幾何參數對S彎進氣道氣動特性的影響研究

王云飛，沈天榮，寧嘯天，孟軒，袁化成，周正貴

(1. 南京航空航天大學 a. 能源與動力學院； b. 江蘇省航空動力系統重點實驗室，江蘇 南京 210016；2. 沈陽飛機設計研究所，遼寧 沈陽 110035)

0 引言

隨著高新技術的發展，現代一線裝備已呈明顯的無人化趨勢。無人機自問世以來，就以獨有的低成本、低損耗、零傷亡、可重復使用和高機動性等諸多優勢受到越來越多國家的重視[1-5]。進氣道作為推進系統的重要組成部分，其性能的優劣直接影響無人機的作戰性能，因此對無人機進氣道進行研究具有重要意義[6]。

S彎進氣道作為一種典型的進氣道形式，得到了廣泛關注。其流場特征具有鮮明的特點，特有的 S 彎管形狀，有兩個方向不同的彎道，氣流主流經過這兩個彎道時，由于離心力的作用，使得進氣道兩個彎道的高壓區和低壓區的分布剛好相反[7]；同時在周向方向上附面層的存在，使得氣體壓力驅動氣流產生二次旋流；兩個彎道二次旋流的方向是相反的，因而在進氣道的出口處產生獨特的“對渦”結構[8]。國內對S彎進氣道內的對渦和旋流及旋流的抑制也進行了大量研究[9-15]。近年來，隨著對S彎進氣道需求的增加，有關S彎進氣道設計及流場控制等研究不斷增加。謝旅榮[16]設計一種受總體約束的彈用S彎進氣道,并進行了實驗驗證。靖建朋等對一種雙S彎進氣道進行了地面狀態的試驗研究，并對進氣道的附面層抽吸進行了實驗[17-19]。劉雷等對S彎進氣道出口旋流畸變及埋入式進氣道的設計優化及流場控制進行了廣泛研究[20-23]。寧樂等對有無附面層吸入對S彎進氣道流動特性的影響進行了研究[24]。為提高S彎進氣道性能，張競等基于大規模數值計算建立了一種S彎進氣道的全自動優化方法[25]。

本文采用數值仿真方法對無人機S彎進氣道進行了研究。首先對某無人機S彎進氣道內流場結構進行了分析，研究中間截面及出口截面流場特征及出口參數。然后，對偏移距離和進氣道的長度等幾何參數對S彎進氣道氣動特性的影響進行了研究。

1 數值仿真方法

1.1 彎進氣道基礎構型

圖1為某無人機用S彎進氣道的基礎構型(半模型)，飛行器前端至進氣道出口全長約為4088mm，S彎入口至S彎出口長度為2 413mm，其中包括尾部200mm長度的等直段，出口圓截面半徑為375mm，進氣道入口為類三角形，內通道擴張比約為1.2530，中間截面中心相對入口底邊向下偏移距離約為0.45L/D。出口圓壁面計算時再向后延長1m以隔絕出口壓力邊界條件的直接影響。

圖1 S彎進氣道基礎構型(半模型)

1.2 網格及數值仿真方法

采用內外流一體化的計算方式，圖2給出了外流場邊界處的邊界條件類型，包括壓力遠場、壓力出口。入口上下及前方流場邊界距離飛行器的距離為15倍飛行器長度尺寸。由于模型對稱且計算條件無攻角和側滑角，為了減小計算量采用半模型進行計算[26]，因此還需要引入對稱面邊界。

對上述內外流一體化構型進行結構化網格劃分，其中飛行器表面網格以及飛行器前緣和唇口前緣網格如圖3所示，總網格量約為520萬。

圖2 計算域與計算邊界(半模型)

圖3 計算網格(半模型)

仿真軟件采用商業軟件Fluent，求解三維定常N-S方程，若采用坐標變換：

ξ=ξYx,y,zY

ζ=ζYx,y,zY

N-S方程組表達為：

采用基于壓力的耦合求解器，湍流模型選擇基于RANS的綜合能力較好的 SSTk-ω。切應力輸運(shear stress transport, SST)格式的k-ω模型是由Menter提出的[27]。SST格式k-ω模型的特點是在近壁區內采用k-ω模型，在附面層邊緣和自由剪切層采用k-ε模式，其間通過一個混合函數來過渡，通過系數疊加統一寫成k-ω形式。由于有效地結合了k-ω模型的近壁特性和k-ε模型對自由流計算的優點，使得SST格式k-ω模型的應用范圍變得寬廣，對于逆壓梯度流動、激波等復雜流動的計算模擬能力相對標準的k-ω模型有較大的提高。

1.3 數值仿真方法驗證

采用與前述S彎構型相似的構型(圖4)進行數值仿真與試驗結果的對比驗證。采用結構化網格劃分，網格量約為145萬。

圖4 驗證模型計算網格(半模型)

采用前述的數值仿真方法，得到Ma=0.7，α=1°，β=0°時設計點附近進氣道對稱面上帽罩側和壓縮面上的沿程靜壓分布曲線，如圖5所示。由圖可見，計算獲得的靜壓分布曲線和實驗相當吻合，說明所采用的數值仿真方法是可靠的。

圖5 唇罩與壓縮面上壓力系數實驗值與仿真對比

2 S彎進氣道氣動特性數值仿真分析

對上述內外流一體化構型進行數值仿真，來流條件為Ma=0.8，飛行高度為13km，當進氣道出口馬赫數為0.5時，得到的流場馬赫數分布等值圖如圖6所示。可以看出，進入內通道后，相比于入口參數，馬赫數有所增加，這是由于S彎通道初始部分面積收縮導致的。同時，在氣流向下偏轉的過程中，底角落部分開始形成漩渦流動，這是由于此位置側向的快速擴張，導致的橫向壓力梯度所致。漩渦所處的范圍隨著流動向下不斷發展，至最低中間截面最為明顯，且漩渦內流動速度達到最低，隨著向下游的繼續發展，漩渦逐漸與主流摻混，其范圍有所增加，但與主流的摻混使其速度逐漸接近主流。在流動達到最低截面后，由于通道向上突然的擴張，使上壁面流動發生明顯的分離，分離范圍隨著流動發展變大，且在分離區域內形成流向渦結構。由于通道橫向的收縮和縱向的擴張，分離區的范圍在橫向上不斷被擠壓，并最終與主流之間形成明顯的剪切層。

由于橫向壓力梯度的影響，整個通道內存在S彎流動中典型的二次流動，并最終影響到出口流動狀態，在出口截面形成明顯的對渦結構。渦心位置位于通道上半部分，與分離區中心位置接近。

圖6 S彎進氣道不同截面馬赫數分布云圖

為了更好地研究其性能，對其質量流量和出口總壓恢復系數、出口|DC60|值進行提取。在來流馬赫數為0.8、出口截面質量平均馬赫數為0.5的情況下，該進氣道流量系數約為1.066 3，總壓恢復系數0.955，出口|DC60|值為0.418 6。其中，流量系數的計算中所采用的捕獲面積使用S彎入口截面面積。

3 幾何參數對S彎進氣道氣動特性的影響研究

3.1 偏移距離對S彎進氣道的氣動特性影響

為了研究偏移距離對S彎進氣道氣動性能的影響，分別設計了另外兩個偏移距離增加和偏移距離減小的方案。偏移距離定義為最低截面中心位置與入口截面下壁面位置的高度差值。原始構型的偏移距離為0.45L/D，其中L為S彎通道沿x方向的長度；D為出口直徑。為了對比，設計了偏移距離為0.4L/D、0.5L/D兩個偏移距離增加和減小的方案，面積變化規律等均不改變。采用相同的數值仿真方法和相同的來流條件，出口馬赫數仍然匹配為0.5。

圖7和圖8給出了兩個方案的內通道馬赫數等值分布圖及中間截面和出口截面的馬赫數等值分布。偏移距離的增加或者減小基本不改變S彎進氣道的流場特征，漩渦的形成與發展、分離區的形成與發展與前述方案基本一致。出口均形成明顯的漩渦結構。

圖7 偏距減小方案不同截面馬赫數分布云圖

圖8 偏距增加方案不同截面馬赫數分布云圖

為了進一步對比偏移距離的影響，提取不同構型下的質量流量。出口總壓恢復系數及|DC60|值，如表1所示。

表1 不同偏移距離的進氣道出口參數

從表1可以看出在相同的出口馬赫數下，進氣道質量流量有所差異，隨著偏移距離的增加而減小。偏移距離最小的方案總壓恢復系數最高，說明過大的偏移距離會增加流動損失，但是隨著偏移距離的增加，|DC60|逐漸降低，說明偏移距離的增加有助于通道內流動的摻混，降低出口流場總壓畸變。

3.2 長度對S彎進氣道的氣動特性影響

為了對比S彎內通道長度對S彎進氣道氣動性能的影響，又設計了兩個長度分別加長至3.0m和3.5m的方案，原始構型為2.0m。采用相同的數值仿真方法，出口匹配馬赫數仍然為0.5。

圖9和圖10給出了兩個長度改變后方案的內流場馬赫數分布及部分特征截面的馬赫數分布。隨著S彎進氣道長度的增加，分離區相對減小，橫向渦結構范圍也在減小，相應地，出口對渦結構也明顯減小范圍，這是由于長度逐漸增加后，其余參數沒有發生改變，其截面橫向的壓力梯度有所減弱。

圖9 長度3.0 m方案不同截面馬赫數分布云圖

圖10 長度3.5 m方案不同截面馬赫數分布云圖

為了進一步對比長度帶來的影響，提取不同進氣道的質量流量、出口截面總壓恢復系數和出口截面的|DC60|，如表2所示。長度增加后的進氣道流量增加，這可能是由于分離區范圍的相對減小，使得實際流量面積和損失減小的緣故，總壓恢復系數隨長度的增加也印證了這一點。隨著長度的不斷增加，出口|DC60|值不斷降低，說明長度的適度增加能夠降低出口總壓畸變。

表2 不同偏移距離的進氣道出口參數

4 結語

本文對某S彎進氣道內外流一體化構型進行了研究，并對S彎進氣道的偏移距離、長度等參數的影響進行了研究，根據結果可以得到如下結論：

1) 此S彎進氣道在入口向下偏轉過程中角落形成渦結構，在最低點后向上偏轉過程中發生流動分離，橫向壓力梯度帶來了進氣道內明顯的二次流動，出口形成明顯的對渦結構。

2) 進氣道偏移距離的增加不改變基本的流場結構，但是會增加流動損失，但適當的增加偏移距離有利于控制出口總壓畸變。

3) 進氣道長度對性能有明顯影響，長度的增加使得二次流動減弱，分離區域減小，同時出口對渦結構范圍減小。長度的增加一定程度上會降低總壓損失，提升總壓恢復系數，同時對控制出口總壓畸變有明顯好處。