亞聲速無人機背部S彎進氣道設計與試驗

安佳寧

（中國人民解放軍92419部隊，遼寧興城125106）

0 引言

無人機進氣道設計是無人機氣動設計的重要組成部分[1]，其性能的優(yōu)劣直接影響無人機用渦噴發(fā)動機的性能。對無人機進氣道設計的基本要求有3點：盡可能高的總壓恢復系數(shù)；盡可能小的進氣畸變；足夠的空氣流量。同時應保證高質(zhì)量的進口流場、小的飛行阻力和滿足隱身性的要求[2]。S彎進氣道可以提高無人機的隱身性能，并有效減小機身截面積，從而減小飛行阻力，因此在以噴氣式發(fā)動機為動力裝置的無人機上得到了廣泛應用[3]。S彎進氣道在無人機上的布置方式受多種因素影響，當強調(diào)無人機機動性時多使用腹部進氣；當強調(diào)隱身性能時多使用背部進氣。采用兩側進氣方式對以降落傘加氣囊回收的無人機有利。亞聲速無人機在設計中受回收系統(tǒng)限制，多采用背部進氣。某高亞聲速無人機的平飛設計點為小迎角狀態(tài)，沒有機動性要求，背部進氣可以滿足飛行包線范圍的使用要求，而且可以最大限度減小飛行阻力，因此在該無人機中采用背部后置式亞聲速S彎進氣道[4-5]。

進行進氣道研制時一般應通過風洞試驗進行性能測試。為了節(jié)約研制成本，縮短研制周期，在研制無人機的過程中取消了進氣道風洞試驗，采用“理論設計→仿真計算→試制進氣道樣件→進氣道與發(fā)動機匹配試驗”的流程。

本文按照該流程對無人機進氣道進行詳細設計，由于采用了背部進氣方式且位置較靠后，機身對進氣道的遮擋作用不能忽略，因此。利用CFD仿真軟件對進氣道進行內(nèi)外流場耦合仿真計算，分析了進氣道性能；利用由玻璃纖維復合材料制造的進氣道樣件與選用的渦噴發(fā)動機進行地面試車臺匹配性開車試驗。

1 進氣道型面設計

S彎進氣道型面設計包括：（1）決定橫向壓力梯度的進氣道中心線變化率設計；（2）決定擴壓比的面積變化率設計；（3）決定偏航和大迎角下進氣性能的唇口設計；（4）避免大量附面層進入進氣道的隔道設計。受無人機空間條件的限制只能采用較大偏距、較短擴壓段的S彎進氣道，如圖1所示。為了提高總壓恢復系數(shù)，降低進氣畸變，采用先急后緩的中心線變化率，如圖2所示。為了控制出口氣流的分離，使出口氣流更加均勻，選用緩急適中的面積變化率，如圖3所示。附面層隔道的厚度由進氣道入口到機頭的長度決定，根據(jù)經(jīng)驗，其值取為進氣道入口到機頭長度的0.9%，隔道形狀選取尖劈形狀，尖劈夾角選擇45°[6]。在唇口截面設計時，內(nèi)外唇口分別采用大小不同的1/4橢圓，其中內(nèi)唇口橢圓長軸為24 mm，短軸為12 mm，外唇口橢圓長、短軸均為內(nèi)唇口長度的2倍。最終設計結果為進口喉道采用長寬比為2的長圓型。內(nèi)擴壓器部分的長度為3.968D（D為進氣道出口當量直徑），進、出口中心偏距為2.133D，根據(jù)當量擴張角不大于5°的原則，面積擴張比確定為1.21。

圖1 進氣道外形

圖2 進氣道中心線變化率

圖3 進氣道截面變化率

2 進氣道仿真計算

為了獲得更準確的進氣道性能，必須進行無人機內(nèi)外流場耦合仿真，仿真采用3維可壓縮雷諾平均N-S方程，湍流模型采用k-ε模型。采用有限體積法格心格式進行離散。在每個物理時間步長內(nèi)，采用當?shù)貢r間步長以加速收斂。將無人機進氣道及其周圍流場作為計算域進行網(wǎng)格劃分，計算域長、寬分別設為參考長度的40、10倍，計算網(wǎng)格生成如圖4～7所示。進氣道采用多塊結構網(wǎng)格，其余部分采用非結構混合網(wǎng)格，共約600萬網(wǎng)格單元，在進氣道的唇口等型面變化劇烈的區(qū)域進行網(wǎng)格適當加密。根據(jù)壁面函數(shù)法確定的y+繪制近壁面網(wǎng)格。邊界采用壓力遠場邊界條件，進氣道出口邊界采用壓力出口邊界條件，出口界面的質(zhì)量流量惟一給定，在迭代收斂過程中，通過調(diào)整出口處的平均靜壓，逐步逼近給定的質(zhì)量流量。計算域邊界設為壓力遠場邊界條件，壁面為黏性無滑移絕熱固壁[7-8]。計算馬赫數(shù)為0.3～0.7，迎角為-2°～8°，側滑角為 0°～6°。

圖4 進氣道進口處網(wǎng)格

圖5 進氣道出口處網(wǎng)格

圖6 進氣道對稱面網(wǎng)格

圖7 整機對稱面網(wǎng)格

3 進氣道與發(fā)動機匹配試驗

在地面靜態(tài)自然吸氣狀態(tài)下進氣道總壓恢復系數(shù)最小，進氣畸變最大[9-12]。為了驗證進氣道流量與發(fā)動機所需流量的匹配性，根據(jù)臺架試驗數(shù)據(jù)分析，評判無人機在地面時進氣道與發(fā)動機的氣動相容性，以及通過加減速試驗和熄火試驗，判定發(fā)動機穩(wěn)定工作裕度是否能夠確保飛行安全，進行進氣道與發(fā)動機的匹配性試驗[13-15]。試驗件采用1∶1真實的進氣道與發(fā)動機進行地面聯(lián)合試驗。進氣道采用玻纖復合材料制成，將進氣道唇口、進氣道2部分分別成型后黏接形成進氣道組件，其中進氣道采用分段陽模一次性成型，保證了內(nèi)型面的加工精度。進氣道通過法蘭盤與渦噴發(fā)動機進氣端面連接，如圖8所示。試驗主要內(nèi)容包括：（1）在不同轉(zhuǎn)速狀態(tài)下發(fā)動機的推力及耗油率節(jié)流特性；（2）完成發(fā)動機瞬態(tài)工作情況，包括熄火試驗，瞬態(tài)急推桿（0.5 s）和瞬態(tài)急拉桿（0.5 s）試驗，考核發(fā)動機與進氣道匹配工作穩(wěn)定性。在試驗過程中，監(jiān)測發(fā)動機各關鍵轉(zhuǎn)速振蕩情況，以及發(fā)動機排氣溫度、壓氣機壓比、進口流量和點熄火性能，根據(jù)上述試驗結果，判斷發(fā)動機推力等關鍵參數(shù)是否達到設計指標。試驗參數(shù)錄取是在恒轉(zhuǎn)速情況下進行的，轉(zhuǎn)速呈階梯型增加，試驗時按物理轉(zhuǎn)速給定發(fā)動機轉(zhuǎn)速，測試發(fā)動機對應狀態(tài)下的推力、耗油率、壓氣機轉(zhuǎn)速及排氣溫度。試驗后，根據(jù)試驗時的大氣壓力和大氣溫度，折合計算標準狀態(tài)下發(fā)動機的轉(zhuǎn)速及推力等關鍵參數(shù)。

圖8 試驗現(xiàn)場

4 結果分析

4.1 仿真結果分析

4.1.1 飛行速度對進氣道性能影響

整個仿真計算過程按照高度為0、3、5 km和馬赫數(shù)為0.3、0.5、0.7共計9個飛行狀態(tài)點進行仿真。由于無人機設計飛行迎角為0°，因此重點對α=0°、β=0°下的數(shù)據(jù)進行分析。在地面靜止狀態(tài)下進氣道的抽吸性能參數(shù)見表1，進氣道出口總壓恢復系統(tǒng)為0.9772，進氣道出口總壓畸變指數(shù)（DC60）為0.126，周向畸變指數(shù)為1.28%。在地面自然吸氣無沖壓的情況下，總壓恢復系數(shù)明顯小于有速度的狀態(tài)，而且進氣畸變較大。

表1 馬赫數(shù)對進氣道性能的影響

從表中可見，在高度為 0 km、α=0°、β=0°時，總壓恢復系數(shù)隨著馬赫數(shù)的提高而增大，并在Ma=0.5時達到最大，然后略微減小，在其他高度下均隨著馬赫數(shù)提高而增大，總體而言，總壓恢復系數(shù)均大于0.97，可見馬赫數(shù)對進氣道的總壓恢復系數(shù)影響很小。進氣畸變隨馬赫數(shù)的變化較為多樣，但其最大值小于1.3%，且變化也較小，故馬赫數(shù)對進氣畸變影響也較小。在高度為5 km時，隨著飛行速度的增加，進氣道出口流場畸變逐漸減弱，總壓恢復系數(shù)逐漸增大，說明進氣道的效率隨飛行速度的增加而提高。

4.1.2 高度對進氣道性能的影響

對不同高度下 α=0°、β=0°，飛行馬赫數(shù)分別為 0.3、0.5時的進氣道性能進行了分析，其結果如圖9所示。從圖中可見，在相同馬赫數(shù)下隨著高度的增加，總壓恢復系數(shù)逐漸減小，但是減小幅度很小。

圖9 在不同高度下總壓恢復系數(shù)的變化

4.1.3 迎角對進氣道性能的影響

對海平面下總壓恢復系數(shù)隨迎角的變化進行分析，其變化趨勢如圖10所示。從圖中可見，無人機在-2°迎角時總壓恢復系數(shù)最大，隨著迎角的增加總壓恢復系數(shù)逐漸減小，但仍大于0.985，變化量較小，對進氣道性能幾乎無影響。側滑角為0°、迎角分別為-4°、0°、8°時進氣道出口處總壓和對稱面馬赫數(shù)分別如圖11～16所示。從圖中可見，在進氣道出口頂端有分離現(xiàn)象發(fā)生，而且隨著迎角的增大，分離區(qū)范圍逐漸擴大。

圖10 進氣道出口處總壓恢復系數(shù)隨迎角的變化

圖 11 α=-4°、β=0°時進氣道出口處總壓

圖 12 α=-4°、β=0°時進氣道對稱面馬赫數(shù)

圖 13 α=0°、β=0°時進氣道出口處總壓

圖 14 α=0°、β=0°時進氣道對稱面馬赫數(shù)

圖 15 α=8°、β=0°時進氣道出口處總壓

圖 16 α=8°、β=0°時進氣道對稱面馬赫數(shù)

4.1.4 側滑角對進氣道性能的影響

對3、5 km高度下總壓恢復系數(shù)隨側滑角的變化進行分析，其變化趨勢如圖17所示。從圖中可見，無人機在3 km、4°迎角時總壓恢復系數(shù)隨側滑角增加而增大，在其他狀態(tài)下變化很小，總體而言，在4°側滑角范圍內(nèi)，總壓恢復系數(shù)均大于0.975，即側滑角對進氣道的性能影響較小。

圖17 進氣道出口處總壓恢復系數(shù)隨側滑角的變化

4.2 匹配試驗結果分析

發(fā)動機加減速及熄火試驗數(shù)據(jù)曲線如圖18所示。從圖中可見，在發(fā)動機急減速的過程中（大車至慢車狀態(tài)），轉(zhuǎn)速曲線平滑，即發(fā)動機工作穩(wěn)定，無油門驟減帶來的轉(zhuǎn)速波動；在慢車至空中慢車、空中慢車至大車這2段急加速上升曲線中，轉(zhuǎn)速曲線同樣平滑無異常。因此發(fā)動機在進氣道匹配條件下的穩(wěn)定工作裕度滿足工作需求。從發(fā)動機熄火特性曲線可見，在發(fā)動機油門驟減過程中，發(fā)動機轉(zhuǎn)速降至20000 r/min以下（低于發(fā)動機穩(wěn)定工作低限—慢車35000 r/min），隨后，隨油門增加，轉(zhuǎn)速成功回調(diào)至慢車，發(fā)動機在全過程中工作穩(wěn)定，熄火裕度安全可靠。發(fā)動機工作溫度雖然有所上升，但完全滿足工作需求，無超溫危險。在熄火狀態(tài)下發(fā)動機工作穩(wěn)定，加減速滿足實際使用需求。在試驗中使用3臺發(fā)動機進行推力損失測試。根據(jù)試驗時的大氣壓力和大氣溫度，折合到標態(tài)條件下發(fā)動機的推力進行計算。進氣道損失帶來的推力平均衰減為3.19%，略大于理論計算的2.23%，但仍滿足推力衰減不大于5%的指標要求。

圖18 發(fā)動機加減速及熄火試驗數(shù)據(jù)

5 結束語

本文介紹了按照“理論設計→仿真計算→試制進氣道樣件→進氣道與發(fā)動機匹配試驗”流程進行某無人機進氣道詳細設計的過程。完成了某亞聲速無人機進氣道的設計，進行了內(nèi)外流場耦合仿真，得到了進氣道的相關性能參數(shù)。在整個飛行包線范圍內(nèi)，進氣道均具有較高的總壓恢復系數(shù)和較小的進氣畸變，從總壓恢復系數(shù)來看，在各高度上，除了超出無人機最大飛行速度的馬赫數(shù)0.7外，在馬赫數(shù)0.5時總壓恢復系數(shù)最大，因此進發(fā)匹配點的馬赫數(shù)為0.5。利用試制的玻璃纖維進氣道進行進氣道與發(fā)動機匹配試驗，結果表明進氣道空氣流量滿足發(fā)動機進氣流量需求，進氣道性能滿足設計指標要求。已經(jīng)完成的無人機試飛試驗初步驗證了所設計的進氣道性能滿足發(fā)動機進氣需求，下一步將按照無人機極限指標考核要求對進氣道性能進行進一步分析。