中国飞机进气道与引擎相容性研究达世界先进水平

试飞是评定进气道与发动机相容性最权威的环节

随着飞机进气道与发动机相容性问题的日益严重，飞机和发动机设计单位都对此问题日益关注，并进行了大量的研究工作。通常情况下，在飞机和发动机设计环节，飞机设计单位对设计的进气道进行数值仿真计算和缩比模型下的风洞吹风试验，以分析和评定进气道性能和特性，并将此结果提供给发动机设计单位。发动机设计单位再根据结果，在地面台架条件下用畸变插板模拟进气道畸变特性，通过试验来验证所配装发动机在进气畸变条件下的工作稳定性。试验研究虽然获得进气道与发动机相容性的初步结果，但其研究试验结果无法成为最终、最准确的结论。原因在于数值模拟、风洞试验和地面台架条件下的进发匹配试验都始终无法全面模拟出真实飞行条件下的进气道畸变特性，更没有进行全尺寸的飞机进气道和配装发动机在真实气象环境、飞行工况、发动机状态、使用条件下进行匹配性试验和相关分析鉴定。

飞行试验是在真实飞行条件下进行的科学研究和产品检验，是航空产品研制和鉴定的必须环节，尤其对于飞机进气道与发动机相容性科目来说，飞行试验是唯一、真实、全面的验证和评定途径，也是考核飞机进气道与发动机相容性最准确、最权威的环节，之所谓飞机进气道这双“鞋”适不适合发动机这双“脚”必须得“穿上走几步”。

我国飞机进气道与发动机相容性试飞技术与世界接轨

我国的飞机进气道与发动机相容性技术研究始于上世纪70年代，其中，中航工业试飞中心以飞机、发动机型号试飞为依托，进行了大量的相关研究和试飞鉴定工作，为型号定型设计提供了宝贵的科研数据。

早在上世纪80年代初，试飞中心结合某歼击机型号试飞，首次进行了飞机进气道出口稳态压力畸变测量、强度计算以及在进气畸变条件下发动机稳定性等试飞研究，取得了重要的研究成果。之后在1989年，在国内首次采用人工风源，进行了某型飞机配装某型涡喷发动机的地面侧风试验，该试验分别在不同风速、风向、发动机状态条件下考核该型飞机进气道性能、进气道出口流场品质及其对发动机工作稳定性影响，为后续相关研究提供了技术支持。

“九五”期间，随着加力式涡轮风扇发动机的普遍使用、飞机性能的提高，飞机进气道动态压力畸变、温度畸变对发动机工作稳定的影响日益严重。试飞中心进行了进气道动态压力畸变的模拟、测量等研究工作，同时研制了进气道压力畸变插板模拟器、动态压力测量耙，并首次在地面试车台上进行了动态压力畸变条件下发动机逼喘、退喘技术及试验验证，为后续该项技术的试飞验证进行了技术储备。

“十五”期间，试飞中心进一步开展进气道压力畸变和温度畸变对发动机稳定性影响评定方法的研究。利用在某型发动机飞行试验台试飞等手段，解决了发动机进口流场畸变的可控性、涡轮风扇发动机的逼喘等关键试飞技术，并为进气畸变的数据处理提供了比较完整的算法、数据处理软件和科学的试飞方法。

“十一五”期间，针对大攻角、大侧滑角飞行及紧凑的“S”弯进气道等造成的进气旋流畸变问题，试飞中心通过数值计算、风洞试验逐步建立并验证了旋流模拟方法、测试方法、评定指标的有效性和可行性，建立了适用于飞行试验的旋流评定体系；国内首次在地面试车台上利用某型涡喷发动机进行了全尺寸量级的旋流模拟、测试及评定验证试验，取得了圆满成功。研究建立的旋流模拟方法、测试方法及适用于飞行试验的评价体系可直接应用于新型号飞行试验。

试飞中心以型号试飞为依托，借助飞行试验这一特有手段，先后成功进行不同畸变条件下的进气道与发动机稳定性地面试验和试飞验证，开展了发动机逼喘、退喘，旋流抑制等方面技术研究，完成专业基础的对标一流研究，并制定了关键技术攻关谱。相关技术研究和设备研制水平已经达到了世界先进水平，并掌握了关键技术，引领了国内该领域的专业发展。(中航工业试飞中心)