大機動工況下內埋式進氣道非定常流場特性分析

摘" 要：""""" 為探究大機動飛行時埋入式進氣道的穩、 瞬態氣動特性之間存在的差異， 本文以巡航導彈為研究對象， 采用CFD數值方法對埋入式進氣道進行穩、 瞬態分析。 研究表明： 大機動過程中瞬態與等效穩態計算結果的趨勢保持一致， 但結果存在一定差異。 當彈體及進氣道作周期性俯仰運動時， 瞬態與穩態計算的總壓恢復系數相差最大時約為2%； 當彈體及進氣道作周期性偏航運動時， 瞬態與穩態計算的總壓恢復系數相差最大時約為7%。 同時， 在瞬態計算結果中存在明顯的遲滯效應， 該遲滯效應隨著機動過程中角速度的增大而更加明顯。

關鍵詞："""" 埋入式進氣道； 大機動狀態； 嵌套網格； 總壓畸變指數； 畸變特性； 遲滯效應

中圖分類號：""""" TJ760； V211.3

文獻標識碼：""" A

文章編號："""" 1673-5048（2024）03-0109-10

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2023.0128

引用格式： 馮玉樺， 張鈞堯， 王利敏， 等 . 大機動工況下內埋式進氣道非定常流場特性分析［ J］. 航空兵器， 2024， 31（ 3）： 109-118.

Feng Yuhua， Zhang Junyao， Wang Limin， et al. Research on Unsteady Flow Field Characteristics of Submerged Inlet under" Large Maneuver Condition ［ J］. Aero Weaponry， 2024， 31（ 3）： 109-118.（ in Chinese）

0" 引" 言

第四代戰斗機（俄羅斯稱第五代）的4S標準是指隱身（Stealth）、 超音速巡航（Supersonic）、 超視距攻擊（Superior-Sensor）和超機動性（Super-Agility）。 超機動性是指飛機在一定時間內大幅度改變飛行速度、 飛行高度和飛行方向的能力， 是飛機的重要戰術、 技術指標。 優良的機動性有利于戰機在近距離格斗以及突破飛行禁區時取得優勢， 因此機動性對于戰斗機是十分重要的。 要實現大機動飛行不僅要考慮氣動布局設計、 氣動外形設計， 優異的進、 發匹配也至關重要。 飛機快速機動時， 機身流場出現強烈的非定常效應， 進氣道入口的氣流參數、 出口的總壓恢復系數和總壓畸變都出現了很強的非定常遲滯現象。 特別是在快速大攻角、 大側滑角的機動狀態下進氣道畸變特性急劇惡化， 極易引起發動機喘振甚至發動機停車， 給飛行安全帶來嚴重威脅。 飛行器要想獲得優秀的機動能力， 必須摸清大攻角、 大側滑角機動飛行時進氣道的氣動特性。 常見的機動動作包括盤旋、 滾轉、 俯沖、 筋斗、 戰斗轉彎、 急躍升等。 這些機動具有飛行攻角/側滑角變化大、 三軸角速率大以及速度／方向／高度大幅變化等特點， 同時進氣道內部流動存在強烈的非定常特征， 給理論研究、 計算仿真、 試驗技術、 驗證手段等方面都提出了巨大挑戰。

Walsh等為了研究大攻角機動飛行對進氣道空氣動力學特性的影響， 使用實驗及數值模擬方法對戰斗機進氣道展開研究， 結果表明攻角從10°增加到60°會導致進氣道底部內側低壓區范圍增加， 并在發動機進口截面上顯示出更明顯的壓力梯度［1］。 Podleski等在F/A-18A項目中為了探究快速機動飛行過程中與穩態飛行過程中進氣道氣動特性的差異， 對飛行器進氣道進行了多個工況的數值模擬， 結果表明數值計算結果中的靜壓與飛行數據吻合良好［2］。 為了判斷穩定條件下獲得的結果是否足以描述飛機快速機動過程中出現的進氣道產生的畸變水平， Yuhas等使用實驗手段對進氣道氣動特性展開研究， 結果表明瞬態大攻角機動條件不會提高進氣道的畸變［3］。 Steenken等對比了穩態進氣道數據與瞬態快速機動期間的進氣道數據， 結果表明快速機動進氣道總壓恢復與在等效穩定攻角條件下獲得的總壓恢復系數非常吻合［4］。 Steenken等為了探究進氣道在正常機動包絡線外的飛行過程中能否為發動機提供穩定、 均勻的氣流， 使用風洞實驗手段對機動飛行過程中的進氣道展開探究。 實驗中機頭左偏和機頭右偏過程中均遇到了發動機喘振， 而在穩定姿態實驗時進氣總壓畸變水平沒有超過最大限制， 這表明飛機位置、 姿態的快速變化可能造成進氣道內總壓畸變的升高， 甚至會引起發動機喘振［5］。 Podleski為了預測發動機入口截面總壓恢復及畸變， 使

收稿日期： 2023-06-26

基金項目： 國家自然科學基金項目（12202363）

作者簡介： 馮玉樺（1994-）， 女， 新疆喀什人， 碩士， 工程師。

*通信作者： 張鈞堯（1995-）， 男， 陜西西安人， 博士研究生。

用數值模擬方法對Me=0.20， α=60°， β=10°時F/A-18的前體/進氣道模型進行研究， 結果表明所使用的計算程序傾向于低估發動機入口截面總壓恢復并高估畸變水平［6］。 Bruns等為了準確預測極端飛行狀態下飛行器進氣道性能， 使用數值模擬方法對進氣道進行探究， 結果表明計算結果與風洞實驗結果中前體的表面靜壓吻合度較高， 計算結果略低于實驗數據。 這種差異可能部分是由于進氣道唇口處網格分辨率較低導致［7］。 巫朝君等研制了基于雙力矩電機同步驅動的機動進氣道試驗裝置， 模擬了戰斗機快速俯仰等機動過程和進氣道不同工作條件， 建立了戰斗機進氣道非定常實驗方法。 通過實驗手段研究了戰斗機模型快速俯仰機動過程中進氣道性能變化的基本規律［8］。 楊應凱對兩側Bump進氣道進行了動態特性風洞實驗研究， 探究了一定攻角范圍內的進氣道氣動特性， 結果表明總壓恢復系數和畸變指數都出現了很強的非定常遲滯效應， 與相同攻角下的穩態結果存在明顯差異［9］。 向歡等應用動態嵌套網格技術對戰斗機在快速俯仰機動下的進氣道動態氣動特性進行了研究， 并于飛行數據進行驗證， 捕捉到了戰斗機機動飛行時進氣道內部的非定常遲滯效應， 并分析了其影響因素與機理［10-13］。 然而， 目前針對機動飛行時進氣道內部非定常流動特性研究絕大多數都是針對有迎風面的常規進氣道展開， 在國內外公開文獻中難以查到埋入式進氣道的相關資料。 航空兵器" 2024年第31卷第3期

馮玉樺， 等： 大機動工況下內埋式進氣道非定常流場特性分析

埋入式進氣道與飛行器機身融為一體的設計有很多優越性。 除了能大幅度減少飛行器的迎風面積降低風阻外， 還能減少雷達散射面積， 提高飛行器的生存能力［14-17］。 目前埋入式進氣道在巡航導彈、 無人機上應用較多， 如美國的巡航導彈AGM-129、 捕鯨叉等［18-19］。 各國科研人員針對埋入式進氣道也展開了一系列的探究。 早在1945年Axelson等就設計出一種NACA埋入式進氣道， 并對其進行大量實驗。 該埋入式進氣道用一個傾角很小（約為7°）的長斜板將氣流引入進氣道內， 但該進氣道進氣量較小且總壓恢復系數較低［20-25］。 后續又有大量科研人員針對埋入式進氣道的進氣機理［26-27］、 優化設計方法［28-30］、 進氣道內部流動特性［31-33］， 以及流動控制方法［34-37］展開深入研究， 如今埋入式進氣道的性能已經可以基本滿足工程應用需求。 然而， 對于埋入式進氣道開展的研究僅限于飛機攻角、 側滑角不變時的穩態定常數值模擬或地面風洞實驗。 大機動飛行過程中的埋入式進氣道內部非定常流動特性研究還尚處空白， 針對大機動飛行過程中的埋入式進氣道優化及流動控制方法研究更是無從談起。

本文以巡航導彈及埋入式進氣道為研究對象， 采用CFD數值方法對埋入式進氣道展開穩定氣動角條件下的穩態流動特性分析， 再進行大機動飛行時的瞬態流動特性分析， 對比內埋式進氣道在穩態條件下與瞬態條件下流動特性的差異， 以探究其在大機動飛行的適應能力。

1" 埋入式進氣道及彈體模型

為了避免埋入式進氣道在大攻角、 大側滑角機動時進氣道畸變特性急劇惡化引起的發動機喘振甚至發動機停車， 有必要先從埋入式進氣道在不同飛行狀態下的進氣機理展開討論。

本文的主要研究對象為巡航導彈及埋入式進氣道， 如圖1所示。 該彈體的橫截面形狀為倒圓角的類矩形。 進氣道開口位于彈體下腹平面上， 為便于觀察將彈體上下表面倒置（后續相關圖片均將上下表面倒置）。

埋入式進氣道出口形狀為圓形， 入口形狀為圓角梯形， 主要參數如表1所示。

2" 網格及邊界條件設置

2.1" 穩態網格及邊界條件設置

圖2為彈體、 進氣道及遠場表面網格。 網格形式采用非結構多面體網格， 長、 寬、 高分別是40 m， 10 m， 10 m。 彈體表面網格最小尺寸為1 mm， 最大尺寸為5 mm； 進氣道表面網格最小尺寸為1 mm， 最大尺寸為3 mm。

本文數值模擬中主要使用的是Spalart-Allmaras湍流模型。 該湍流模型是單方程模型， 可直接解出修正過的湍流粘性， 常用于航空領域的繞流問題， 特點是計算精度高、 計算量小。 為了盡可能好地捕捉導彈及進氣道表面的復雜流動， 做增強壁面處理（EWT）， 該處理要求近壁面網格很密， y+接近于1。 但考慮到近壁面網格過密會導致網格質量低， 因此在不降低計算精度的前提下， 適當調整邊界層網格。 最終使用的邊界層層數為10層， 第一層網格高度為0.01 mm， 增長率1.2。 為了使計算結果更加準確可靠， 在彈體周圍設置一個加密區， 加密區最大尺寸不超過30 mm， 同時也在進氣道附近設置一個加密區， 加密區最大尺寸不超過3 mm， 加密區如圖3所示。 埋入式進氣道構型的體網格數量約為90萬， 其中邊界層棱柱網格占40萬， 遠離壁面的多面體網格占50萬。

圖3為穩態邊界條件設置。 其中計算域遠場采用壓力遠場邊界， 自由流參數按5 km高空的大氣條件給定， M0=0.7； 進氣道出口采用壓力出口邊界條件， 壓力設置為Me=0.4時對應的壓力； 彈體和進氣道采用無滑移絕熱壁面邊界。

2.2" 瞬態網格及邊界條件設置

在瞬態計算時采用動態嵌套網格技術建立了兩個同心球體的計算域， 分別為飛行空域的外部流場和包含導彈及進氣道在內的內部流場， 在模擬大機動狀態飛行時外部流場域靜止不動， 包含導彈及進氣道在內的內部流場網格隨著導彈一起繞重心作旋轉運動。 彈體、 進氣道物面網格尺寸設置與穩態一致。 在進氣道附近設置一個加密區， 加密區最大尺寸不超過3 mm， 如圖4所示。 網格邊界層設置與穩態一致。 常規埋入式進氣道構型的體網格數量約為140萬， 其中邊界層棱柱網格占80萬， 遠離壁面的多面體網格占60萬。

圖4為瞬態邊界條件設置。 其中計算域遠場采用壓力遠場邊界， 自由流參數按5 km高空的大氣條件給定， M0=0.7； 進氣道出口采用壓力出口邊界條件， 壓力設置為Me=0.4對應的壓力； 動域與靜域的交界面設置為Overset邊界條件； 彈體、 進氣道以及格柵采用無滑移絕熱壁面邊界。

2.3" 無關性分析

2.3.1" 網格無關性分析

網格無關性分析以埋入式進氣道為例。 為了盡可能減小網格數量對結果準確性的影響， 通過調整網格節點密度最終得到四套網格， 體網格數量分別為90萬、 120萬、 300萬及500萬。 四套網格數值模擬結果及實驗結果如表2所示。 相對于實驗結果， 計算結果誤差均小于0.65%， 說明網格大于90萬后流場數值解精度基本與網格數量無關。 為了節省計算時間， 本文采用網格方案1的節點密度進行計算。

需要注意的是， 本文使用的計算網格為非結構多面體網格。 在相同疏密程度時多面體網格的網格數量比常規的非結構四面體網格少很多。 以網格數量約為90萬的多面體網格為例， 使用相同的面網格、 相同的邊界層設置， 以及相同的體網格增長率， 劃分四面體網格時體網格總數約為370萬， 其中邊界層棱柱網格約占70萬， 遠離壁面的四面體網格約占300萬。 文獻［34］和文獻［38］中研究的埋入式進氣道及彈體幾何與本文相似， 其計算網格數量均為90萬， 因此本文使用的計算網格可以滿足計算精度要求。

2.3.2" 時間步長無關性分析

CFL條件（Courant–Friedrichs–Lewy Condition）是有關數值計算穩定性和收斂的重要參數， 是一個在計算流體力學中非常重要的條件。 在三維算例中， CFL條件可寫為［39］

C=uxΔtΔx+uyΔtΔy+uzΔtΔz≤Cmax（1）

式中： ux， uy， uz為網格運動過程中在x， y， z三個方向上的速度； Δt為時間步長； Δx， Δy， Δz分別為計算網格在x， y， z三個方向上最小的網格尺寸； Cmax一般情況下值為1， 其在物理上表示流體在單位時間步長上的位移不能超過計算網格的單位長度， 不然計算可能會發散。

本文在瞬態計算時選用了0.001 s和0.000 1 s兩種時間步長， 均可滿足CFL條件。

同時， 為了兼顧流場模擬的計算效率， 使用0.001 s和0.000 1 s兩種時間步長進行步長無關性分析。 以常規埋入式進氣道俯仰機動為例， 分別讓內部旋轉域網格繞y軸進行單純俯仰機動， 俯仰角變化規律為正弦運動， 正弦運動的平均角速度為60 （°）/s， 振幅為30°。

圖5為0.2～0.5 s兩個時間步長下進氣道出口總壓恢復系數的計算結果。 從圖5可以看出， 兩種步長的計算結果幾乎一致。

0.2～0.5 s的平均總壓恢復系數如表3所示。 當步長為0.001 s時， 0.2～0.5 s的平均總壓恢復系數為0.966； 當步長為0.000 1 s時， 0.2～0.5 s的平均總壓恢復系數為0.968。 基于步長為0.000 1 s的計算結果， 步長為0.001 s的計算結果誤差僅為0.2%， 這意味著步長為0.001 s足以準確捕捉流場細節。 綜合考慮計算效率和計算準確性， 本文瞬態計算使用的步長為0.001 s。

2.4" 算例驗證

2.4.1" 埋入式進氣道內外流耦合驗證

為了驗證本文數值模擬方法的準確性， 對文獻［40］中彈體及平面埋入式進氣道流場進行仿真研究， 并與相關實驗數據進行對比， 計算模型如圖6所示。

在無側滑情況下流場具有對稱性， 為了降低計算量采用半模進行網格劃分。 采用非結構多面體網格， 遠場為長方體形狀， 其長寬高分別為40 m， 5 m， 10 m。 彈體表面及進氣道局部網格如圖7所示。 計算域體網格總數為50萬， 邊界層層數為10層， 第一層網格高度為0.01 mm， 增長率1.2。

計算條件根據文獻中的實驗條件設置， M0=0.73， 海拔高度為5 km； 計算域遠場采用壓力遠場邊界條件， 進氣道出口設置為壓力出口； 進氣道及彈體壁面設置為無滑移壁面。

實驗結果中該彈體及埋入式進氣道在M0=0.73， Me=0.4時， 進氣道出口的平均總壓恢復系數為92.20%。 相同條件下， 計算結果中進氣道出口的平均總壓恢復系數為92.44%， 數值模擬結果與實驗結果的相對誤差僅為0.26%。 圖8為進氣道出口處總壓分布， 與實驗結果也十分吻合。 因此， 驗證了本文數值模擬方法的準確性。

2.4.2" Finner導彈非定常計算驗證

如引言中所描述， 大機動飛行過程中進氣道內部的非定常流動特性研究仍處于起步階段， 難以在公開文獻中找到進氣道標模非定常計算的相關數據。 因此， 非定常計算驗證采用Finner導彈模型。 Finner導彈模型是一個國際通用的動導數驗證模型， 其擁有大量的試驗數據和數值模擬數據［41-42］。 其幾何外形如圖9所示， 重心位置與彈頭之間的距離為5d， 非定常的運動模擬采用嵌套網格技術。 使用小幅度諧和振蕩對 Finner模型的縱向非定常氣動力進行計算分析。 計算狀態為馬赫數M0=1.58， 諧振運動規律為α=sin（ωt）， 減縮頻率取為k=ωl/2V=0.05。

通過計算得到的非定常俯仰力矩系數遲滯環如圖10所示， 非定常氣動力與文獻［41-42］中的結果吻合得很好。 使用最小二乘法擬合得到的俯仰力矩系數組合動導數的值為-533， 而實驗結果顯示為-526， 兩者之間的

誤差僅為1.33%。 這表明數值計算結果與實驗結果之間

有良好的一致性和吻合度。 因此， 本文采用的非定常數值模擬方法具有較高的準確性。

3" 大機動狀態內埋式進氣道的流場特性

為簡化問題， 在計算中分別考慮側滑角為零時攻角變化導致的進氣道流動特性改變， 以及攻角為零時側滑角改變導致的進氣道流動特性改變。

進氣道出口總壓恢復系數和總壓畸變指數是評估進氣道氣動性能常用的指標， 本文也使用總壓恢復系數和總壓畸變指數來評估進氣道的性能。

總壓恢復系數的定義為： 進氣道出口平均總壓與自由來流總壓之比， 以σ表示。 其計算公式為

σ=PAIPP0（2）

式中： PAIP為進氣道出口AIP截面平均總壓（流量平均）； P0為來流總壓。

總壓畸變指數D1是用來評估進氣道出口界面處氣流均勻度的主要參數， 其計算公式為

D1=PAIP， max－PAIP， minPAIP， max（3）

式中： PAIP，max為進氣道出口AIP截面最大總壓； PAIP，min為進氣道出口AIP截面最小總壓。

3.1" 穩態流動特性分析

在進行穩態計算時， 彈體姿態和來流條件均保持不變。 進氣道出口截面上的總壓恢復系數以及總壓畸變指數如圖11所示。 由圖11（a）～（b）可知， 在-30°～30°攻角范圍內， 總壓恢復系數隨攻角變化規律呈現先上升、 后下降、 再上升的趨勢， 進氣道出口截面總壓恢復系數始終保持在0.9以上。 將總壓恢復系數隨攻角的變化規律與進氣道的姿態相結合可知， 在-30°～30°攻角范圍內， 當埋入式進氣道入口存在迎風面時， 總壓恢復系數較高。

在-30°～30°攻角范圍內， 總壓畸變指數隨攻角變化規律為先上升后下降， 總壓畸變指數小于0.21。 與總壓恢復系數相反， 在-30°～30°攻角范圍內， 當埋入式進氣道入口存在迎風面時， 總壓畸變指數較低。

由圖11（c）～（d）可知， 本文研究的埋入式進氣道的側滑角極限是±20°。 在側滑角大于±20°時， 出口總壓恢復系數急劇下降； 側滑角大于±30°時， 總壓恢復系數不足0.6。 側滑角在±20°以內時， 常規埋入式進氣道總壓畸變指數約為0.2， 在側滑角到達±30°時， 總壓畸變指數暴增至0.67。

埋入式進氣道進氣性能在側滑角20°附近突變的原因是埋入式進氣道主要依靠側棱產生的卷吸渦驅動外部氣流進入進氣道， 在不同的飛行狀態下側滑角與攻角的不同， 會導致氣流流過側棱的角度不同。 不同飛行狀態下埋入式進氣道的進氣機理示意圖如圖12所示。 由圖12（a）～（b）可知， 在側滑角較小時， 進氣道入口兩側的側棱可以產生有利于進氣的卷吸渦驅動外部氣流進入進氣道； 在側滑角較大時， 與來流方向相同的側棱無法再產生有利于進氣的卷吸渦， 與來流相對的側棱雖然仍能產生有利于進氣的卷吸渦， 但由于氣流在繞機體流動過程中改變了流過側棱的角度， 因此驅使外部氣流進入進氣道的效果大大減弱。

由圖12（c）可知， 正攻角飛行時埋入式進氣道有一個迎風面， 氣流直接流入進氣道， 受到彈體表面邊界層拖拽較少， 氣流總壓損失較少， 有利于提升進氣效率。 由圖12（d）可知， 負攻角飛行時埋入式進氣道也存在一個迎風面， 有利于提升進氣效率， 但氣流在繞過彈體面時受到彈體表面邊界層拖拽作用存在一定的能量損失。 同時， 氣流在繞機體流動過程中改變了流過側棱的角度， 因此驅使外部氣流進入進氣道的效果有一定減弱。

為了更好地揭示埋入式進氣道內部流動形成發展機理， 圖13列舉了不同攻角下進氣道內部主要流動特征， 展示了埋入式進氣道入口側棱附近流線發展以及進氣道出口截面的總壓恢復系數分布情況。 由圖13（a）可知， 攻角為-30°時， 埋入式進氣道入口兩側的側棱雖然能產生卷吸渦， 但由于氣流繞過機體時改變了氣流的流動方向， 同時在繞彈體流動時消耗了氣流中的動能， 因此產生卷吸渦的強度較弱。 流過側棱的氣流有一部分在卷吸渦的驅動下進入進氣道內部， 也有一部分氣流流向機身后方， 此時進氣道出口截面總壓恢復系數較低。 由圖13（b）可知， 攻角為0°時， 流經側棱進入進氣道內部的氣流在進氣道出口處形成明顯的對渦。 由圖13（c）可知， 攻角為30°時， 埋入式進氣道存在迎風面， 氣流受到彈體表面邊界層拖拽較少， 直接流入進氣道， 因此出口截面總壓恢復系數較高。

圖14列舉了不同側滑角下進氣道內部主要流動特

征， 展示了埋入式進氣道入口側棱附近流線發展以及進氣道出口截面的總壓恢復系數分布情況。 由圖14可知， 側滑角的絕對值小于20°時， 埋入式進氣道入口兩側的

側棱均能產生卷吸渦， 但由于氣流經過兩側側棱的角度不同， 與來流方向相同的側棱產生的卷吸渦強度較弱， 有部分氣流并未被卷入進氣道。 隨著側滑角的進一步增大， 與來流方向相同的側棱產生的卷吸渦強度逐漸減弱。 當側滑角為-30°時， 與來流相對一側的側棱仍能產生有利于進氣的卷吸渦， 但與來流相同一側的側棱已經幾乎

不能產生有利于進氣的卷吸渦， 同時在該處出現明顯的氣流分離。 在進氣道出口截面上可以觀察到明顯的低壓區， 低壓區面積約占總面積的1/3。

3.2" 瞬態流動特性分析

為簡化問題， 只對單純俯仰機動以及單純偏航機動過程中的進氣道內部流動特性展開探究［43-45］。 在來流條件保持不變的單純俯仰機動過程中， 導彈的攻角等于俯仰角； 在來流條件保持不變的單純偏航機動過程中， 導彈的攻角等于側滑角。 為了與穩態分析中的描述相統一， 此處稱周期俯仰機動中的俯仰角為攻角， 周期偏航機動中的偏航角為側滑角。

背景網格保持靜止， 給定內部旋轉域網格隨著導彈一起繞重心作單軸旋轉運動的規律為正弦函數。 為研究俯仰速率對進氣道動態特性的影響， 給旋轉域網格施加如圖15所示的兩種運動規律。 由于弦函數的特點， 運動過程中不同角度下的角速度不同， 靠近波峰或波谷時速度低， 遠離波峰或波谷時速度高， 因此圖中標注的角速度均為平均角速度。

兩種運動規律方程為

A1=π6sinπ2t（4）

ω1=π212cosπ2t（5）

A2=π6sin（πt）（6）

ω2=π26cos（πt）（7）

3.2.1" 快速俯仰機動的內埋式進氣道流動特性

分別讓內部旋轉域網格繞y軸以兩種角速度進行單純俯仰機動， 計算得到的進氣道出口平面的總壓恢復系數如圖16所示。

由圖16可知， 埋入式進氣道俯仰機動過程中瞬態總壓恢復系數隨攻角增大呈現先升高、 后降低、 再升高的趨勢， 與等效穩態計算結果趨勢保持一致。 但穩態計算的總壓恢復系數值略高于瞬態計算結果， 在攻角為-30°時， 穩態和瞬態計算結果相差最大， 差值約為0.05。 該差異隨著攻角的增大逐漸減小。 在攻角到達30°時， 穩態和瞬態計算結果幾乎沒有差異。

由圖16還可以看出， 在俯仰機動周期內存在一定的遲滯現象。 在俯仰機動的上仰過程（攻角由-30°到

angle of attack

30°）， 總壓恢復系數略高于下俯過程（攻角由30°到-30°）， 該遲滯現象在-10°～0°范圍內比較明顯。 這是由于埋入式進氣道位于導彈腹部， 在上仰過程中氣流相對于導彈有一個向上的速度， 這增大了氣流與埋入式進氣道開口所在平面的夾角， 進而增大了進氣道的迎風面積， 有利于進氣； 與之相對的是下俯過程中氣流相對于導彈有一個向下的速度， 這減小了氣流與埋入式進氣道開口所在平面的夾角， 進而減小了進氣道的迎風面積， 不利于進氣。

3.2.2" 快速偏航機動的內埋式進氣道流動特性

分別讓內部旋轉域網格繞z軸以兩種角速度進行單純偏航機動， 計算得到的進氣道出口平面的總壓恢復系數如圖17所示。

由圖17可知， 埋入式進氣道偏航機動過程中-30°～30°側滑角范圍內， 總壓恢復系數隨著側滑角的增大呈現先增大、 后減小、 再增大、 再減小的趨勢， 與等效穩態計算趨勢保持一致。 側滑角的絕對值小于20°時， 瞬態與穩態計算結果幾乎一致。 側滑角接近±30°時， 瞬態計算結果略高于穩態計算結果。

由圖17還可以看出， 常規埋入式進氣道在側滑角的絕對值大于20°時， 總壓恢復系數發生驟降； 側滑角達到±30°時， 總壓恢復系數低于0.65。 將側滑角為0°視作平衡位置。 在偏離平衡位置的過程中， 總壓恢復系數高于靠近平衡位置的過程， 該現象在-30°～-20°以及20°～30°側滑角范圍尤為明顯。 這是由于流場的遲滯效應導致。 具體來說， 在大側滑狀態飛行時， 與來流同側的側棱已經不能產生有利于進氣的卷吸渦， 與來流相對一側的側棱起主要作用。 在偏離平衡位置的過程中， 由于導彈的相對運動， 增大了氣流與相對一側側棱的角度， 進而增大了卷吸渦的強度， 有利于提升進氣效率。 同時， 可以觀察到角速度越大， 該遲滯現象越明顯。

4" 結" 論

本文基于某巡航導彈彈體及埋入式進氣道構型對大機動飛行狀態時埋入式非定常流場特性展開研究， 得到如下結論：

（1） 埋入式進氣道俯仰機動過程中， 瞬態與等效穩態計算結果趨勢保持一致， 但穩態計算的總壓恢復系數值略高于瞬態計算結果。 在攻角為-30°時， 穩態和瞬態計算結果相差最大， 該差異隨著攻角的增大逐漸減小。 在攻角到達30°時， 穩態和瞬態計算結果幾乎沒有差異。

（2） 偏航機動過程中， 瞬態與等效穩態計算結果趨勢保持一致， 但穩態計算的總壓恢復系數值略低于瞬態計算結果。 側滑角的絕對值小于20°時， 瞬態與穩態計算結果幾乎一致。 側滑角接近±30°時， 瞬態計算結果略高于穩態計算結果。

（3） 大機動飛行狀態的瞬態計算結果中， 埋入式進氣道呈現出明顯的遲滯效應， 該遲滯效應隨著角速度的增大而更加明顯。 在俯仰機動過程中， 上仰過程（攻角由-30°到30°）總壓恢復系數略高于下俯過程（攻角由30°到-30°）； 在偏航機動過程中， 將側滑角為0°視作平衡位置， 在偏離平衡位置的過程中， 總壓恢復系數高于靠近平衡位置的過程。

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Research on Unsteady Flow Field Characteristics of Submerged

Inlet under Large Maneuver Condition

Feng Yuhua1， Zhang Junyao2*， Wang Limin1， Mi Baigang2

（1. AVIC the First Aircraft Institute， Xi’an 710089， China;

2. School of Astronautics， Northwestern Polytechnical University， Xi’an 710072， China）

Abstract：" In order to explore the differences in steady-state and transient aerodynamic characteristics of submerged inlets during high maneuvering flight， this study focuses on" cruise missile and adopts CFD numerical methods to conduct steady-state and transient analysis of the submerged inlets. The research indicates that the trends of the transient and equivalent steady-state calculations during high maneuvering remain consistent， but there are certain differences in the results. When the missile body and inlet undergo periodic pitching motion， the maximum difference in total pressure recovery coefficient between transient and steady-state calculations is about 2%. When the missile body and inlet undergo periodic yawing motion， the maximum difference in total pressure recovery coefficient between transient and steady-state calculations is about 7%. Additionally， there is a noticeable hysteresis effect in the transient calculation results， which becomes more pronounced with the increase in angular velocity during the maneuvering process.

Key words： submerged inlet; large maneuvering state; nested grid; total pressure distortion index; distortion characteristics; hysteresis effect