基于邊界層抽吸的埋入式進氣道性能優化研究

肖毅，沈亮，劉敏，楊昌發

江西航空研究院，江西 南昌330213

從20世紀40年代起，埋入式進氣道就引起了國外學者的普遍關注，通過一系列的試驗研究，明確了此類進氣道具有低速性能好、高速性能偏差的基本特性[1-4]?；诼袢胧竭M氣道的基本特性，近年來，國內外學者開展了形式多樣的優化設計研究工作。2004 年，Knight 等對一種彈用埋入式進氣道進行了優化設計研究，通過在管道內加裝擾流片的形式改善了進氣道的畸變情況[5]。2012 年，南京航空航天大學程代姝等對管道內安裝擾流片和彈體表面吹氣的埋入式進氣道性能進行了數值仿真研究，結果表明，合適的吹氣方案能夠有效地吹除部分彈身邊界層，改善埋入式進氣道進口前邊界層狀況及內通道流態[6-7]。埋入式進氣道在機身內通常呈S彎布置，在S彎進氣道的優化設計研究方面，2015年，中國飛行試驗研究院田曉平等對渦流發生器抑制S 彎進氣道旋流畸變開展了數值仿真研究[8]；同年，航空工業空氣動力研究院趙振山等對S彎進氣道內的射流控制裝置開展了多目標優化設計，采用數值仿真的方法獲得了總壓恢復高、流場畸變小的進氣道內流流動控制方案[9]。

本文針對某無人加油機概念方案，開展了埋入式進氣道方案設計，采用數值仿真的方法獲得了進氣道的基本性能，在進氣道前加裝邊界層抽吸孔開展性能優化研究，重點分析了飛機巡航條件下邊界層抽吸位置與抽吸流量對進氣道總壓恢復系數σ和畸變指數DC60的影響規律，總壓恢復系數為進氣道出口氣流平均總壓與來流總壓之比，是表征進氣道性能損失量的重要參數；畸變指數DC60不僅考慮了壓力畸變的幅度和范圍，還考慮了進氣道出口氣流速度的大小，是衡量進氣道穩態畸變的常用指標[10]。

1 研究對象

1.1 無人機概念方案

如圖1 所示，本文所研究的無人機概念方案主要參考美國MQ-25 無人機進行設計，其典型特點是大航程、長航時又兼具一定的隱身性能。該無人機采用“梭形”機身、超臨界翼型中單翼、V形尾翼、埋入式進氣道及矩形尾噴管設計。機長14.5m、翼展20m、機高3.2m，設計巡航高度11000m、巡航馬赫數0.6、最大飛行馬赫數0.7。

圖1 無人機概念方案Fig.1 Concept scheme of unmanned aerial vehicle

1.2 埋入式進氣道方案設計

本文的埋入式進氣道方案以某型發動機的幾何參數、進氣流量參數為基礎，在飛機巡航點下進行設計（見圖2）。主要參考文獻[11]提出的埋入式進氣道“氣動S 彎”概念開展喉道面積、擴壓段長度內外唇口參數等設計研究。進氣道總長4.2m，進氣道偏距0.83m(進氣道出口截面圓心到機身上表面垂直距離)，進氣道進口最大寬度1.2m，進氣道進口距機頭前緣6.8m。

圖2 埋入式進氣道設計方案Fig.2 Design scheme of submerged inlet

2 計算方法概述

2.1 網格與邊界條件

本文的計算條件不帶迎角與側滑角，流動是對稱的，因此采用半模進行計算，并對機翼進行了截短簡化處理。整個計算域（見圖3）劃分四面體非結構化網格，邊界層網格首層高度為0.01mm，共10層，網格量總數約750萬，Y+值符合壁面函數要求。在商用計算流體動力學軟件Fluent中進行流場計算，使用二階迎風格式對時間和空間項進行離散；選擇可實現的k?ε湍流模型對流動進行計算，該模型將湍動黏度與應變率聯系起來，使得流動更加符合湍流的物理定律，適合于對射流、邊界層流動、有分離流動等進行計算[12]，主要的計算邊界條件有壓力遠場條件、壓力出口條件、對稱邊界及無滑移絕熱固壁條件。主要計算高度為H=11000m，飛行速度計算范圍為Ma=0～0.7，發動機為最大進氣流量狀態，優化設計點為飛機巡航狀態：H=11000m、Ma=0.6。

圖3 計算域示意圖Fig.3 Schematic diagram of computing domain

2.2 算例驗證

2008 年，謝文忠等對一種導彈用平面埋入式進氣道的氣動特性進行了風洞試驗研究[13]，如圖4所示，在對該試驗模型進行幾何重構的基礎上，采用本文的數值仿真方法對進氣性能進行了計算分析，計算結果與試驗結果對比如圖5所示。隨著來流速度的增大，計算與試驗所獲得的進氣道總壓恢復系數均逐漸降低；在所研究的速度范圍內，計算的總壓恢復系數與試驗值相比偏小，但差量均在0.9%以內，說明本文的數值仿真方法能夠較為準確地預測埋入式進氣道的總壓恢復系數及流場分布情況。

圖4 平面埋入式進氣道模型示意圖[13]Fig.4 Schematic diagram of submerged inlet on plane surface[11]

圖5 計算與試驗結果對比示意圖Fig.5 Comparison diagram between simulation and test results

2.3 基準方案的進氣性能

發動機最大進氣流量狀態下，進氣道性能隨飛行馬赫數的變化規律如圖6 所示，從圖6 中可以看出，在飛機起飛階段(Ma=0→0.2)，進氣道出口總壓恢復系數逐漸增大、畸變指數DC60逐漸減小，進氣性能逐漸提升，隨著飛行速度繼續增大，進氣道出口總壓恢復系數減小、畸變指數DC60逐漸增大，進氣性能呈急劇降低趨勢。進氣性能變化的主要原因如圖7所示，在來流速度為0 時，進氣為四周抽吸的繞流，在后唇口附近產生了分離流動，形成了分布在進氣道出口上方的低總壓區；隨著飛行速度的增加，在Ma=0.2 左右，后唇口流動分離基本消失，進氣道總壓恢復能力達到最高；進一步增大速度，機身近壁面低能量流動大量進入進氣道后，在出口下方形成了較為顯著的低總壓區，導致進氣道總壓恢復系數急劇下降?？傮w而言，該進氣道地面起動狀態畸變偏大、飛機巡航狀態總壓恢復系數偏小，需要通過優化設計加以解決。表1為基準方案的進氣道性能。

圖6 進氣性能隨飛行速度變化規律Fig.6 Variation of inlet performance with flight speed

圖7 不同飛行速度下進氣道出口總壓分布Fig.7 Total pressure distribution of inlet at different flight speeds

表1 基準方案的進氣道性能Table 1 Inlet performance of benchmark scheme

3 邊界層抽吸設計方案

邊界層抽吸孔設計參數如圖8所示。方案共設計單側4 個共8 個抽吸孔，總的抽吸面積約占進氣道出口面積的5%；抽吸孔與機體垂直軸夾角60°，并指向機頭方向；抽吸孔底部距機身表面距離為0.05D（D為進氣道出口直徑），抽吸孔間距為0.1D，在本文研究中，以上三個參數均固定不變。抽吸孔中心距進氣道前緣長度定義為S，抽吸流量定義為WS，本文在研究抽吸位置對進氣性能影響時，S=0.25D、0.5D、D（抽吸流量固定為2%的發動機最大進氣流量Wf），在研究邊界層抽吸流量對進氣性能影響時，WS=1%Wf、2%Wf、3%Wf（抽吸位置固定為一倍的進氣道出口直徑D）。表2為邊界層抽吸設計工況匯總。

表2 邊界層抽吸設計工況匯總Table 2 Summary of boundary layer design conditions

圖8 邊界層抽吸孔設計參數示意圖Fig.8 Schematic diagram of boundary layer suction holes design parameters

4 計算結果分析

4.1 邊界層抽吸位置影響分析

不同邊界層抽吸位置對進氣性能影響計算結果見表3。從表3 可以看出，在進氣道前對邊界層進行抽吸能夠使得進氣道總壓恢復系數提高、畸變指數降低；在抽吸流量固定的情況下，即排出的低能量流動不變時，抽吸孔安裝位置對進氣性能影響較小。

圖9 為不同方案進氣道出口總壓分布示意圖，加裝Opt.3方案的邊界層抽吸后，進氣道出口的總壓分布沒有發生顛覆性的改變，低總壓區分布在進氣道出口的側下方。部分低能量氣流被排出后，進氣道出口中心部位的高總壓區逐漸擴展，側下方的低總壓區面積減小，綜合導致進氣道總壓恢復能力略微提升、流場畸變減小。

圖9 進氣道出口總壓分布(順航向)Fig.9 Total pressure distribution at inlet outlet(along course)

進氣道前近壁面的流線分布如圖10所示，進氣道附近總壓分布如圖11所示。從圖11中可以看出，加裝邊界層抽吸孔后，部分近壁面的低能量氣流能夠被排出，不再進入進氣道，抽吸孔后的邊界層也明顯變“薄”，這是進氣道性能能夠略微提升的主要原因。

圖10 進氣道前近壁面流線分布Fig.10 Near wall streamline distribution in front of inlet

圖11 進氣道附近總壓分布(XOY截面)Fig.11 Total pressure distribution near the inlet(XOY section)

4.2 邊界層抽吸流量影響分析

不同邊界層抽吸流量對進氣性能影響計算結果見表4。從表4中可以看出，邊界層抽吸流量越大，進氣道總壓恢復系數越大、畸變指數越小，即進氣性能越高。然而抽吸流量越大，系統設計越復雜，所付出的額外代價也越大，相關研究結果已經指出，無論是邊界層抽吸還是吹除，流量均在進氣道主流量的1%～3%。

表4 邊界層抽吸流量影響計算結果Table 4 Calculation results of boundary layer suction flow influence

圖12、圖13分別為不同邊界層抽吸流量下進氣道出口及進氣道附近總壓分布，從圖中可以看出，進氣道出口的總壓分布總體上不發生改變，但低能量氣流被排出的越多，進氣道出口側下方的低總壓區面積越小、數值越大，綜合導致進氣道總壓恢復能力略微提升、流場畸變減小。

圖12 進氣道出口總壓分布(順航向)Fig.12 Total pressure distribution at inlet outlet(along course)

圖13 進氣道附近總壓分布(XOY截面)Fig.13 Total pressure distribution near the inlet(XOY section)

5 結論

本文從性能優化出發，對在埋入式進氣道前加裝邊界層抽吸孔進行了數值仿真研究，重點分析了飛機高速巡航條件下邊界層孔安裝位置和邊界層抽吸流量對進氣道性能的影響規律，得出了以下研究結論：

（1）在進氣道前進行邊界層抽吸，進氣道出口總壓恢復系數增大、畸變指數減小，進氣道性能提升。

（2）邊界層抽吸流量越大，進氣性能越高，抽吸流量一定時，抽吸位置對進氣性能影響較小。

（3）加裝邊界層抽吸孔后，部分近壁面的低能量氣流被吸除，不再進入進氣道，抽吸孔后的邊界層變薄，這是進氣道性能能夠略微提高的主要原因。