基于S形進氣道的全機溢流阻力數值仿真

姚皆可，陳斌，尚銀輝，郭強

（成都飛機工業（集團）有限責任公司技術中心，成都 610092）

0 引言

進氣道是飛機推進系統的重要組成部分，同時也是飛機的3大雷達波強散射源之一。對于有隱身需求的飛機來說，為了減小進氣道的雷達散射面積，通常采用S形進氣道設計，以實現進氣道自身彎曲結構對發動機進口端面的有效遮擋。隨著航空技術的發展，對飛機和發動機的性能匹配提出了較高的要求，而進氣道性能作為飛發匹配性能的重要組成部分，其阻力的評定就顯得非常重要[1-2]。進氣道的阻力包括內部阻力和外部阻力2部分。內部阻力即進氣道的內阻，可以通過進氣道測壓試驗得到；而外部阻力為附加阻力和外罩阻力之和，即溢流阻力，它是和發動機的工作狀態相關的[3-4]。定義進氣道流量系數1.0時為標準狀態，溢流阻力為流量系數偏離標準狀態時進氣道所受的外部阻力。當飛機偏離巡航點時，進氣道流量系數急劇減小，溢流阻力急劇增加，從而造成全機阻力急劇增加，尤其是發動機處于風車狀態時，溢流阻力達到最大[5]，因此，如何獲取準確的溢流阻力對分析飛機和發動機性能匹配尤為重要。

溢流阻力的獲取手段分為風洞試驗測量和數值仿真計算2種。其中，風洞試驗價格較為昂貴，且試驗周期較長對于型號的設計進度及成本控制等非常不利[6-8]。隨著計算機技術的發展，計算流體力學（Computational Fluid Dynamics，CFD）作為氣動阻力預測的手段之一被廣泛使用，其優點在于：成本低、周期短、部件力區分更為方便，且能夠清晰觀察到飛機內外部流場的細節，便于對飛機氣動特性機理進行分析。對于溢流阻力的數值仿真分析，國內外可參考的相關文獻并不多，Seddon等[9]和Holland等[10]分別在1985年和1994年提出了溢流阻力的理論分析方法，隨后Williams等[11]和張美紅等[12]將其應用到數值仿真計算中。近年來，中國學者張兆等[13]、張宇飛等[14]、劉蕾等[15]對溢流阻力的數值仿真手段進行了更加深入的研究，并將其應用到了發動機短艙的溢流阻力計算中。對于S形進氣道，由于內部曲率較大、邊界層附著困難，所以其設計一般是保證巡航狀態具有優異的性能，當偏離設計狀態時，進氣道內部氣流逐漸紊亂、甚至出現大范圍流動分離區域[16]。為了準確計算基于S形進氣道的全機溢流阻力量值，必須要精準捕獲進氣道偏離標準狀態工作時內管道的各種復雜流動現象。

本文以某型無人機為研究對象，建立了1套數值計算方法；并通對比空中某架次故障停車溢流阻力辨識結果，對數值仿真方法進行驗證；最后，對影響溢流阻力的參數進行分析，包括：流量系數、馬赫數、迎角及側滑角。

1 溢流阻力計算方法

1.1 全機阻力劃分

以某配裝S形進氣道的無人機（如圖1所示）為研究對象，飛機所受到的阻力包括機體阻力Dab及進氣道阻力DIntake。機體阻力和飛機布局密切相關，對于該無人機而言，主要包括機身阻力、機翼阻力及V尾阻力。進氣道阻力包括進氣道內阻Din和進氣道外阻Dex，進氣道內阻Din可以通過進氣道測壓風洞試驗測量或數值仿真計算得到；進氣道外阻為附加阻力Dadd和外罩阻力Dcowl之和，即溢流阻力Dspill。一般情況下，外罩阻力無法單獨區分，在計算時將其積分到飛機機體阻力中。

圖1 某配裝S形進氣道的無人機外形

S形進氣道的受力分析如圖2所示。定義進氣道流量系數Φ為進氣道實際 捕獲 流 量與 理 論捕獲流量的比值

圖2 S形進氣道的受力分析

式中：ρ0、V0分別為自由來流的密度、速度；Are為參考面積，一般取進氣道進口在零攻角狀態下的迎風面積。

當進氣道流量系數Φ=1時，進氣口前的捕獲流管為等截面柱體，此時作用在捕獲流管上的附加阻力Dadd=0，定義Φ=1為基本狀態，溢流阻力為相對于基本狀態的附加阻力Dadd與外罩阻力Dcowl之和，因此，在Φ=1時溢流阻力Dspill=0。當通過發動機調節活門減小工作流量時，原進氣道前方等截面柱體捕獲流管內的氣流不能完全進入發動機，此時，Φ＜1，在進氣道入口處產生溢流，這會對進氣道入口處外罩壓力分布產生影響，從而導致Dcowl發生變化；同時，流量系數變小使進氣道入口處捕獲流管變細，捕獲流管上產生Dadd。因此，隨著流量系數的減小，使得Dcowl和Dadd發生變化，從而導致溢流阻力發生變化。典型進氣道的附加阻力Dadd、外罩阻力Dcowl及溢流阻力隨流量系數Φ的變化曲線[17]如圖3所示。從圖中可見，附加阻力隨流量系數減小而增大，當流量系數接近1時，Dadd趨近于0；Dcowl基本為負值，主要是由于唇口外罩區域為吸力區，隨著流量系數的減小，外罩吸力增大，但當流量系數減小到一定值后，外罩吸力基本保持不變，主要是由于外罩產生氣流分離帶來外罩吸力的損失。因此，當流量系數大于一定值時，隨流量系數減小，由于外罩吸力的增大，溢流阻力增大緩慢；當流量系數進一步減小時，由于外罩吸力的損失，溢流阻力快速增大。

圖3 典型進氣道的附加阻力、外罩阻力及溢流阻力隨流量系數的變化曲線

1.2 溢流阻力計算

溢流阻力的計算包括附加阻力Dadd計算和外罩阻力Dcowl計算。

對于附加阻力（圖2）的計算，由于進氣道入口處（截面2）的流動參數難以直接獲得，所以將捕獲流管、進氣道及其內部的氣流作為整體進行受力分析，流過捕獲流管的氣流在水平方向所受的力為F1、流過進氣道內部的氣流在水平方向所受的力為F2，根據動量定理得

式中：p3、A3、V3分別為進氣道出口截面平均壓力、截面面積及氣流速度；p1、A1、V1分別為捕獲流管入口截面平均壓力、截面面積及氣流速度；m˙為氣流質量流量；p∞為無窮遠處來流壓力。

由于捕獲流管為假想的虛擬管道，所以用遠場參數來代替捕獲流管入口處參數，即p1=p∞、V1=V∞，因此式（2）簡化為

根據作用力與反作用力的關系可知，流過捕獲流管的氣流在水平方向所受的力F1與捕獲流管所受的推力大小相等、方向相反；流過進氣道的氣流在水平方向所受的力F2與進氣道的所受的推力大小相等、方向相反，即

同理，作用在捕獲流管上的推力與捕獲流管在水平方向所受的阻力D1大小相等、方向相反；作用在進氣道上的推力與進氣道在水平方向所受的阻力D2大小相等、方向相反，即

根據進氣道阻力劃分定義，捕獲流管與進氣道在水平方向所受的阻力D1、D2分別為附加阻力Dadd、進氣道內阻Din（可以通過對內管道的壓力分布進行積分獲得），即

結合式（3）～（6）得到附加阻力Dadd

式中：p3、V3分別為進氣道出口的平均靜壓和平均速度。

進氣道外罩屬于機身的一部分，外罩阻力Dcowl與飛機機體阻力Dab無法明確區分，所以數值仿真計算時將外罩阻力積分到飛機機體阻力中。

根據溢流阻力的定義，其為相對于進氣道流量系數為1時的附加阻力與外罩阻力之和的增量，即

2 數值仿真說明

近年來，隨著計算機硬件的發展及流場求解方法的進步，使得在型號研制過程中采用高精度數值模擬手段對復雜構型進行氣動分析成為可能。

2.1 計算數模及計算網格說明

計算數模采用某帶S形進氣道的無人機外形，如圖1所示。

計算網格的遠場邊界如圖4所示（L為機翼半展長），Boundary1距機頭尖點距離為15L，Boundary2距機身尾部距離為20L，Boundary3、Boundary4距機翼翼尖距離為20L。

圖4 全機計算域

計算網格采用ICEM-CFD軟件生成的六面體結構網格。為了改善物面及環形進氣道的法向網格分布和正交性，在近壁面處采用O型拓撲，其余各處采用H型拓撲；全機網格拓撲結構如圖5所示。在網格劃分時，在進氣道內部及其余流動復雜區域，對相應物面及附近空間網格進行加密處理，以準確捕獲進氣道內部及其余流動復雜區域的流場細節；附面層網格厚度及分布規律對近壁面粘性邊界層內流場信息的精準捕捉非常重要，附面層第1層網格厚度一般應為平均氣動弦長的10-5～10-6倍、增長比例應小于1.2、厚度應為平均氣動弦長10-1～10-2倍，本算例附面層網格設置為：第1層網格厚度為平均氣動弦長的8×10-6倍、增長比例為1.15、厚度為7×10-2倍；同時，通過調整拓撲點、網格連續過渡等措施，確保網格具有良好的正交性，且滿足網格正交、扭轉角、長細比等多種網格質量判據要求。過飛機對稱面的空間網格如圖6所示，進氣道表面網格如圖7所示。

圖5 全機網格拓撲結構

圖6 過飛機對稱面的剖面網格

圖7 進氣道表面網格

2.2 計算設置說明

計算軟件采用商業軟件CFX，控制方程為基于隱式守恒有限體積法離散的RANS，湍流模型為k-ω和k-ε結合的2方程SST湍流模型。

對于邊界條件（圖4）的設置，Boundary1、Boundary2、Boundary3分別設置為入口速度邊界、壓力出口邊界、遠場開放式邊界，機翼、機身、尾翼、進氣道設置為壁面無滑移邊界。圖7中的邊界4為進氣道出口，其主要是滿足發動機工作所需的質量流量，因此，理論上講，邊界4應當設置為質量流量邊界，但由于進氣道內部的流動比較復雜，在非設計點時可能會有氣流回流或流動分離存在，此時質量流量邊界容易發散，而壓力出口比較適合有回流的情況、收斂也更快。進氣道出口壓力邊界是將出口靜壓作為給定值，進氣道出口靜壓可根據發動機所需要的質量流量計算得到。對于溢流阻力的分析，將流量系數Φ作為已知值，對應流量系數下的進氣道總壓恢復系數σ根據進氣道風洞試驗獲得，則進氣道出口靜壓p3為

式中：p03為進氣道出口總壓，可以通過無窮遠處來流總壓p0∞與總壓恢復系數相乘得到為進氣道出口靜壓與總壓比，根據一元等熵關系式計算得到。

3 數值方法驗證

為了驗證上述數值仿真方法的有效性與可靠性，選取無人機（圖1）某架次發動機空中故障停車時的飛行狀態：Ma=0.28、H=2.5 km、α=1°、β=0°（停車前發動機流量系數Φ=1.2、停車后發動機風車轉速流量系數Φ=0.0127）作為算例驗證狀態，驗證本文數值計算模型對精確捕獲S形進氣道內管道復雜流動現象的合理性及溢流阻力計算方法的工程可行性。

3.1 數值計算收斂性驗證

選取的狀態點為發動機空中故障停車前的狀態Φ，在仿真計算中：監控目標變量為流量系數；采用的收斂判據為殘差R，一般情況下，R降到10-4～10-5，可以滿足大多數工程應用要求，但實際應用中，不一定要達到該收斂條件，需要結合氣動力的收斂歷程來判斷。殘差R和機體阻力系數CDab（以機翼面積為參考面積）隨時間變化曲線如圖8所示，結果顯示了殘差及阻力系數具有穩定的收斂趨勢。

圖8 殘差和阻力系數收斂歷程

3.2 溢流阻力計算驗證

3.2.1 溢流阻力辨識

根據發動機空中故障停車前后的飛參數據，對發動機停車后風車轉速下的溢流阻力進行辨識，其結果作為計算溢流阻力的對比標準。由于真實飛機為機體、進氣道與發動機的一體化設計，所以辨識得到的氣動阻力Dfight應為機體阻力與進氣道阻力的合力

飛參數據辨識的溢流阻力應為發動機停車后相對停車前的全機阻力的偏差

所以，溢流阻力的辨識可以轉化為發動機停車前后全機氣動阻力的辨識。由于該架次飛行發動機故障停車前后無人機處于爬升狀態，因此，可采用加速度法來辨識氣動阻力，具體步驟如下：

（1）在發動機停車前后分別選取一小段時間范圍Δt1、Δt2，此時可認為無人機為勻加速直線運動，根據飛行速度計算發動機停車前后無人機的加速度a1、a2

式中：ΔV1、ΔV2分別為時間段Δt1、Δt2所對應的無人機速度變化量，可以通過飛參數據獲得。

（2）分析Δt1、Δt2時間段內無人機在水平方向所受的力，主要包括發動機推力T及全機阻力Dfight。在Δt1時間段內，發動機的安裝推力為T1、全機氣動阻力為Dfight1；在Δt2時間段內，發動機的安裝推力為T2、全機氣動阻力為Dfight2。針對Δt1、Δt2時間段內的受力，分別采用牛頓第二定律

式中：m1、m2分別為Δt1、Δt2時間段內無人機的質量，即起飛質量減去耗油量；T1、T2與臺架推力T*1、T*2和進氣道總壓恢復系數δ1、δ2相關[20]，具體為

式中：T*1根據Δt1時間段內發動機的平均轉速通過查取節流特性表得到；T*2為風車轉速下的推力，由發動機方提供；δ1、δ2分別為發動機停車前狀態（Φ=1.2）與停車后狀態（Φ=0.0127）的總壓恢復系數，可根據進氣道測壓風洞試驗結果得到；Δζ為推力損失系數，一般為1.2～1.5，本文取1.35。

（3）聯立式（11）～（14）求解得到Df1ight、Df2ight。Df1ight、Df2ight分別為發動機停車前與停車后的全機阻力，即Dfigh（tΦ=1.2）、Dfigh（tΦ=0.0127）；

步驟（1）～（3）為發動機停車前后全機氣動阻力的辨識過程。將Dfigh（tΦ=1.2）、Dfigh（tΦ=0.0127）無量綱化即可得到發動機停車前后的氣動阻力系數、

式中：q為來流速壓；s為機翼面積。

參考式（10）、（15）可得到溢流阻力系數。

3.2.2 溢流阻力計算

為了與真實飛機辨識得到的溢流阻力進行對比，計算狀態應包括發動機停車前流量系數Φ=0.0127及發動機停車后流量系數Φ=0.12。同時，增加計算流量點Φ=0.2，以便于與縮比模型風洞試驗結果進行對比。

由于飛參辨識得到的氣動阻力為全機阻力，為了便于對比，計算阻力也采用全機阻力D，即機體阻力Dab與進氣道阻力Dintake之和，參考圖1可得到

進氣道內部阻力Din可通過計算流場進行積分得到，附加阻力Dadd通過式（7）計算得到。在式（7）中，平均靜壓p3為進氣道出口的反壓邊界值，進氣道捕獲流量˙通過式（1）計算得到，進氣道出口平均速度V3通過以下計算得到：

（1）根據捕獲流量˙，通過換算流量mcor計算公式求得氣體函數q（λ），根據氣體函數與速度系數的計算公式求解得到出口平均速度系數λ3[18]

式中：c'=241；A3為進氣道出口面積；T∞為無窮遠處來流溫度。

（2）根據一元等熵關系式計算得到進氣道出口馬赫數Ma3[18]

（3）捕獲流量與進氣道出口參數的關系為

在進氣道出口截面應用氣體狀態方程

根據聲速和馬赫數計算公式

式中：ρ3為進氣道出口截面平均密度；T3為進氣道出口平均靜溫；R為氣動常數，對于空氣R=287 m2/（s2·K）；a3為進氣道出口截面平均為聲速，聯立求解得到V3。

參考式（15）將計算得到的全機阻力無量綱化，得到不同流量系數下的全機計算阻力系數為了便于對比，計算的溢流阻力系數所對應的流量系數狀態與飛行狀態一致，記為：

數值仿真與風洞試驗的進氣道出口性能對比見表1。從表中可見，進氣道在正常工作狀態或溢流狀態下，數值仿真與風洞試驗結果的總壓恢復系數偏差在0.35%以內，穩態畸變指數偏差在0.15%以內，表明本文的數值仿真方法對進氣道性能的求解是合理的。在Φ=0.2時進氣道沿程靜壓及空間流線分布如圖9所示。從圖中可見，在Φ＜1的情況下，進氣口前方氣流不能完全進入進氣道，且進氣道內部靜壓沿程逐漸升高，導致氣流在內管道形成回流，并從進氣道溢出；在Φ=0.2時進氣道出口總壓恢復系數分布與縮比模型風洞試驗結果的對比如圖10所示。從圖中可見，二者分布規律基本一致、梯度略有差別，這主要是由于縮比模型風洞試驗進氣道出口安裝“米”字測壓耙對氣流的阻滯導致。圖9、10表明本文的數值仿真方法能夠有效捕獲到S形進氣道內管道的復雜流動現象，且結果合理、可信，可用于S形進氣道發動機不同工況下全機內外流一體化數值模擬。

圖9 進氣道沿程靜壓及空間流線分布（Φ=0.2）

圖10 進氣道出口總壓恢復系數分布與縮比模型風洞試驗結果的對比（Φ=0.2）

表1 數值仿真與風洞試驗的進氣道出口性能對比

無人機全機阻力系數CD隨流量系數Φ變化曲線如圖11所示。從圖中可見，對全機阻力系數來說，仿真計算結果較飛行辨識結果偏小約8%～10%，這主要是由于飛行辨識的全機阻力系數包含天線等外露物及制造偏差引起的附加阻力系數增量；但對于溢流阻力系數，計算結果與飛行辨識結果吻合較好，二者偏差為6.4%左右，滿足工程使用對阻力系數的捕獲精度要求。該結果充分說明了本文的數值仿真和溢流阻力計算方法的正確性，可用于基于復雜進氣道的全機溢流阻力預測。

圖11 全機阻力系數隨流量系數變化曲線

4 計算結果分析

第3章的驗證算例充分說明本文方法的有效性，因此，可以采用該方法來開展基于S形復雜進氣道的全機溢流阻力研究。為了從內管道流場變化剖析S形進氣道全機溢流阻力的影響因素，以如圖1所示的無人機外形為研究對象，分別對不同流量系數、馬赫數、攻角及側滑角下的溢流阻力進行計算。

對從流場結果到阻力系數的計算過程做如下說明：

（1）對計算流場的物面邊界進行積分得到機體阻力Dab、進氣道內阻Din。由于進氣道外罩屬于機身的一部分，機體阻力Dab與外罩阻力Dcowl無法明確區分，所以將外罩部分積分到機體阻力中；

（2）附加阻力Dadd參考第3.2.2節計算獲得；

（3）將附加阻力Dadd與機體阻力Dab疊加得到參考阻力系數D'=Dadd+Dab；

（4）溢流阻力Dspill通過式（8）計算獲得；

（5）參考式（15），將溢流阻力Dspill、附加阻力Dadd、參考阻力D'及機體阻力Dab無量綱化，得到溢流阻力系數CDspill、附加阻力系數CDadd、參考阻力系數C'D及機體阻力系數CDab。

4.1 流量系數對溢流阻力影響

流量系數是影響全機溢流阻力的主要因素，一般來說，在相同飛行條件下，隨著發動機流量系數減小，溢流阻力增大。

參考阻力系數、附加阻力系數CDadd及機體阻力系數CDab隨流量系數的變化曲線如圖12所示。從圖中可見，隨發動機工作流量系數的增大，減

圖12 參考阻力系數、附加阻力系數及機體阻力系數隨流量系數變化曲線

小，CDab增大，CDadd減小。

4.1.1 附加阻力系數CDadd變化規律分析

不同流量系數下進氣道流線分布和出口壓力如圖13所示。從圖中可見，隨著流量系數減小，即發動機工作流量減小，進氣道出口壓力逐漸升高，內管道逆壓梯度增大，使得進氣道前方氣流不能完全進入進氣道，從而導致捕獲流管變細，作用在捕獲流管上的附加阻力系數CDadd迅速增大；當流量系數Φ≤0.2時，內管道較大的逆壓梯度與S形彎曲效應影響的疊加，導致進氣口附近氣流較為紊亂，流動分離嚴重，這也是附加阻力系數CDadd增大較快的原因之一。

圖13 不同流量系數下進氣道流線分布及出口壓力

4.1.2 機體阻力系數CDab變化規律分析

不同流量系數下飛機對稱面位置唇口附近流線分布及壓力如圖14所示。從圖中可見，隨著流量系數減小，唇口附近的壓力逐漸降低，唇緣吸力增大，因此機體阻力系數CDab呈減小趨勢。這主要是由于流量系數減小使得內管道壓力升高，導致進氣口附近氣流未能完全進入進氣道，并從唇口溢出，與外流場氣流混合在一起流經進氣口上方機身表面，使得氣流流速加快、壓力降低、唇緣吸力增大。但隨流量系數減小，由于唇緣上方氣流加速，使得氣流附著困難，從而導致流動分離出現，且流量系數越小，氣流分離區域范圍越大，這會帶來唇緣吸力的損失，所以機體阻力系數CDab隨流量系數減小呈現較為緩慢減小趨勢。

圖14 不同流量系數下飛機對稱面位置唇口附近流線分布及壓力

由于參考阻力系數為附加阻力系數CDadd與機體阻力系數CDab之和，且CDadd較CDab隨流量系數的變化趨勢快，所以C'D與CDadd隨流量系數的變化趨勢一致，即隨流量系數增大而減小；而溢流阻力系數CDspill為流量系數Φ≠1的參考阻力系數C'D相對為流量系數1時的參考阻力系數C'D的增量（圖12），因此，CDspill隨流量系數增大而減小。

4.2 馬赫數對溢流阻力影響

從4.1節可知，發動機工作流量系數對溢流阻力影響較為明顯，但飛行馬赫數不同，溢流阻力變化規律也略有不同。

不同馬赫數下的溢流阻力系數CDspill隨流量系數變化曲線如圖15所示。從圖中可見，CDspill隨馬赫數提高而減小，這主要是由于隨飛行馬赫數提高，發動機需求的空氣流量增加，在相同流量系數下，從進氣道溢出的氣流減少，從而使得CDspill減小。根據式（8），CDspill計算可以分解為

圖15 不同馬赫數下的溢流阻力系數隨流量系數變化曲線

式中：ΔCDadd為附加阻力系數增量；ΔCDab為機體阻力系數增量，由于不同流量系數下機體流場除唇緣附近有差異外，其余部位基本一致，所以ΔCDab也為唇緣吸力系數增量。

在Φ=0.2時，附加阻力系數增量ΔCDadd與唇緣吸力系數增量ΔCDab隨馬赫數的變化曲線如圖16所示。從圖中可見，ΔCDadd隨馬赫數提高而減小，ΔCDab隨馬赫數提高而增大；相比ΔCDadd，ΔCDab為小值，所以溢流阻力系數CDspill隨馬赫數的變化規律與附加阻力系數ΔCDadd隨馬赫數的變化規律一致。

圖16 附加阻力系數增量與唇緣吸力系數增量隨馬赫數的變化曲線

從流場分布來分析飛行馬赫數降低引起溢流阻力系數CDspill減小的原因。在流量系數Φ=0.4時對稱面位置進氣道附近的流線及壓力分布如圖17所示。從圖中可見，在Φ≤1時，在較低飛行馬赫數下，為了滿足發動機較少空氣流量需求，進氣道內部壓力提高，內外部流場壓力差增大、逆壓梯度增強，同時由于S形內管道的彎曲效應，使得進氣道內部回流嚴重、進氣口前方不能進入進氣道的氣流增多、捕獲流管變細；而在高飛行馬赫數下，為了滿足發動機較多空氣流量需求，進氣道內部壓力降低，內外部流場壓力差減小、逆壓梯度變弱，使得進氣口前方進入進氣道的氣流變多、溢流減少，相比低馬赫數狀態，捕獲流管更接近等柱體。因此，高馬赫數下的附加阻力系數增量要遠小于低馬赫數下的。如圖16所示，在高馬赫數下，由于氣流溢出較少，所以唇緣吸力很小；而在低馬赫數下，雖然從進氣道溢出的氣流會導致唇緣吸力增大，但由于唇緣附近氣流分離的存在，使得唇緣吸力損失較大；所以，唇緣吸力增量量值較小，且隨馬赫數提高呈現緩慢減小趨勢。因此，溢流阻力系數變化規律與附加阻力系數增量規律一致，呈現隨馬赫數提高而減小的趨勢。

圖17 對稱面位置進氣道附近的流線和壓力分布（Φ=0.4）

4.3 攻角對溢流阻力影響

不同迎角下溢流阻力系數CDspill隨流量系數變化曲線如圖18所示。從圖中可見，在流量系數較大時，CDspill隨攻角變化不大；在流量系數較小時，CDspill隨攻角增大略有增大。總之，在小迎角范圍內，迎角對CDspill影響不明顯。

圖18 不同迎角下溢流阻力系數隨流量系數變化曲線

從流場分布來分析迎角對溢流阻力系數影響不大的原因，在大流量系數時Φ=0.8不同迎角下進氣道內管道及唇口附近的流線和壓力分布如圖19所示，在小流量系數時Φ=0.2不同攻角下進氣道內管道及唇口附近的流線和壓力分布如圖20所示。從圖中可見，在小迎角范圍內，進氣道受機身的遮擋效應影響較小，進氣道內管道與唇口附近的壓力及流線分布對迎角變化不敏感。因此，在小迎角范圍內，迎角對溢流阻力系數影響不大。

圖19 不同攻角下進氣道內管道與唇口附近的流線和壓力分布（Φ=0.8）

圖20 不同攻角下進氣道內管道與唇口附近的流線和壓力分布（Φ=0.2）

4.4 側滑角對溢流阻力影響

在不同側滑角下的溢流阻力系數CDspill隨流量系數的變化曲線如圖21所示。從圖中可見，側滑角對溢流阻力系數CDspill影響非常小。主要是由于在不同側滑角、同一流量系數下，從進氣道溢出的空氣流量基本相當，其對周圍流場的影響也基本相當。在發動機風車轉速下氣流完全溢出時不同側滑角的進氣道附近的壓力等位線分布如圖22所示。

圖21 不同側滑角下溢流阻力系數隨流量系數的變化曲線

圖22 不同側滑角下進氣道入口處的壓力等位線分布（Φ=0.01）

5 結論

（1）建立了1套精準的數值計算方法，包括基于S形進氣道的全機阻力劃分、溢流阻力計算公式推導；

（2）利用本文提出的數值方法，模擬了不同影響因素的全機內外流動現象，并從S形進氣道內管道流場變化剖析各影響因素下溢流阻力的變化規律，得出對基于S形進氣道全機溢流阻力影響較大的2個主要因素為流量系數和馬赫數。

研究結果表明，本文的數值模擬方法，能夠對基于復雜進氣道的全機溢流阻力進行計算和分析，并且可推廣應用到任意布局飛機的溢流阻力計算中，為飛機進/發匹配研究及氣動阻力修正提供技術參考。