能损坏飞机的进气道结构。
      因此,较高马赫数的飞机都需要采用额外的进气道结构和更大的控制面,以应对进气道偶然出现“不起动”的情况。从工作机理来看,混压式进气道的外压段首先对气流减速增压,使得内压段的进口马赫数相对较低,一般可以通过采用放大喉道或抽吸喉道附面层等措施来改善起动性能。
      以SR-71侦察机为例可以更好地理解混压式进气道的一些特点。它的进气道采用了尖锐修长的中心体式整流锥,由外压段和内压段组成,通过前、后移动整流锥来控制激波的位置,具有良好的超声速性能,用于降低高马赫数下的激波损失和改变进口几何面积。
      随着马赫数的增大,整流锥从最前位置向后移动,在接近马赫数3.0巡航速度时处于最后位置,以满足从亚声速到马赫数3.0巡航飞行时发动机的工作需要。同时,进气道壳体上专门设计有缝隙状的放气门和进气门,分别用于不同飞行速度下控制内部通道的空气流量和压力,调节发动机与进气道的工作匹配。
      由此可见,混压式进气道为了稳定波系,解决好内压缩的起动问题,必须专门设计一套控制系统,大大增加了进气道的复杂性,也相应增加了结构重量,因此只是在飞行马赫数较高的SR-71侦察机和XB-70原型机上使用过。此次,德莱顿飞行研究中心则另辟蹊径,尝试通过改变中心体的几何尺寸来调节喉道面积,希望寻找到一条更加简便的技术途径,解决混压式进气道存在的起动问题。这就是CCIE项目。
      寻求技术突破
      近年来,NASA与几家飞机承包商一直在积极从事先进超声速运输机的设计工作,主要通过各种飞行试验,寻求降低声爆的各种有效措施,已经取得了突破性进展。但是,研究人员也发现,超声速运输机还面临着推进系统的复杂性问题,目前的设计方案仍然无一例外地延续了传统的混压式进气道,因此同样存在着“不起动”的风险,而这对于民用运输机来说是完全不可接受的,必须寻找到切实有效的解决措施。
      为此,NASA开始关注超声速进气道技术的发展,希望从一些具有创新性的专利技术中寻求到突破,并将目光落在了一家高科技公司身上。长期以来,地处美国俄亥俄州的科域研究公司(TechLand Research)一直积极参与美国的航空航天研究项目,通过NASA小企业创新研究(SBIR)合同在推进系统领域取得了一些成果,并申请了几项专利。
      2000年,该公司提出了一种参数进气道(Parametric Inlet)概念,通过竞争获得了NASA的青睐,接着由格伦研究中心负责优化参数进气道的气动构型和机械设计,并在2004年11月完成了风洞试验。测试结果表明,与常规的超声速进气道相比,参数进气道具有较高的总压恢复、较低的外部阻力、减少了结构复杂性,显著降低了制造成本和重量,提高了效率,增加了安全性。
      接着,科域研究公司在2001年5月又提出了一项“采用可变几何中心体的轴流混压式进气道”专利,并在2004年3月获得专利权。这项专利提出的混压式进气道系统包括一个外罩和一个更易前、后移动的轴流式中心体。中心体上设计了一些沿着圆周地均匀分布的固定式转换段,即在中心体外缘设计了纵向凹槽,有效地增加了进气道流通面积。
      中心体的纵向凹槽还可以在上表面采用一种活动式转换段,即分为两个部分,彼此之间通过铰链连接,另一端也通过铰链与中心体连接。当中心体向前移动时,转换段借助于铰链在各自的凹槽内自由滑动,露出凹槽。随着转换段相对于中心体的前、后移动,凹槽的深度和长度将不断变化,从而调整了内压段的喉部面积。
      在此基础上,科域研究公司根据NASA发展基于火箭发动机组合循环(RBCC)发动机的需要,经过数年研究,再次提出了一项“转换凹槽式中心体(TCCB)进气道”专利,而CCIE项目只是这项专利中最简单的固定几何型式。
      主要设计特点
      CCIE项目是由NASA航空研究任务董事会投资,隶属于基础航空计划内的超声速研究项目。这个项目的研究目的在于解决超声速进气道在不同飞行条件下使用时出现质量流量不断变化的需求问题。这是至关重要的,因为未来的超声速和高超声速飞行器(包括吸气式组合循环空间发射器)不仅能够在低超声速和跨声速的飞行速度下飞行,还可以在较高马赫数下正常工作。因此,进气道需要在“非设计”的跨声速和低超声速条件下有效地保持喉部面积与质量流量相匹配。   CCIE试验件由轴对称中心体、外罩管和节流喷管组成,从外部构型看就像是一个缩小尺寸的轴流式超声速进气道,以一定仰角固定在F-15B试验机腹部的推进系统飞行试验夹具上。在试验件内部,纺锤形的中心体与外罩管构成了混压式进气道,其后部采用3个支撑与外罩管固定。
      中心体的前段具有不同锥角,可以在外压段产生两道斜激波,而内管道在紧接进口之后形成一个最小截面,即“喉道”。在喉道之前,管道呈收缩形;在喉道之后,管道呈扩散形。从工作机理上讲,喉道面积在内管道设计中非常重要:在亚声速、跨声速工作状态下,喉道面积必须在满足发动机流量要求的条件下,不出现堵塞现象,并使管道总压损失尽可能小;在超声速工作状态下,喉道面积必须满足起动要求。为了提高结尾正激波在喉道处的稳定性,喉道设计为具有一定程度的等喉道区。
      在计算机流体力学仿真结果的基础上,CCIE项目的主要目标是通过飞行试验分别获得新型进气道和标准进气道的各种特性数据,然后进行比较和分析,为评估新型进气道技术提供依据。为此,研究人员制造了两个可以互换的中心体,其中一个中心体的外轮廓为常规流线型,另一个中心体的后段表面则加工出几个纵向凹槽或者称之为狭槽。
      就试验件来看,光滑式中心体有一个较小的喉道面积,需要更高的内压缩才能满足发动机质量流量的要求,但相应存在着较高的“不起动”风险。而凹槽式中心体的优点是,可以增加进入发动机的空气流量,具有较低的内压缩,明显缓解起动问题,从而在较宽的马赫数范围内改善进气道的性能。
      目前研究认为,采用组合循环发动机的飞行器如果应用这种创新的进气道技术,预计可以提高推进系统的效率,显著改善在低超声速阶段的性能。然而,初步分析也表明,中心体上分布的纵向凹槽会对内部气流产生两个次要影响:总压畸变和旋流。一般情况下,总压畸变被认为是有害的,因为它与增大总压损失密切相关,然而对于组合循环发动机内的冲压式燃烧室来说,旋流则可以充分增加空气与燃料的混合程度,提高了燃烧室工作效率。
      初步飞行评估
      CCIE项目负责人介绍说,凹槽式中心体进气道概念的验证试验装置在构型上相对简单,必须通过飞行试验,以获得必要的数据进行比较和分析,才能确定这种创新设计是否值得继续推进。
      2011年8月,德莱顿飞行研究中心,一架F-15B试验机开始承担初步飞行试验,主要任务是在飞行高度12 200米、飞行速度马赫数1.3和1.5的条件下搜集不同中心体的进气道特性。测试项目要求F-15B试验机的飞行速度达到马赫数1.74。
      在首轮试飞中,凹槽式中心体进气道先后安装了3种不同尺寸的喷口,用于改变质量流量率。随后,光滑中心体也采用同样的3个喷口进行测试,获得了质量流量、内部表面压力分布和气流畸变等关键数据,作为研究凹槽式中心体进气道的基准性能数据。
      今年1月5日,随着德莱顿飞行研究中心的F-15B试验机完成了最后的测试飞行。目前,德莱顿飞行研究中心推进系统分部的工程师们正在根据试飞获得的数据,进行相关飞行试验数据的分析工作,获得的数据还将与计算流体力学的预测结果进行比较。
      如果飞行试验获得的数据证明了凹槽式中心体进气道设计的有效性,这种创新技术无疑将有助于解决当前超声速进气道设计中面临的关键问题,特别是为研制马赫数2.5以上的超声速飞机提供了一种结构简单、工作高效的选择方案。未来,这项技术可能应用于航空航天工程的设计中,在设计新一代超声速飞机时就不必采用类似“协和”客机的二元进气道及其高度复杂的控制系统,而是采用相对简单的凹槽式中心体进气道,从而有效简化推进系统的复杂性,相应减轻结构和系统的重量。
      在军事方面,这项技术的潜在用途还包括超声速巡航导弹的推进系统。例如,洛克希德·马丁公司在几年前曾经公开展示过一项“时敏目标远程打击创新方法”(RATTLAS)验证计划的阶段成果,目标是研制一种设计马赫数为3.0的新型超声速导弹系统,其中一个关键特征是承袭了SR-71飞机进气道的技术。如果未来能够应用凹槽式中心体进气道技术,这种导弹的推进系统就可以进一步简化结构,提升性能,突破马赫数4.0。
      目前,CCIE项目还局限于采用了一种固定几何形状中心体的试验件。根据研究计划,下一阶段将采用一种具有活动转换段凹槽式中心体,可以根据不同工作条件打开和关闭,及时调整喉道面积,以改变进入发动机的空气流量。从调节技术方面来看,这个阶段的研制工作还需要解决部件密封、结构重量和可靠性等诸多问题,绝非一蹴而就。无论结果如何,NASA已经在超声速飞行领域迈出了新的一步。
      
      责任编辑:王鑫邦

    相关热词搜索: 另辟蹊径

    • 文档大全
    • 故事大全
    • 优美句子
    • 范文
    • 美文
    • 散文
    • 小说文章