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航空学报 >

2026 , Vol. 47 >Issue 7: 632790 - 632790

DOI: https://doi.org/10.7527/S1000-6893.2025.32790

飞行器飞发匹配技术专栏

旋流/总压组合畸变试验评定研究进展与展望

  • 张海灯 , 1 ,
  • 吴云 1 ,
  • 田应维 2 ,
  • 唐楠 2 ,
  • 左越仁 3
展开
  • 1. 空军工程大学 航空工程学院，西安 710038
  • 2. 中国航发四川燃气涡轮研究院，绵阳 621000
  • 3. 西安交通大学 未来技术学院，西安 710049
E-mail：

收稿日期: 2025-09-16

  修回日期: 2025-10-09

  录用日期: 2025-10-27

  网络出版日期: 2025-11-13

基金资助

国家自然科学基金(52576050)

收起

Research progress and prospect of swirl/total pressure combined distortion test and evaluation

  • Haideng ZHANG , 1 ,
  • Yun WU 1 ,
  • Yingwei TIAN 2 ,
  • Nan TANG 2 ,
  • Yueren ZUO 3
Expand
  • 1. College of Aeronautical Engineering，Air Force Engineering University，Xi’an 710038，China
  • 2. AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Mianyang 621000，China
  • 3. School of Future Technology，Xi’an Jiaotong University，Xi’an 710049，China
E-mail：

Received date: 2025-09-16

  Revised date: 2025-10-09

  Accepted date: 2025-10-27

  Online published: 2025-11-13

Supported by

National Natural Science Foundation of China(52576050)

Fold

摘要

以新一代先进隐身飞机进气道/发动机相容性评定为背景，综述了航空发动机旋流/总压组合畸变试验评定技术的研究进展、发展方向。围绕畸变流场测试，介绍了典型稳/动态探针测试带气流偏折角流场的原理、存在的技术问题，分析了常规测点分布应用于复杂旋流/总压组合畸变图谱测试面临的挑战；围绕畸变发生装置设计，总结了常用总压、旋流畸变发生装置的结构组成、原理，梳理了典型旋流/总压组合畸变发生装置设计思路、面临的挑战；围绕畸变指数定义，列举了不同总压、旋流畸变指数定义方式及其与发动机稳定性的关联方法，给出了旋流/总压组合畸变与发动机稳定性关联分析的2种思路，并论述了发展旋流/总压组合畸变指数的必要性。基于国内外技术现状，围绕大气流偏折角流场中稳/动态流场准确测试、复杂组合畸变图谱测点分布设计、组合畸变发生装置的高效设计、连续可调组合畸变发生装置的高效设计、可反映发动机稳定性变化的组合畸变指数定义，探讨了未来研究亟需关注的发展方向。

关键词： 隐身飞机进气道; 航空发动机; 旋流/总压组合畸变; 畸变测试; 畸变模拟; 畸变指数

本文引用格式

张海灯 , 吴云 , 田应维 , 唐楠 , 左越仁 . 旋流/总压组合畸变试验评定研究进展与展望[J]. 航空学报, 2026 , 47(7) : 632790 -632790 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2025.32790

Abstract

Guided by the compatibility assessment for the next-generation advanced stealth aircraft’s intake/engine， this paper reviews the research progress and development directions of aeroengine swirl/total pressure combined distortion testing and evaluation techniques. Focusing on distorted flow field testing， the principles and technical challenges of typical steady/dynamic probe measurements in flow fields with airflow deviation angles are introduced. The difficulties in applying conventional measurement point distributions to complex swirl/total pressure combined distortion pattern testing are analyzed. Regarding the design of distortion generators， the structural composition and principles of commonly used total pressure and swirl distortion generators are summarized， and the design approaches and challenges of typical combined swirl/total pressure distortion generators are outlined. In terms of distortion index definition， various methods for defining total pressure and swirl distortion indices， along with their correlation to engine stability， are listed. Two approaches for correlating combined swirl/total pressure distortion intensity with engine stability are presented， and the necessity of developing a combined swirl/total pressure distortion index is discussed. Based on the current state of technology domestically and internationally， key technical directions for future research are explored， including accurate steady/dynamic flow field testing under large airflow deflection angles， design of measurement point distributions for complex combined distortion patterns， efficient design and continuous adjustability of combined distortion generators， and the definition of combined distortion indices that reflect changes in engine stability.

Key words： inlet duct of stealth aircraft; aeroengine; combined distortion of swirl/total pressure; distortion measurement; distortion generator; distortion descriptor

飞机进气道出口不可避免地会存在进气畸变，影响航空发动机的稳定性，严重时会诱发喘振危害飞行安全。因此，进气畸变试验评定是飞机研制的重要环节［1-4］，主要是利用畸变发生装置在进气道/发动机气动交界面（Aerodynamic Interface Plane，AIP）上产生畸变流场，通过对畸变流场和发动机稳定性进行监测，分析进气畸变指数与航空发动机稳定裕度的关联，检验飞行试验、服役环节下航空发动机的稳定性。所谓进气畸变，本质上就是流动参数在AIP上的非均匀分布。航空发动机承受的进气畸变主要包括总压畸变、速度（旋流）畸变、温度畸变，分别指代总压、速度、总温在AIP上的非均匀分布。总温畸变主要来源于武器发射的尾气、地面起降时尾喷管的高温燃气等［5］，总压、旋流畸变则与进气道内部流动分离有关［3-4，6］。
常规飞机进气道几何构型较为简单，飞机机动飞行、侧风等在进气道唇口诱发的流动分离主要发展成总压畸变。中国飞机发动机进气畸变试验评定技术体系主要考虑总压畸变对发动机稳定性的影响，参照俄罗斯的技术体系建立了军用标准规范［3-4，7］。20世纪80年代以前，欧美国家也认为发动机进气流场的畸变程度能通过总压分布完全表征，因此总压畸变常作为度量流场畸变强度的唯一指标。后续的很多实例则表明，旋流畸变同样会对发动机稳定性产生显著影响。欧洲“阵风”战斗机试飞定型中，发现当总压畸变程度不严重的情况下，周向气流角度的不均分布也会引起发动机失稳［8-9］。“战斧”巡航导弹进气道/发动机相容性分析结果表明，当存在2°侧滑角时，进气道唇口流动分离会在“S”弯进气道内产生旋流涡，进而影响发动机稳定性、性能［10］。随后，旋流畸变开始受到重视，与总压畸变类似，SAE（Society of Automotive Engineers）也整理发布了航空发动机旋流畸变试验评定的技术文档［6］。
随着飞机隐身性能的提升，进气道往往具有更为复杂的“S”弯几何构型［11-14］。中国学者早期就注意到，“S”弯型进气道会产生复杂的旋流涡，在增强低总压区的同时，还会因旋流涡的破碎增强总压脉动，即总压畸变动态成分［15］。英国克兰菲尔德大学团队利用PIV对典型“S”弯进气道内的流场进行了测试，发现来流低总压区的存在会对进气道出口畸变产生显著影响［16］。德国慕尼黑联邦国防大学团队试验测试了“S”弯进气道出口总压和旋流畸变对航空发动机整机性能的影响，结果表明发动机性能的变化与旋流涡的方向密切相关［17］；该团队进一步测试了飞行条件对“S”弯进气道畸变流场的影响，发现旋流涡会扭曲总压的分布，进而影响总压畸变的特征［18］。SAE在AIR5686报告中围绕低能流体在“S”弯进气道内的生成与演变过程，分析了典型旋流涡的产生机制：尾迹、附面层、唇口流动分离产生的低能流体在“S”弯大曲率转折流道中发展会同时受到离心力、惯性力的作用，这会导致航空发动机承受复杂的旋流/总压组合畸变［6］。尽管国内外学者围绕航空发动机总压、旋流畸变的试验评定开展了很多研究工作，已经形成了一系列较为成熟的技术方法［3-4，6，19］，但航空发动机旋流/总压组合畸变的试验评定仍面临诸多技术难点。
在畸变流场测试方面，旋流畸变的存在会使得气流在畸变区与原主流存在一定偏折角［6］，大气流偏折角下探针头部往往会产生流动分离，影响流场压力、速度测试的准确性［20］；另外，旋流涡与低总压区的耦合作用会使得畸变图谱更加复杂，常规进气畸变测点分布难以实现畸变流场的准确测试［21］。在畸变发生装置设计方面，将成熟的总压与旋流畸变发生装置组合是模拟旋流/总压组合畸变的可行技术路径［22］，但2套畸变发生装置产生的低总压区、大旋流角区会相互干扰，且总压畸变模拟中还需考虑紊流度即总压的脉动，这都会给旋流/总压组合畸变发生装置的设计带来挑战。旋流/总压组合畸变中低总压区与大旋流角区往往是耦合的［23］，在畸变指数定义方面，二者对发动机稳定性的影响显然不是单纯的线性叠加，而反映旋流、总压畸变对发动机稳定性耦合影响的畸变指数，当前国际上还未见公开报道。
针对上述问题，本文聚焦畸变流场测试、畸变发生装置设计、畸变指数定义，对航空发动机旋流/总压组合畸变试验评定技术的研究进展进行分析论述，并对未来的发展方向进行探讨，旨在为中国建立面向新一代先进隐身飞机的进气道/发动机气动相容性试验评定技术体系提供支撑、借鉴。

1 旋流/总压组合畸变流场测试技术

航空发动机进气畸变试验评定中畸变流场的测试主要是指利用气动探针对AIP上的流场参数进行测试。围绕隐身进气道旋流/总压组合畸变的特征，重点探讨大气流偏折角下探针精确测试技术、适用于复杂畸变图谱的测试布局。

1.1 大气流偏折角下探针准确测试技术

旋流角为旋流畸变的重要特征参数，其定义如图1所示。旋流涡会在AIP上诱导产生周向速度分量Uθ，这导致航空发动机进气速度U偏离了轴向。气流在圆周方向上相对于轴向的偏折角即为旋流角α，显然α=arctan（Uθ/Ux ），其中Ux 为气流轴向速度分量。在进气畸变流场测试中，气动探针是要对准发动机轴向的，因此旋流角α同时也是气流与探针头部指向的周向偏折角。另外，旋流涡同样会在AIP上诱导产生径向速度分量Ur，一般认为Ur 对发动机稳定性影响较小，但其同样会引起气流偏离探针头部指向，产生偏折角β，代表气流的径向偏折角。
图 1 旋流角的定义

Fig.1 Definition of swirl angle

航空发动机进气总压、旋流畸变试验评定中，需要测试的流动参数包括稳态总压、速度、动态总压。组合畸变的旋流中气流偏折角较高，以下分别探讨偏折角α、β影响下稳态流场、动态流场参数测试技术。

1.1.1 稳态流场参数测试技术

在气流偏折角不是很大的情况下（α、β均不超过30°），5孔探针是测试流场速度、压力最为成熟的技术路径［24］。典型的5孔探针结构如图2所示，在探针头部有5个测压孔，通过探针校准可以建立5个测压孔压力与当地气流参数的关联模型，试验测试过程中在记录5个孔的压力后利用该关联模型即可计算得到流场参数。
图 2 5孔探针结构示意图

Fig.2 Sketch map of 5-hole probe

图2中对来流速度U进行分解时，P t为当地总压，P s为当地静压，z为探头轴向。
建立5孔探针测孔压力与当地气流参数关联模型的典型过程包括2步。第一，将探针安装于校准风洞，在给定来流条件下获得不同测孔的压力，基于测孔压力计算4个校准系数：
K α = P 4 - P 5 P 2 - P ¯ K β = P 3 - P 1 P 2 - P ¯ K p t = P 2 - P t P 2 - P ¯ K p s = P ¯ - P s P 2 - P ¯
式中：Pi 为探针5个测孔的压力，i=1，2，…，5； P ¯为5个孔的平均压力；Kα 、Kβ 、Kp t、Kp s分别为俯仰角校准系数、偏航角校准系数、总压校准系数、静压校准系数。
第二，建立4个校准系数与当地气流参数的关联模型：
( α , β ) = f α β ( K α , K β )
( K p t , K p s ) = f K t s ( α , β )
( P t , P s ) = f ( K p t , K p s )
式中：fαβ 、fK ts、f分别为校准系数与当地气流角、当地气流角与总静压校准系数、总静压校准系数与当地总静压的函数关系式。
在流场测试时，将探针布置于指定位置，利用传感器记录测孔压力Pi。基于Pi 即可计算得到式（1）中4个校准系数，将与待测流场对应的校准系数代入式（2）~式（4）的关联模型，利用数据插值即可获得流场的气流偏折角α、β，总压P t，静压P s，再将流场温度代入，根据气动热力学关系即可得到流场的速度。显然，5孔探针的测试精度很大程度上取决于上述关联模型、数据插值方法。当校准系数与当地气流参数线性相关时，常用的线性插值、多项式插值、自然邻域插值等方法［25］均可以确保5孔探针具有较高的测试精度。
当α、β超过30°时，探针头部背离气流的一侧一般会产生大尺度的流动分离［26］，这会导致校准得到的气流参数与校准系数对应关系表现出强的非线性特征、非单调性［20］，此时再对公式（2）~式（4）中的关联模型进行数据插值就容易出现极大的误差。
为了实现大气流偏折角下流场参数的准确测试，采用包含更多测压孔的探针是一种可行的技术路径［27-28］。如图3 ［28］所示，这一类气动探针，总有足够多的测压孔不受探针头部流动分离的影响，可测试的最大气流角度往往在100°以上。然而，更多的测压孔会增加探针校准成本，同时还更容易发生测压孔堵塞的情况，影响测试方案的鲁棒性。
图 3 Wang等［28］发展的17孔探针

Fig.3 17-hole probe developed by Wang et al.［28］

为了将5孔探针应用到大气流偏折角流场测试，国外学者对常规5孔探针校准方法进行了改进，发展了5孔探针分区标定方法［29-30］。分区标定方法是根据5个测压孔压力的大小采用不同的方法计算校准系数，当中心孔即2孔压力最大时，仍使用式（1）计算校准系数，当1、3、4、5孔压力最大时，计算校准系数计算式分别为
K α 1 = P 4 - P 5 P 1 - P 1 ¯ K β 1 = P 2 - P 1 P 1 - P 1 ¯ K p t 1 = P 1 - P t P 1 - P 1 ¯ K p s 1 = P 1 ¯ - P s P 1 - P 1 ¯
K α 3 = P 4 - P 5 P 3 - P 3 ¯ K β 3 = P 3 - P 2 P 3 - P 3 ¯ K p t 3 = P 3 - P t P 3 - P 3 ¯ K p s 3 = P 3 ¯ - P s P 3 - P 3 ¯
K α 4 = P 4 - P 2 P 4 - P 4 ¯ K β 4 = P 3 - P 1 P 4 - P 4 ¯ K p t 4 = P 4 - P t P 4 - P 4 ¯ K p s 4 = P 4 ¯ - P s P 4 - P 4 ¯
K α 5 = P 2 - P 5 P 5 - P 5 ¯ K β 5 = P 3 - P 1 P 5 - P 5 ¯ K p t 5 = P 5 - P t P 5 - P 5 ¯ K p s 5 = P 5 ¯ - P s P 5 - P 5 ¯
式中：Kαi 、Kβi 、Kp t i 、Kp s i 分别为S1、S3、S4、S5区域的俯仰角校准系数、偏航角校准系数、总压校准系数、静压校准系数，i=1，3，4，5； P ¯ i为S1、S3、S4、S5区域测的平均压力，i=1，3，4，5。
该方法的核心思路是在计算校准系数时略去受流动分离影响的测压孔。例如，当1孔压力最大时，往往意味着测压孔3附近产生了流动分离，因此式（5）中并没有出现P 3。如图2所示，这种方法等效于将探针头部流动划分成了S1~S5 5个区域，因此称为分区标定方法。国内外学者大量测试实践［31-33］表明，分区标定方法可以将5孔探针的最大可用气流偏折角由30°附近拓展到60°以上。
如图4 ［34］所示，分区标定方法等效于人为给探针头部流场增加了若干个内边界，如S1区域与S2、S4、S5区域之间就存在3个内边界。空军工程大学团队研究发现，在这些内边界处，测试数据处理过程中出现数据外插的情况，产生测试误差极大的点，如图4（a）的A~D点。针对这一问题，该团队发展了内边界自适应调整的5孔探针分区标定方法，通过根据标定工况自适应调整不同区域的内边界，消除了测试数据处理过程中的数据外插情况，提升了测试的准确度，如图4（b）所示，A~D点的测试误差显著减小。
图 4 不同5孔探针分区校准方法测试结果对比 ［34］

Fig.4 Comparison of measurement results by different 5-hole probe zonal calibration methods ［34］

将5孔探针应用到大气流偏折角流场测试的另一个思路是对式（1）中的校准系数进行重新定义，减弱流动分离区内测压孔压力非线性变化对校准系数的影响。新南威尔士大学团队分析认为，在气流偏折角过大时，式（1）中校准系数的分母会接近0，导致校准系数存在极大的变化梯度，这是引起气流参数与校准系数关系异常的本质原因［20］。针对这一问题，该团队给出了新的校准系数Nx 、Ny，如图5 ［20］所示。不同工况下Nx 、Ny 的变化均较为缓和，不会出现数值梯度变化极大的情况。
图 5 不同工况下的Nx 、Ny ［20］

Fig.5 Values of Nx and Ny under different conditions［20］

随着计算机技术的快速发展，很多学者尝试利用神经网络获得校准系数与气流参数的关联关系［35-37］。这种思路下，校准系数的定义方式更加灵活。空军工程大学团队将式（1）中校准系数的分母更改为2孔与1、3、4、5孔压差的均方根，以避免分母出现0的情况，利用新定义的校准系数，采用基于粗-细搜索策略的两阶段神经网络，在不进行分区标定的情况下拓宽了探针的可用角度范围［38-39］。

1.1.2 动态流场参数测试技术

航空发动机进气畸变试验评定主要关注总压脉动，即总压随时间的变化。当存在大气流偏折角时，与稳态流场参数测试类似，可用使用动态多孔气动探针对流场随时间的变化进行测试［40-44］。动态多孔气动探针的测试原理与5孔探针类似，通过校准获得瞬态气流参数与各测孔压力的关联模型，测试过程中利用数据插值即可获得任意时刻的气流参数。如图6 ［45］所示，为了实现动态流场参数的测试，动态多孔气动探针头部设置了不同方位的测压孔，孔内布置高频响的动态压力传感器用以感受不同角度的压力。将动态压力传感器内埋到探针头部，“容腔效应”会增大传感器对流场参数变化的响应时间，因此为了确保内埋动态压力传感器的频响满足测试要求，需要利用激波管对动态压力探针的频响特性进行标定［42］。
图 6 典型的动态多孔气动探针结构［45］

Fig.6 Typical structure of dynamic multi-hole aerodynamic probe［45］

由于国外微型动态压力传感器技术领先于中国，从公开发表的文献来看，国外在动态多孔气动探针方面的技术发展要领先于中国。捷克科学院的Lepicovsky和Simurda［43］、苏黎世联邦理工学院的Kupferschmied等［41］、剑桥大学的Ainsworth等［42］均对国外动态压力探针测试技术进行了较为系统的总结，详细分析了国外的技术发展脉络。目前国外动态多孔气动探针头部直径已实现小于2 mm，与常规5孔探针并无明显差异，完全满足狭小空间内总压脉动高空间分辨率测试的需求。
微型动态压力传感器技术发展快速，但当前很多复杂流动试验测试研究仍无法接受动态多孔气动探针的加工制造成本。因此，就出现了“虚拟”动态多孔气动探针测试技术［46-47］。如图7 ［47］所示，“虚拟”动态多孔气动探针测试技术所使用的气动探针头部实际上仅包含1个测压孔，该测压孔一般内埋有微型动态压力传感器，在测试过程中通过转动探针支杆，利用1个测压孔完成不同方位流场压力的采集，这样就可以获得多孔动态气动探针的测试效果。图中，p1、p2、p3布置于探针头部不同周向方位，测量侧壁局部压力，对来流方向变化敏感；p4位于探头前端，用于测量参考压力。北京航空航天大学团队也提出了类似的“虚拟”动态多孔气动探针测试技术［48］，通过使用2根结构不同的动态总压探针对同一空间位置的流场进行测试，即可获得流场总压脉动。
图 7 典型的“虚拟”动态多孔气动探针结构［47］

Fig.7 Typical structure of virtual dynamic multi-hole aerodynamic probe［47］

由于航空发动机进气总压畸变试验评定主要关注总压随时间的变化，因此NASA（National Aeronautics and Space Administration）早年发展的Kiel探针同样可用于动态流场参数的测试［49-50］。Kiel探针的典型结构如图8 ［49］所示，D为Kiel探针外径。压力感受部内埋于一收缩的流道中，当气流与探针头部指向存在偏折角时，收缩流道可改变气流方向使其到达压力感受部时与探针头部指向基本一致，这样就可以仅使用1个测压孔就实现来流总压的准确测试。将动态压力传感器直接布置于Kiel探针压力感受部的前端，减弱“容腔效应”对传感器响应时间的影响，即实现总压随时间脉动的测试。中国航空发动机进气总压畸变试验评定中，往往会在总压探针头部设计一收缩结构以降低探针测试结果对来流角度的敏感性，基本原理与Kiel探针相同。
图 8 Kiel探针的结构［49］

Fig.8 Structure of Kiel probe［49］

Kiel探针的最大可用气流偏折角与探针头部收缩流道的整流能力直接相关。当气流偏折角过大时，收缩流道同样会发生流动分离，一旦引起严重的流动堵塞，Kiel探针的测试精度就会显著降低。NASA早期发展Kiel探针主要应用于飞机大迎角飞行试验时外流稳态总压的准确测试，因此探针直径可以做得很大（头部直径可达20 mm以上）且压力感受部可使用简单的测压管（直径可取头部直径的0.5倍），这样Kiel探针内流道尺寸就足够大，气流可以顺畅地流进收缩流道。兰利航空实验室团队测试结果表明，通过优化Kiel探针流道几何形状，可使得其最大可用气流偏折角达到50°以上［50］。
将Kiel探针应用于航空发动机进气总压脉动的测试，探针头部直径应尽量小且压力感受部需内埋动态压力传感器，这会使得Kiel探针内流道尺寸受限，影响气流进入收缩流道的顺畅程度。空军工程大学团队发展了头部直径为9 mm的动态Kiel探针，感受部为直径3.5 mm的国产动态压力传感器，通过优化收缩流道减弱了大气流偏折角下的流动分离，但探针的最大可用气流偏折角并未超过30°［51］；进一步对动态Kiel探针结构进行改进，增加了主动抽吸系统（见图9 ［51］），在内流道尺寸受限的情况下保证了气流进入收缩流道的顺畅程度，将探针的最大可用气流偏折角由30°拓展到了50°以上。
图 9 耦合主动抽吸的Kiel探针［51］

Fig.9 Coupled active aspirated Kiel probe［51］

1.2 适用于复杂畸变图谱的测试布局

畸变图谱测试布局一般是指畸变流场测点的分布。典型旋流/总压组合畸变对应的AIP上总压分布如图10（a）［23］所示，图中，σ为总压恢复系数，深蓝色为低总压区域。在旋流涡的影响下，低总压区、主流区的形态与常规总压畸变均有很大差异，主要表现为低总压区更加靠近壁面且形态上更加狭长。如图10（b）［23］旋流角（α）分布所示，旋流/总压组合畸变中分别代表强负旋流、强正旋流的深蓝色、深红色区域主要集中在近壁面附近。航空发动机进气总压畸变试验评定中一般采用6×8的测点分布对AIP上的总压进行测试，即沿半径方向布置6个测点，沿圆周方向布置8个测耙。这种测试布局较为简单，应用到图10复杂畸变图谱下总压、旋流角分布的测试，就需要引入额外的经验修正方法，才能保证畸变指数的计算精度［3-4］。
图 10 典型旋流/总压组合畸变图谱［23］

Fig.10 Pattern of typical swirl/total pressure combined distortion［23］

德国慕尼黑大学团队分析了常规总压畸变测试布局对典型“S”弯进气道出口畸变流场的测试精度，发现SAE建议的常规畸变测点布局（径向5个测点、周向8个测试位置）可以较为准确地测试得到压力畸变特征，但应用于旋流畸变测试，则会产生较大误差［52］。空军工程大学团队构造了5种不同形态的稳态、动态总压畸变图谱，利用进气畸变旋转测量机构分析了测点布局对稳态、动态总压畸变测试精度的影响［21］。结果表明，测量耙与畸变流场的相对周向位置对于测试结果的准确性至关重要，当测量耙数目增至少12支时，不合适的测量耙周向位置仍然会导致畸变指数计算结果出现15%以上的偏差，而采用常规的6或8支测量耙对复杂畸变图谱进行测试，则会引起更大的计算结果偏差。沈阳飞机设计研究所与中国飞行试验研究院等团队联合研究结果表明，对于战斗机进气道出口复杂畸变图谱，使用6、8支测量耙测试结果计算得到的稳态总压畸变指数最大相对差值可达130%，反映出常规测试布局应用于复杂畸变图谱的局限性［53］。
针对旋流/总压组合畸变图谱较为复杂且与发动机稳定性关联规律不明确的问题，国内外学者在研究中多利用位移机构驱动气动探针，以尽可能多地增加测点数目［23， 54-61］。德国慕尼黑大学团队研制了如图11（a）［55］所示的可旋转5孔探针测量耙，通过将包含8个测点的测量耙安装于可旋转机匣上，可实现如图11（b）［55］所示的畸变流场高空间分辨率测点分布方案。但过多的测点会增加测量的时间成本，综合考虑测试精度、时间成本，最终在AIP上等效布置了144个测点（径向8个测点、周向18个测试位置）［55］。空军工程大学团队研制了包含3支5孔探针的旋转测量机构，通过3支探针的同步转动、径向移动，等效使用384个测点（径向16个测点、周向24个测试位置）对不同形式的旋流/总压组合畸变图谱进行了测试，获得了AIP上较为详细的压力、速度分布［23］。
图 11 典型的可旋转测量耙结构和产生的测点分布［55］

Fig.11 Typical rotatable measurement rake structure and distribution of measurement location［55］

为了实现复杂旋流涡的准确测试，南京航空航天大学团队沿圆周方向布置了12支可沿半径方向移动的5孔探针，通过电动位移机构控制探针头部径向测点位置，提升了测试结果的空间分辨率［60］。如图12 ［61］所示，清华大学团队研制了包含1支5孔探针的旋转测量机构，为了节省测量的时间成本，使用周向非均匀分布测点分布［61］。对比结果表明，340个测点（径向17个测点、周向20个测试位置）的探针测试结果与PIV测试结果基本吻合。
图 12 基于单探针的旋转测量机构［61］

Fig.12 Rotatable measurement facility based on one probe［61］

在航空发动机整机试验中，受限于成本、安全性的要求，位移机构驱动气动探针的测试方案并不可行，但使用怎样的测点分布才能得到旋流/总压组合畸变的关键特征，仍需要结合旋流/总压组合畸变与航空发动机稳定性的相关性开展深入的研究。此外，相对于多探针同步测试的结果，单探针移动测量获得的不同空间位置测试结果并不属于同一时刻，这就有可能导致不同空间位置测试结果存在时间上的相位差，而从公开发表的文献来看，国内外学者并未关注到这一技术问题，未来研究中需予以关注。

2 旋流/总压组合畸变发生装置设计

航空发动机进气畸变试验评定中畸变发生装置主要用于在AIP上产生指定特征的畸变图谱。

2.1 常规总压畸变发生装置

SAE在AIR1419D报告中将总压畸变发生装置分为稳态、动态两大类［19］。典型的稳态总压畸变发生装置包括畸变网［62-63］（见图13（a）［19］）、空气射流畸变发生器［64-65］（见图13（b）［19］），这一类畸变发生器的特点是在指定区域构造强的流动掺混、引起流动损失，气流经畸变发生装置到达AIP时已完全掺混，无论是低总压区还是主流区，流场脉动均非常小，因此总压畸变主要表现为总压数值的空间非均匀分布。
图 13 典型的稳态总压畸变发生装置［19］

Fig.13 Typical steady total pressure distortion generator［19］

典型的动态总压畸变发生装置包括总压随机脉动（紊流度）发生装置［66-68］ （见图14（a）［19］）、总压特定频率脉动发生装置［69］（见图14（b）［19］）。图14（a）中的畸变发生装置主要是通过在AIP上游构造激波/附面层干扰，诱导产生总压的随机脉动；图14（b）中的畸变发生装置则是通过调节AIP截面上游2个穿孔板的转动产生指定频率的总压脉动。
图 14 典型的动态总压畸变发生装置［19］

Fig.14 Typical dynamic total pressure distortion generator［19］

飞行过程中总压畸变来源于进气道的流动分离，必然包含稳态成分、动态成分。如前文所述，总压畸变稳态成分是指总压在AIP上的非均匀分布，而总压畸变动态成分则是指总压的脉动。需要指出的是，SAE制定的标准中利用稳态总压畸变发生装置产生纯稳态的总压畸变，并不是忽略了总压畸变的动态成分，而是通过理论分析将动态成分的影响模化到稳态成分上，因此稳态总压畸变发生装置模拟的是总压畸变稳态、动态成分叠加后的畸变图谱［70-74］。
除图13、图14的总压畸变发生装置之外，文献［75-77］还报道了一种瞬态总压畸变发生装置。如图15 ［76］所示，这种畸变发生装置包含了诸多穿孔的流动堵塞发生单元，通过调节这些单元的开合可产生随时间变化的总压畸变，进而模拟飞机快速机动过程中的时变总压畸变。
图 15 瞬态总压畸变发生装置［76］

Fig.15 Transient total pressure distortion generator［76］

中国航空发动机进气畸变试验评定的技术起步晚于欧美国家。在技术起步阶段，南京航空航天大学团队探索了基于变进气道唇口的总压畸变模拟方案［78-79］，通过改变唇口几何，该畸变发生装置可在进气流道中产生不同特性的流动分离，进而形成总压畸变（见图16（a）［80］）。南京航空航天大学团队参照图14（a）的技术方案，研制了基于激波/附面层干扰的总压畸变动态成分发生装置，并测试分析了其流场特性［81-86］。为了实现畸变流场的主动可调，该团队进一步设计了可安装旋流叶片、扰流柱等不同畸变发生装置的平直段（见图16（b）［80］），通过调节扰流柱的几何即可根据研究需要产生不同特性的总压畸变。
图 16 中国早期发展的总压畸变发生装置［80］

Fig.16 Initial total pressure distortion generator developed by China［80］

20世纪末，中国开始引入俄罗斯的航空发动机进气总压畸变试验评定体系［7］。俄罗斯在航空发动机进气总压畸变试验评定中主要是利用移动式插板系统在AIP上产生同时包含稳态、动态成分的总压畸变［3-4，7］。如图17 ［87］所示，这种移动式插板系统是利用额外的动力源（如液压作动筒）驱动扰流板不断插入发动机进气流道中，扰流板后会产生大尺度流动分离，一方面具有较低的总压，另一方面会与主流发生强剪切产生很强的总压脉动，这样就产生了同时包含稳态、动态成分的总压畸变［88-91］。扰流板插入流道后产生的畸变图谱一般与进气道出口真实畸变图谱差异较大，但扰流板的连续移动可产生强度逐渐增大的总压畸变，因此非常适用于分析航空发动机稳定性所能承受的最大总压畸变强度，为航空发动机安全运行边界的划定提供直接支撑。
图 17 移动式插板系统［87］

Fig.17 Movable baffle plate system［87］

中国也发展了真实进气道出口的畸变图谱模拟方法，提出了利用模拟板、畸变网模拟真实进气道出口总压在AIP上分布的技术方案［92-95］。但这些方案如何充分考虑真实进气道出口的总压脉动，相关研究还比较欠缺。
发动机推力矢量技术的发展，使得飞机具备了过失速机动的能力。战机过失速机动过程中总压畸变稳态、动态成分的占比变化极大，而图17 ［87］中插板系统所产生总压畸变稳态、动态成分的占比在给定工况下基本是固定不变的。因此，中国学者也开始探索总压畸变特性主动可调的技术方案，主要技术方案包括扰流柱与扰流板组合［96］、不同形式扰流板组合［97-100］、采用与图14类似的可调畸变发生单元［101-102］等。
过失速机动总压畸变另外一个显著特征是进气道出口总压畸变特征在快速机动过程中是不断变化的（见图18 ［76］），这种时变总压畸变就是瞬态总压畸变［75-77， 103］。如图18所示，这种总压畸变与常规的平面波畸变［104-105］类似，均表现为发动机进气流动参数的大幅度变化。文献［75-77］发展了图15中的瞬态总压畸变发生器，给快速机动过程中航空发动机总压畸变的试验评定提供支撑。空军工程大学、中国飞行试验研究院团队也探索了瞬态总压畸变发生装置设计方法，为中国开展先进飞机过失速机动总压畸变的试验评定积累了一定的技术基础［106-107］。
图 18 图谱随时间变化的瞬态总压畸变［76］

Fig.18 Transient total pressure distortion with time-variant patterns［76］

2.2 常规旋流畸变发生装置

SAE在AIR5686报告中列举了3种最为常用的旋流畸变发生装置［6］。如图19（a）所示，第1种为导叶式旋流畸变发生器，利用导叶实现气流方向偏转，在AIP上产生指定的旋流角分布［108-111］。如图19（b）所示，第2种为翼尖涡式旋流畸变发生器，利用机翼翼尖形成的脱落涡在AIP上产生指定的旋流角分布［112］。如图19（c）所示，第3种为进气蜗壳式旋流畸变发生器，气流沿切向流入蜗壳再沿轴向流出，根据进气形式不同会在AIP截面上产生不同的旋流角分布［113-114］。
图 19 不同的旋流畸变发生装置［6］

Fig.19 Different types of swirl distortion generator［6］

从公开发表的文献来看，叶片式旋流畸变发生装置获得了国内外学者的持续关注［108-111］。如图20（a）［109］所示，美国弗吉尼亚理工团队提出了StreamVane的设计方法：针对目标旋流畸变图谱，首先设计与当地速度垂直的几何型线，然后选取合适的导叶几何用于完成气流的折转，最后设计导叶的支撑几何确保结构的安全可靠。该团队围绕StreamVane的流动特性以及结构强度分析开展了一系列研究工作，为该类畸变发生装置的装机试验奠定了技术基础［115-116］。如图20（b）［117］所示，空军工程大学团队发展了与StreamVane类似的叶片式旋流畸变发生装置，通过数值仿真分析了其产生旋流涡的特性，并应用到低速压气机稳定性试验［117-119］。如图20（c）［120］所示，南京航空航天大学团队在常规叶片式旋流畸变发生装置设计方法的基础上，提出了一种可变弯度叶片式旋流畸变发生装置，通过调节导叶弯度可产生强度分别达到24.60°、38.73°的对涡旋流、整体涡旋流。
图 20 不同的旋流畸变发生装置

Fig.20 Different types of swirl distortion generator

进气蜗壳式旋流畸变发生装置由霍尼韦尔团队［113-114］提出。图21（a）①为霍尼韦尔团队发展的第1版进气蜗壳式畸变发生装置，但存在诱导产生旋流涡不稳定的问题，进一步通过优化蜗壳进气端产生了稳定的旋流畸变，优化后的畸变发生装置如图21（a）②所示。霍尼韦尔团队结合数值仿真验证了蜗壳的几何与旋流涡特征的关联性，为该类畸变发生装置的设计奠定了理论基础［113-114］。空军工程大学也设计了进气蜗壳式旋流畸变发生装置（见图21（b）），数值仿真结果表明，该旋流发生器能够产生不同强度的整体涡和对涡旋流，通过调节蜗壳几何结构，可对旋流畸变的强度进行主动调节［121］。
图 21 不同的畸变发生装置

Fig.21 Different types of swirl distortion generator

总体而言，相比总压畸变发生装置，旋流畸变发生装置的设计更加困难。从公开发表的文献来看，国际上还没有可以产生强度连续变化旋流畸变的技术方案。因此，航空发动机进气旋流畸变试验评定仅能分析发动机在指定旋流角分布下是否会出现稳定性问题，并不能得到发动机所能承受的最大旋流畸变强度。

2.3 旋流/总压组合畸变发生装置

俄亥俄州立大学团队研究发现，附面层吸入式“S”弯进气道出口的总压畸变图谱更加复杂，对风扇稳定性的影响与常规简单总压畸变有很大差异［122］。这就表明，采用常规方法评定旋流/总压组合畸变对航空发动机稳定性的影响，可能会获得与物理实际不相符的结果。弗吉尼亚州立理工大学团队利用畸变网和导叶式旋流畸变发生器（StreamVane）在某风扇进口分别模拟了附面层吸入进气道出口的总压畸变、旋流畸变［123］，单独分析了二者对风扇稳定性的影响，试验测试结果表明很难完全将总压、旋流畸变的影响进行解耦。随后该项目团队利用畸变网与导叶式旋流畸变发生器（StreamVane）组合，发展了旋流/总压组合畸变发生器（见图22 ［22］），通过流场数值仿真对组合畸变发生器的几何进行优化设计，准确地模拟了真实“S”弯进气道出口复杂的旋流/总压组合畸变［22］。
图 22 弗吉尼亚州立理工大学发展的旋流/总压组合畸变发生器［22］

Fig.22 Combined total pressure/swirl distortions generator developed by Virginia Polytechnic Institute and State University［22］

如图23 ［124］所示，中国空气动力研究与发展中心团队通过畸变网与带攻角的平台组合，设计了旋流/总压组合畸变发生装置［124］。该组合畸变发生器可单独应用畸变网或旋流发生段模拟产生单独的总压畸变或对涡旋流畸变，也可同时应用2种装置模拟产生总压、对涡旋流组合畸变，通过改变畸变网规格、平板攻角，实现对总压、涡旋流畸变强度的调节。
图 23 畸变网与平板组合的畸变发生装置［124］

Fig.23 Distortion generator based on combination of distortion screen and flat plate［124］

上述研究并未考虑AIP截面上总压脉动的分布，而“S”弯隐身进气道内旋流涡的破碎又会显著增强总压脉动［15］，若同时考虑AIP截面上总压幅值、总压脉动、旋流角分布，上述迭代优化设计过程会更加复杂。另外，与现有旋流畸变发生器类似，上述旋流/总压组合畸变发生器无法产生强度连续变化的组合畸变，并不能得到发动机所能承受的最大旋流/总压组合畸变强度。
空军工程大学团队研究发现通过在“S”弯进气道进口布置不同形式的扰流板，可以在进气道出口产生不同特性的旋流/总压组合畸变［125］。随后，该团队借鉴移动式插板总压畸变发生器的思路，基于旋流/总压组合畸变的产生机制，提出了移动式插板与“S”弯流道组合的旋流/总压组合畸变发生装置［23］，如图24 ［23］所示。扰流板在“S”弯流道进口产生流动分离，分离流动在“S”弯流道内受到离心力与惯性力的耦合作用，通过调节移动插板的周向位置即可产生不同特征的旋流/总压组合畸变。由于旋流/总压组合畸变的强度与插板深度正相关，上述畸变发生器在持续增加插板深度的过程中就产生了强度连续变化的旋流/总压组合畸变。另外，“S”弯流道出口的旋流/总压组合畸变来源于分离流动的发展，故总压畸变同时包含稳/动态成分。图24中，P l i 为特征截面，i=1，2，…，5；L u、L、L d、L p为特征截面之间的距离；R t、R f为特征截面的半径。通过调节上述距离和半径参数以及“S”弯流道的偏距，即可产生不同特性的旋流/总压组合畸变。
图 24 插板与“S”弯流道组合的畸变发生装置［23］

Fig.24 Distortion generator based on combination of baffle plate and “S” shape duct［23］

3 旋流/总压组合畸变指数定义

航空发动机进气畸变试验评定中畸变指数主要用于在AIP上畸变特征的量化。

3.1 常规总压畸变指数

SAE认为航空发动机气动稳定性与低总压区的周向范围、压力幅值、数目、总压沿径向的分布等均有关，因此在AIR1419D报告中给出了较为复杂的畸变指数定义方法，包含周向畸变基元数目、周向畸变强度、周向畸变范围、径向畸变强度等［19］。这些畸变指数可以较为完整地表征了总压畸变的特征，但与航空发动机稳定性的关联方法就变得极为复杂。
图25 ［19］为AIR1419D建议的一种总压畸变指数与航空发动机压比裕度损失（总压畸变影响下发动机压比稳定裕度的减小量）关联方法，思路是用周向总压畸变强度（ΔPC/P） i 、径向总压畸变强度（ΔPR/P） i 与发动机压比裕度损失ΔPRS进行线性关联，而Ci 则为考虑非线性相关性的附加变量。图中，KC i 、KR i 分别为周向、径向总压畸变强度的敏感系数；Ci 为修正系数；θi -为周向畸变范围；MPR为周向低压区个数；αi 为测环位置加权因子。在总压畸变试验评定中，需先依托大量试验数据获得KC i 、KR i 、Ci，再将真实进气道出口的（ΔPC/P） i 、（ΔPR/P） i 代入关联关系中，预测进气道出口总压畸变对发动机稳定性的影响。
图 25 SAE提供的一种总压畸变指数与发动机稳定性关联方法［19］

Fig.25 A typical method provided by SAE to correlate total pressure distortion descriptor and aeroengine stability［19］

为了确保关联关系的准确性，KC i 、KR i 、Ci 的数值确定过程较为复杂。如图24 ［23］所示，为了确定KC i 需要在发动机进口构造4类总压畸变图谱，分别获得参考项KC、畸变范围项f（θi -）、畸变数目项f（MPR i ）、权重项αi。在每一类总压畸变图谱下，又需要多次改变畸变特征，以获得畸变特征数据与发动机稳定性变化的相关性。对于KR i 、Ci，同样需要通过类似复杂的过程才能确定。显然，这种试验评定过程会产生极高的成本，导致发动机反复进入喘振状态的风险。因此，中国在航空发动机进气总压畸变试验评定中，并未采用AIR1419D中畸变指数的定义方法。
中国沿用俄罗斯的技术体系，通过在发动机进口安装移动插板系统，分析总压畸变对发动机稳定性的影响。扰流板在流道中插入深度逐渐增大时，会在发动机进口产生强度连续增大的周向总压畸变、径向总压畸变，前者本质上是总压沿周向的非均匀分布，后者是总压沿径向的非均匀分布。但俄罗斯技术体系中，并未考虑径向总压畸变对发动机稳定性的影响，而是认为周向总压畸变强度、总压紊流度对发动机稳定性有显著影响，因此采用综合畸变指数来量化总压畸变的特征。综合畸变指数W的定义式为
W = Δ σ 0 ¯ + ε a v
式中： Δ σ 0 ¯为总压周向不均匀度； ε a v为面平均总压紊流度。 Δ σ 0 ¯、 ε a v的具体计算方法可参考GJB/Z 64A—2023［4］。
基于综合畸变指数W的航空发动机进气总压畸变试验评定过程较为简单，利用移动式插板逐渐增大畸变强度，即W的数值，发动机喘振时对应的W数值定义为临界综合畸变指数W cr，与发动机所能承受的最大总压畸变强度对应。将发动机的稳定裕度SM与W cr相除，即可获得发动机的总压畸变敏感系数α cr=SM/W cr。在获得真实进气道出口总压畸变的综合畸变指数W r后，将α cr与W r相乘即可预测发动机的稳定裕度损失。大量工程实践表明，上述航空发动机进气总压畸变试验评定思路，在精度上基本满足工程实践的要求。
除上述2种总压畸变指数定义之外，DC（φ）也是常用的总压畸变指数［126-127］，其中DC60在公开发表的学术论文之中应用较多。DC60的定义公式为
D C 60 = p 0 , a v g - p 0,60 ° , a v g q
式中：q为无量纲化参数，可取为AIP截面上的气流平均动压；p 0，avg为AIP截面上的平均总压；p 0，60°，avg为AIP截面上某60°扇形区域的平均总压，该60°扇形区域为总压幅值最低的区域。显然，DC60很好地反映了总压在AIP上的非均匀分布。然而，为什么选取60°扇形区域，发动机风扇叶片数目不同时60°扇形区域是否一直合理等问题并没有明确的答案。因此，DC60应用于航空发动机进气总压畸变的试验评定，在工程实践中存在一定的局限性［128］。
所谓进气畸变，本质上就是流场参数在AIP截面上的非均匀分布。因此，在上述常用的畸变指数之外，表征总压最大值与最小值相对差值的D、表征总压周向不均匀度的IDC、表征总压径向不均匀度的IDR等均可以在一定程度上表征总压畸变的强度，文献［127］对这些畸变指数进行了详细介绍，在此不再赘述。

3.2 常规旋流畸变指数

正如SAE在AIR5686报告中所指出的，对于航空发动机进气旋流畸变的试验评定，“A common industry practice has yet to be established”（工业界在如何评定旋流畸变对航空发动机稳定性影响方面，还未达成共识）［6］。因此，何种畸变指数可以更好地反映旋流畸变对发动机稳定性的影响，仍需开展系统深入的研究。
AIR5686建议使用4个畸变指数来量化表征旋流畸变的特征，分别为区域旋流指数SS、旋流强度指数SI、旋流方向指数SD、旋流对数指数SP［6］。对于图26 ［6］所示的第i环面上的旋流角分布，4个畸变指数的计算公式为
S S i   + = 1 θ i   + ∫ θ i   + α ( θ ) i d θ S S i   - = 1 θ i   - ∫ θ i   - α ( θ ) i d θ
S I i = S S i   + θ i   + + S S i   - θ i   - 360
S D i = S S i   + θ i   + + S S i   - θ i   - S S i   + θ i   + + S S i   - θ i   -
S P i = S S i   + θ i   + + S S i   - θ i   - 2   m a x S S i   + θ i   + , S S i   - θ i   -
式中：旋流扇区SS i +、SS i -分别为表正/负旋流角在该环面上的平均值。旋流强度SI i 描述了环面上流动偏离轴向的畸变水平；旋流方向SD i 表征环面上旋流的整体趋势；旋流组数SP i 表征环面上正向和负向旋流区域的相对组数。
图 26 典型的对涡旋流的旋流角分布［6］

Fig.26 Typical distribution of swirl angle for paired swirl vortices［6］

参照图25 ［19］中总压畸变指数与发动机压比裕度损失的关联方法，SAE在AIR5686中给出了旋流畸变指数与压比裕度损失（ΔPRSS）的关联方法。其中的一种关联思路可表达为
Δ P R S S = ∑ i = 1 N [ K S I i S I i ) + K S D i S D i ) + K S P i S P i ) + C i ] × 100
式中：ΔPRSS为近失速点压比与当前工作压比（一般为设计点）的差值。
需要指出的是，AIR5686、其他公开发表的研究成果并未给出式（15）的具体算例。因此，尽管上述4种旋流畸变指数被很多学者应用于旋流畸变特性研究，但其如何与发动机稳定性关联，仍需进一步研究。
在公开发表的文献当中，τ 87（AIP截面87%半径环面上旋流角的周向平均值）被一些学者用于量化表征旋流畸变的特征［129-130］。这一思路起源于阵风战斗机进气道旋流畸变测试分析的实践［8-9］。如图27 ［8］所示，随着飞机迎角增大，AIP截面上的τ 87数值明显增大，而此时发动机也进入了喘振状态。通过分析发现，大迎角下大旋流角与低总压区的耦合作用是导致发动机进入喘振的根本原因，而早期发动机进气畸变试验评定中仅考虑了总压畸变的影响，因此没有出现发动机喘振的问题。
图 27 阵风战斗机发动机AIP截面τ 87数值［8］

Fig.27 Value of τ 87 on AIP for Tornado aeroengine［8］

南京航空航天大学团队基于τ 87，给出了整体旋流涡、成对旋流涡强度的表征方法，并在研究中发展了τ 87参数探测器［129］。尽管τ 87的定义极为简单，但旋流涡与低总压区在进气道内的耦合作用往往会使低总压区、大旋流角区分布在靠近壁面的区域［6， 23］，因此利用靠近壁面区域旋流角的平均值来量化表征旋流畸变的强度，的确有一定合理性。
与DC（φ）类似，SC（φ）也在公开发表的文献中被用于量化表征旋流畸变，其中SC60的应用较为广泛［131-132］。SC60的定义公式为
S C 60 = m a x u θ ( 60 ) w r e f
式中：max|uθ （60）|为60°扇形区域周向速度的平均值，该60扇形区域具有最大的周向速度；w ref则为AIP截面上的平均轴向速度。从理论上分析，SC60以较为简洁的方式表征了AIP截面上周向速度的相对大小，可以很好地表征旋流畸变的强度，但应用于不同发动机对象，同前述SS，SI、SD、SP等旋流描述符一样存在一定的局限性。
南京航空航天大学、上海交通大学团队早期研究中关注到AIP截面上旋流畸变成分、压力分布的相关性，提出可以利用AIP上低总压气流位置与上下壁面静压系数差值来表征旋流畸变的强度，并利用数据分析了上述2个参数与SC60的关联关系（见图28 ［133-134］中当截面量旋流系数分布）。
图 28 旋流畸变强度与压力分布特性的相关性

Fig.28 Correlation between swirl distortion intensity and pressure distribution

3.3 旋流/总压组合畸变指数

对于隐身飞机进气道，旋流、总压畸变往往同时出现，因此航空发动机承受的是旋流/总压组合畸变。这种情况下，航空发动机进气总压畸变试验评定的思路有2种，一种是分开评定旋流、总压畸变对航空发动机稳定性的影响；另一种是直接评定旋流/总压组合畸变对航空发动机稳定性的影响。对于第1种思路，不需要发展旋流/总压组合畸变指数，但该思路无法考虑旋流与总压畸变的耦合作用。对于第2种思路，在定义旋流/总压组合畸变指数时，需考虑旋流、总压畸变对航空发动机稳定性影响的权重，以及二者的耦合作用，尚未见公开发表的研究成果。
SAE在AIR5686中基于RB 199发动机进气畸变试验评定经验指出，当存在旋流/总压组合畸变时，必须考虑旋流、总压畸变对压气机稳定性的耦合影响，表达式为
Δ P R S = Δ P R S P + Δ P R S S + B Δ P R S P S
式中：旋流/总压组合畸变影响下发动机的压比裕度损失； Δ P R S P、 Δ P R S S分别为单独总压畸变、旋流畸变影响下发动机的压比裕度损失； B Δ P R S P S为旋流与总压畸变耦合作用对发动机压比裕度的影响，其该如何确定，AIR5686给出的描述为：“require additional work that is left for a future Aerospace Information Report”（需要进一步开展研究，以在未来的报告中给出结论）。
空军工程大学团队通过试验，分析了典型旋流/总压组合畸变的特性，发现低总压区与大旋流角区的位置、畸变强度的幅值有很强的正相关性（见图29 ［23］）。图29中，σ a为定义的旋流畸变强度；|α a|为定义的总压畸变强度；Sk、Mk、Lk（k=1，2，…，8）为“S”弯流道进口安装不同插板的工况；baseline为“S”弯流道进口不安装插板的工况。三者近似呈线性分布，这意味着旋流畸变的强度会随着总压畸变强度的增大而增大［23］。
图 29 组合畸变中旋流与总压畸变强度参数的相关性［23］

Fig.29 Correlation between swirl and total pressure distortion intensity parameters in combined distortion［23］

基于图29的发现，可以尝试对综合畸变指数W的定义进行修正，给出可表征旋流/总压组合畸变特征的畸变指数。一种思路可表示为
W = K ( α ) ( Δ σ 0 ¯ + ε a v )
式中：K（α）为表征旋流畸变影响的系数，其确定准则应该是维持综合畸变指数与发动机稳定裕度变化的线性相关性。需要指出的是，旋流、总压畸变的耦合作用体现在2个方面：一是旋流角与总压周向非均匀分布的耦合作用；二是旋流涡对总压畸变稳态、动态成分占比的影响。如何综合考虑这两方面的影响，给出K（α）的计算方法，仍需大量系统深入的研究工作。

4 总结与展望

中国的航空发动机进气畸变试验评定技术体系仅考虑了总压畸变对发动机稳定性的影响，并未考虑旋流畸变。新一代先进隐身飞机发动机会承受复杂的旋流/总压组合畸变，发展航空发动机旋流/总压组合畸变试验评定技术，对于新一代先进隐身飞机的试验鉴定具有重要意义。围绕旋流/总压组合畸变流场测试、畸变发生装置设计、畸变指数定义，技术攻关时应关注如下研究方向。
1） 复杂旋流/总压组合畸变图谱测试方案
在旋流/总压组合畸变测试技术方面，已有测试手段基本能够满足大气流偏折角下流场速度与压力的准确测量需求，但仍需进一步提升测量鲁棒性、测试效率。① 应针对大偏折角来流条件下探针头部流动分离对测量结果的干扰问题，通过优化探针几何结构、减弱分离效应，在不显著增加测孔数目的基础上，发展适用角度范围更宽、抗干扰能力更强的稳/动态气动探针；② 应面向大偏折角工况标定困难问题，融合深度学习、非线性插值等方法，建立具有更强泛化能力的校准系数——气动参数映射模型，并发展更高精度的数据插值/重建方法。与此同时，工程实践表明依赖移动测点获取复杂畸变图谱存在周期长、成本高的问题，常用6×8固定测点难以捕捉组合畸变的关键特征。因此，在不显著增加测点数目的前提下，基于旋流/总压组合畸变生成演化规律，通过非均匀测点布置捕获低总压区与大旋流角区的分布特征，并结合数值仿真、数据挖掘建立有限测点下的AIP截面参数反演重建方法，是后续需重点突破的测试评定瓶颈。
2） 复杂旋流/总压组合畸变发生装置
在旋流/总压组合畸变发生装置方面，将常规总压畸变模拟板/网与导叶式旋流畸变发生装置组合，并通过几何构型迭代优化，可实现指定特征的组合畸变生成，但若同时准确模拟低总压区、高紊流度区与大旋流角区，其设计复杂性显著提高。此外，总压与旋流发生装置之间存在流场相互影响，使得目前方案难以实现组合畸变强度的连续可调，从而难以用于发动机可承受最大组合畸变强度的边界识别。后续应重点开展2类研究：一是揭示导叶旋流装置与总压畸变模拟板/网的耦合作用机制，形成面向特定组合畸变图谱的高效设计方法；二是探索可实现旋流/总压组合畸变强度连续调节的新型发生装置，为发动机安全运行边界划定和稳定裕度评估提供试验支撑。
3） 旋流/总压组合畸变指数的定义
在旋流/总压组合畸变指数定义方面，国际上总压畸变评定体系相对成熟，但旋流畸变的试验评定方法尚未形成统一共识。为建立适用于组合畸变条件下的发动机稳定性评定标准，需从流动机制出发研究旋流畸变对稳定裕度的作用规律，提炼旋流角幅值、空间分布特性等与稳定裕度之间的相关性，并据此定义能够反映旋流畸变影响的旋流畸变指数。对于组合畸变指数体系，一方面可采用“总压畸变指数+旋流畸变指数”并行评估的工程化思路，但该方法忽略了二者耦合影响，可能导致评定结果偏离实际；另一方面，可通过修正已有指数或建立新指数形式，将总压与旋流畸变的耦合效应纳入统一指标框架，但这需要进一步揭示总压-旋流耦合作用对发动机稳定性的影响机制。总体而言，构建可准确反映耦合效应的组合畸变指数体系，是未来开展旋流/总压组合畸变试验评定技术体系升级的核心科学与工程问题之一。

感谢航空动力系统与等离子体技术全国重点实验室科研助理李欣、张佐、刘江波、王鸽在撰写过程中提供的支持。

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