一種飛翼布局無人機M形進氣道設計及其特性

郁新華

（西北工業大學無人機研究所，陜西 西安 710072）

0 引 言

飛翼式布局具有較大的升阻比和較好的隱身特性［1－2］，因而屬于一種比較理想的無人機氣動布局。國外許多飛行驗證機如美國X－47、臭鼬、哨兵無人機，英國的“涂鴉”“雷神”驗證機，法國的“神經元”均屬于飛翼布局。從有關資料可以看出，該類無人飛行器進氣道均采用背負式進氣道，并與飛行器機體外形匹配一體化設計，進氣口采用多棱角邊唇口外形，形式有狹縫“八”字形、后掠三角形和“M”形，并以“M”形居多。

多棱角邊唇口外形會使得進氣道進口的氣流流動變得特別復雜，而唇口是影響進氣道性能的敏感部位，進氣道唇口的流動分離會直接影響總壓損失和流場畸變［3］。另外，為了遮掩大部分壓氣機，降低雷達RCS和降低結構重量，這種進氣道內管道常設計成S彎、管道相對較短［4－5］；因此，內通道具有短擴壓、大偏距的特點，其內型面存在劇烈變化和彎曲，會導致較強的流向和橫向的壓強梯度，形成復雜的二次流［6］，并很容易在管道內出現較大的氣流分離，故此類進氣道總壓恢復系數較低，畸變指標較大。國內對此類形式的進氣道研究較少，因此，很有必要開展這種進氣道的設計研究，為此類飛行器進氣道設計提供依據。

1 “M”形進氣道設計

1.1 進氣道進口設計

針對類似“神經元”無人機構型開展M形進氣道的設計。考慮到雷達隱身的需要，發動機采取背部進氣方式，進氣口斜切平面與垂直面成30°的夾角，進氣道唇緣與機翼前緣平行，進氣口與機身型面光滑融合過渡，選定喉道截面形狀為梯形＋倒圓（圖1）。

喉道面積Ath需確保通過發動機所有工作狀態下的流量，喉道馬赫數Ma的大小與發動機進口平面的總壓恢復、畸變大小有關系。由于無人飛行器飛行馬赫數Ma數不大于0.8，因此考慮喉道Ma數時以地面起飛時Mth＝0.45而確定，從而保證空中Mth數不大于0.6。

式中，K為考慮冷卻及引射流量的修正系數，Gm為發動機空氣流量，σ為總壓恢復系數，P為來流總壓，T為來流總溫，q（λth）為氣動函數。

為使來流流場均勻，在進口和喉道之間設計成收斂形；為減少攻角、側滑角時的壓力畸變，根據以往設計經驗，取進氣口面積和喉道面積之比1.25［7］。

圖1 進氣道進口、喉道以及出口截面形狀Fig.1 Theentrance，throat and exit face of inlet

進氣道唇口設計必須對低馬赫數下的吸力和高馬赫數下阻力發散進行折衷考慮，因此，進氣道外唇口外形選用具有均勻壓強分布的NACA－1系列翼型［7］；考慮到攻角、側滑角下的進口流場品質，并需與內通道光滑過渡，唇口內型采用常規的橢圓形。

1.2 進氣道擴壓器設計

由于進氣道擴壓器段長度較短（L／D≈3，L／ΔY≈3.3），因此，確定中心線與擴壓器面積沿程變化規律是擴壓器設計的關鍵，其好壞直接影響著進氣道性能，參照文獻［2］提出的三種大偏距S形進氣道中心線以及面積變化規律，選取前急后緩的中心線變化與緩急相當的面積變化規律，即：

中心線形狀［8］為：

擴壓器面積變化規律［8－10］為：

式中，D、Y、ΔY、X和L分別代表為進氣道出口直徑，擴壓器中心線的縱坐標、擴壓器的偏心距、擴壓器中心線的橫坐標以及擴壓器的長度，A1為進氣道擴壓器進口面積，A2為進氣道擴壓器的出口面積（即發動機進口）。

2 數值仿真

2.1 計算控制方程

在對進氣道特性分析時，需要進行內外流耦合一體化計算，計算采用三維可壓縮雷諾平均N－S方程，湍流模型采用 Realizable二方程k－ε模型［11－13］；采 用有限體積法離散控制方程，用二階迎風差分格式進行離散求解。本文作者在文獻［11－12］中已對該算法進行過實驗驗證。

在與壁面相鄰的粘性邊界層中，湍流雷諾數很低，可以通過壁面函數把完全湍流區和壁面聯系起來，避免在壁面附近采用很細的網格而導致過大的計算量。

2.2 計算網格模型

將飛行器進氣道及其周圍流場作為計算域進行網格劃分，計算域長、高、寬均設為20l（l為機身長度），進氣道幾何外形與壁面網格生成如圖2所示，整個空間計算域以結構化網格為主，并注意在進氣道的唇口、內通道以及其他型面變化劇烈的區域進行網格適當加密，計算網格單元總數為450萬左右，近壁面網格單元的y＋滿足壁面函數法要求的網格間距。

圖2 進氣道模型網格Fig.2 The inlet grid

2.3 邊界條件

計算域的邊界設為壓力遠場邊界條件，計算馬赫數為0.4～0.8，攻角－2°～8°，側滑角0°～6°；進氣道出口截面根據發動機流量給出靜壓條件；壁面設為粘性無滑移絕熱固壁邊界。

3 實驗模型和設備

3.1 實驗模型

本文的實驗是在中航氣動院FL－2直流暫沖式風洞中進行，試驗段截面尺寸為1.2m×1.2m，進氣道模型縮比為1∶4.57，模型安裝在風洞實驗段中的堵塞度［14］約為4%。模型材料采用不銹鋼金屬結構，實驗來流馬赫數Ma范圍為0.4～0.8，攻角α范圍為－2°～8°，側滑角β范圍為0°～6°。進氣道出口截面即總壓測量截面的直徑為80mm，在進氣道的出口截面上放置了“米”字形總壓測量耙，總壓測量耙上有8個輻條，每個輻條上分布5根總壓探針，加上中心處的總壓探針，共計64根測壓探針來測量穩態總壓。另外，在總壓耙的四周側壁開有8個靜壓孔，用來獲得計算進氣道性能時所必須的出口截面靜壓（圖3）。

圖3 進氣道試驗模型與出口測壓點位置分布圖Fig.3 The sketch of the test model and the distribution of pressure measure

3.2 測量設備

采用PSI8400電子掃描閥采集系統測量進氣道穩態總壓、靜壓及流量計壓力。流量測量采用專門為進氣道設計的流量測量裝置。裝置分為兩段：流量調節段和流量測量段，流量控制由一臺伺服電機驅動，帶動絲杠，控制節流錐前后移動位置。

4 結果與分析

按照進氣道／發動機匹配要求，采用進氣道出口截面的總壓恢復系數σ（按照流量平均）與畸變指數DC90作為反映進氣道特性的兩個主要參數，并給出進氣道不同狀態下的基本特性（地面吸氣特性、速度特性、攻角特性、側滑角特性等），并對進氣道內流場進行相關研究，以確定其性能是否滿足飛機設計要求。

4.1 地面靜態吸氣性能

從圖4、圖5可以看出，在地面靜態吸氣時，隨著抽吸流量的增大（流量系數q（λ）增大），出口總壓恢復系數σ呈下降的趨勢，而畸變指數DC90隨流量系數的增大先減小，后穩定在一個值附近保持不變。在地面起飛功率狀態（匹配點處），進氣道總壓恢復系數稍低（σ＝0.95），這與 M形唇口構型設計有關，但其畸變指數相對較低（DC90＝0.13），能夠滿足發動機對進氣道地面畸變的設計要求。

圖4 總壓恢復系數σ隨流量系數q（λ）變化曲線Fig.4 σversus flux coefficient at the exit

圖5 畸變DC90隨流量系數q（λ）變化曲線Fig.5 DC90versus flux coefficient at the exit

4.2 進氣道機動性能

固定來流攻角、側滑角（α、β＝0°），進氣道出口平均總壓恢復系數σ和畸變指數DC90隨自由流馬赫數Ma的變化規律見圖6、圖7。不難看出，在研究的速度范圍內（Ma＝0.4～0.8），進氣道的平均總壓恢復系數σ都較高（σ＞0.985），畸變指數DC90比較小（DC90＜0.16）。當來流馬赫數Ma從0.4開始增加時，總壓恢復系數變化甚小，當來流馬赫數增加到0.7以上時，M形唇口流動損失逐漸加大，總壓恢復系數σ有所降低（但仍保持在0.985以上）；從畸變指數曲線可以看到，DC90隨飛行速度的增加從0.068增加到0.14。

圖6 總壓恢復系數σ隨馬赫數Ma變化曲線（α＝0°、β＝0°）Fig.6 σversus Mach number at the exit（α＝0°、β＝0°）

圖7 畸變DC90隨馬赫數 Ma變化曲線（α＝0°、β＝0°）Fig.7 DC90versus Mach number at the exit（α＝0°、β＝0°）

固定來流馬赫數（Ma＝0.62）與側滑角（β＝0°），進氣道出口平均總壓恢復系數σ和畸變指數DC90隨攻角α的變化規律曲線見圖8、圖9。從曲線可以看出，在攻角從－2°增加到8°的過程中，由于前機身的遮蔽與機身邊界層增厚的作用，使得總壓恢復系數σ呈下降趨勢；而畸變指數DC90先減小后增加，在0°攻角狀態時，畸變最小，隨后隨攻角增大而增加，但數值仍然很低，說明進氣道出口的流場品質優良。

圖8 總壓恢復系數σ隨攻角α變化曲線Fig.8 σversus angle of attackαat the exit

圖9 畸變DC90隨攻角α變化曲線Fig.9 DC90versus angle of attackαat the exit

固定來流馬赫數（Ma＝0.62）與攻角（α＝0°），進氣道平均總壓恢復系數σ和畸變指數DC90隨側滑角β的變化曲線見圖10、圖11。從圖中可以看出，在0～6°研究范圍內，總壓恢復系數σ隨側滑角β增加而呈下降趨勢，但變化量很小，變化幅度在0.01左右；而畸變指數DC90隨側滑角β增加而增加。

4.3 進氣道流場圖譜特征

圖10 總壓恢復系數σ隨側滑角β變化曲線Fig.10 σversus angle of yawβat the exit

M形進氣道在巡航狀態（Ma＝0.62，α、β＝0°）時沿程截面總壓分布參見圖12。在喉道截面（即第一個截面），前體邊界層的發展使得下壁面存在一定厚度的邊界層低能流，進入內通道之后，由于S彎旋流作用以及進口梯形截面向出口圓截面過渡形成的橫向擴展效應，使得下角區的邊界層低能流遠離對稱面，由此生成的二次流對應于出口截面上的旋渦（圖13），并出現相應的低總壓區，旋渦主要是由S形進氣道兩個彎曲段引起的［15］，但從其性能指標來看，進氣道完全滿足與發動機的匹配要求。

圖11 畸變DC90隨側滑角β變化曲線Fig.11 DC90versus angle of yawβat the exit

圖12 進氣道沿程截面σ分布Fig.12 Contour maps of total pressure recovery at representative sections of S－shaped inlet

圖13 進氣道出口截面流線與壓力分布Fig.13 Flow field of exit of S－shaped inlet（1eft：stream line of velocity，right：contour map of total pressure）

另外，由于進氣道為M形進氣口，進氣道唇緣后掠，左上角區（圖12）為進氣口最后閉合的區域，該處的當地流量系數最小，也就是說該處唇口外上側流態較為惡劣，從沿程截面總壓分布圖可以看出由角區發展而來的局部低能流匯聚區，隨著位置向后推移，該低能流區域會逐漸分散開來。

圖14為Ma＝0.62時攻角對進氣道出口截面上總壓恢復系數分布的影響。在－2°≤α≤8°范圍內，S形進氣道出口總壓恢復系數云圖低壓區隨攻角的增大而變大，總壓恢復系數不斷降低，畸變增大，其原因是攻角增大，機身對進氣口的遮擋越嚴重，進入進氣道內通道的低能邊界層氣流越多所致。

圖14 攻角對進氣道出口截面總壓恢復系數分布的影響Fig.14 The effects of attack angle on the total pressure recovery of the inlet exit face

圖15顯示了Ma＝0.62，α＝0°，β＝6°時進氣道出口截面上總壓恢復系數分布，并在圖16中給出進氣道沿程各站位截面壓力云圖。與巡航狀態相比，進氣內管道所有截面上的低壓區均位于管道的左側內下方，其原因是進氣道背風內側堆積的邊界層低能流比迎風側相對較多，在向下游發展的過程中，進氣道管道截面寬度不斷擴張，邊界層低能流會逐漸被擠壓到內管道背風側一邊。

圖15 側滑狀態進氣道出口壓力圖譜Fig.15 Contour map of total pressure with yaw angle

圖16 側滑時進氣道低總壓區的形成Fig.16 Development of low pressure zone with yaw angle

5 結 論

針對飛翼布局無人機隱身特性的需要，進氣道采用背負進氣方式，設計出一種M形進氣口，并通過CFD計算與風洞試驗的驗證獲得了該類進氣道性能和內部流動特征，結果如下：

（1）從CFD與風洞實驗結果對比來看，數值計算基本與風洞試驗相吻合，說明數值方法可信；并同時說明該進氣道總壓恢復系數較高，穩態畸變指數處在較小的量級上，能滿足進氣道與發動機匹配要求。

（2）該M形進氣道地面工作性能良好，總壓恢復系數σ＝0.95，畸變指數DC90＝0.13，能夠滿足發動機對進氣道地面畸變要求。

（3）隨著飛行馬赫數的增加，進氣道總壓恢復系數略有下降，畸變指數有所上升，對于平飛狀態，σ＞0.985DC90＜0.2；當飛行Ma數一定時，進氣道總壓恢復系數σ隨攻角增加略有降低，而DC90隨攻角的增加先減小后增大；進氣道總壓恢復系數σ隨側滑角增加而降低，而畸變指數DC90則隨側滑角增加而增大。

（4）M形進氣道唇緣外上側屬于曲面高度融合區，其流態較為惡劣，屬于低能流匯聚區，隨著位置向后推移，該低能流區域會逐漸分散開來。

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