某埋入式進氣道氣動優化設計及試驗研究

徐志超?趙振山?馮劍

摘 要 針對某埋入式進氣道基礎構型，開展特定來流條件下的數值模擬，針對進氣道內、外流場特性進行分析;在對進氣道基礎構型氣動、流場特性分析的基礎上，設計進氣道幾何構型的若干優化方案;針對多組優化構型進行數值模擬，并與基礎構型對比，獲得更高性能的進氣道優化構型;采用風洞試驗對基礎構型、優化構型進行研究驗證，確認進氣道優化方案氣動特性顯著優于基礎方案。

關鍵詞 埋入式進氣道;氣動特性;優化設計;數值模擬;風洞試驗

引言

埋入式進氣道由于其與飛行器機身融于一體的設計特點，除了能有效地減少雷達散射截面積，提高飛行器的生存能力外，還能大幅度地減小飛行器的迎風面積，降低迎風阻力。埋入式進氣道的設計及其性能的研究已引起了國內外的廣泛注意[1-4]。

埋入式進氣道的特點是：①進口埋入機身或機翼的常規外形之中，氣流經過一個緩慢傾斜的長斜板通道引人進口。②該斜板初始端狹窄，其擴散的尖緣側壁一直連到進口展向的末端。這種精巧設計的作用在于擴散側壁切斷流線，產生一個渦的運動，把斜板附面層掃向旁邊，并使一部分附面層通過進口的兩端流向外流區。

在國外，美國的ACM和ACM-129巡航彈采用了埋入式進氣道，確認其高亞速性能已達到了實用程度。在國內，研究人員亦對埋入式進氣道進行了系列研究，郭榮偉等提出了氣動S彎概念，即進氣道的內、外流管呈S彎形狀;夏陽運用這一方法成功地設計出一個三維埋入式進氣道;楊愛玲對該種埋入式進氣道進行了二維數值分析和流場的雷諾應力測量及頻譜分析[5-6]。

近年的研究表明，盡管埋入式進氣道一般情況下不能直接利用來流沖壓，容易導致總壓恢復降低，甚至導致攝入空氣流量不足，但是通過精細化設計內管道和唇口的氣動型面，還是可以在一定程度上實現增大氣流攝入，提高性能、降低畸變效果。當前，通過對埋入式進氣道設計優化以提升其性能，是該類型進氣道研究的一個重點。

1基礎構型流場特性

1.1 控制方程及湍流模型

全機流場計算基于求解N-S方程。笛卡兒坐標系下雷諾平均N-S方程（RANS）方程為[7-8]：

和分別為無粘、有粘通量矩陣，為源項矢量。計算采用的湍流模型為顯式代數雷諾應力模型。

1.2 計算數模提取

基于CFD數值模擬技術對進氣道性能進行評估時，數模提取時可以忽略尾部舵面，同時需要對進氣道出口，也就是進氣道、發動機氣動交接面增加延長段以使該處流動自由發展，便于邊界條件的設定和測量，后延長段長度為2.0D（D為AIP截面圓環外徑）。

1.3 基礎構型結果分析

通過對數值模擬得到的流場特性分析可得以下結論：該狀態下進氣道部分區域存在流場分離，其流動分離受進氣道型面、進氣道/彈體銜接位置以及入口形狀的影響，導致進入進氣道的氣流在逆壓梯度作用下產生局部流動分離。進氣道流動分離最終導致進氣道AIP上部存在明顯的低總壓區，造成進氣道整體氣動性能較差。

2進氣道優化設計方法[9-11]

2.1 優化設計參數選擇

埋入式進氣道優化設計主要考慮以下參數：

（1）進氣道的中心線形狀的設計。

（2）截面積沿程分布規律的設計。

（3）降低流場畸變、增加總壓恢復的喉道參數設計。

（4）進氣道唇口修型。

2.2 氣動S彎設計優化

氣流經過埋入式進氣道進氣口時會形成一種類似S彎進氣道第一彎段的扁流管，與內流管一起形成一個氣動S彎管。根據這一氣動S彎概念可知，如果設計出合適的管道型面和唇口，就可充分提高該氣動S彎管的沖壓效率，使進氣道的總壓恢復提高，畸變減小，因此，埋入式進氣道內管道設計可以借鑒S形進氣道的設計方法。即先根據幾何參數和流量要求設計出S形進氣道，然后該S形進氣道和機身在指定位置按指定方式相貫形成埋入式進氣道。

2.3 中心線設計

中心線形狀的設計是埋入式進氣道設計的關鍵技術之一，因為中心線的形狀決定了氣流在進氣道的偏轉情況，彎曲通道內，氣流由于受離心力的作用，流場分布不均勻，畸變較大。中心線形狀的設計直接影響到進氣道的氣動性能。中線線坐標主要參考以下變化函數：

（1）均勻變化：

（2）前緩后急：

（3）前急后緩：

2.4 面積律設計

擴壓管截面形狀對它的性能有影響，同樣面積率對進氣道性能的影響顯著。埋入式進氣道的面積分布規律決定了管內流向擴壓比的變化，不合適的面積分布加上彎曲通道內氣流受離心力的作用，埋入式進氣道內的流動很容易出現分離。

埋入式進氣道通道面積適合先略微縮小，后擴大，再變平緩，在一定程度上對氣流起了一個緩沖作用，改善了進氣道出口的流場分布，從而大幅度地降低了進氣道出口的流場畸變值。

2.5 喉道及唇口設計

進氣道喉道設計面積是超音速進氣道主要的控制參數之一。喉道馬赫數既反映進氣道空氣流量的大小，也反映進氣道的流動狀態，對進氣道性能有直接影響。對亞音速進氣道，可以不設置喉道，從進氣道進口到出口全部為擴散段，但是，一般亞音速進氣道還是需要喉道設計，其主要的作用是對進氣流動進行整流，可以降低出口流場畸變。

對于唇口，前唇口和后唇口均需要光順。前唇口是指埋入式進氣道唇口在深度方向處于最低點前的那一部分，后唇口則是指深度方向上的最低點與相貫線的后段點之間的那一部分。對前唇口光順主要采用周向光滑不等距插值的方法。把進氣道唇口所在范圍內每個橫向截面與外圍的圓柱形面進行光滑過渡。對后唇口光順則主要采用給定光順半徑規律進行內外型面的光滑過渡。

3進氣道氣動優化方案

3.1 優化方案氣動設計

根據對進氣道基礎構型流場分析結論，確定了改變進氣道進口位置、唇緣修型、中心線修改、面積率修改的優化方向。

首先，根據基礎構型流場特征，第一優化方案將唇口位置整體前移，唇口捕獲面積不變，進氣道流道中心線相應改變、面積率改變，內流道相比基礎構型整體略長。接下來，第二優化方案的設計中，在保持唇口位置、捕獲面積不變條件下，進氣道流道在擴張段下型面變化明顯，曲率相比第一方案更加小，逆壓梯度更加減小。

根據前兩個方案數值模擬結果，經分析，依次調整面積率，并在擴張段上、下型線均做出相應優化設計，得到多組優化方案。優化策略是：通過部分方案的數值模擬評估，確認改變進氣道哪些設計參數能夠更加有效地提高進氣道性能;接著，進一步開展優化設計，更加明確改變那些參數對提高性能更加有效;最后，設計了針對優先參數改變的優化構型，開展計算評估，優選得到進氣道最佳優化構型。

3.2 優化方案數值模擬

在進氣道設計狀態，數值模擬得到其總壓恢復系數及流場畸變指標。圖1、圖2分別給出了進氣道設計點、不同優化方案數值模擬得到的總壓恢復系數及畸變指標曲線。

分析表明：在進氣道設計點，最優構型數值模擬得到值相比基礎方案提高1.4%。

4試驗驗證

分別以埋入式進氣道基礎構型、優化構型數模為基礎加工試驗模型，在中國航空工業空氣動力研究院1.2米×1.2米風洞開展進氣道試驗。

試驗內容為：針對兩套進氣道構型，首先在設計狀態進行吹風試驗，對比基礎構型、優化構型氣動特性，確定優選方案。選擇優選方案，開展不同馬赫數、不同姿態下進氣道試驗，獲取性能數據和曲線。

5結束語

通過開展某埋入式進氣道氣動優化設計及試驗研究，可得以下結論：

（1）通過對進氣道基礎構型數值模擬研究，明確了進氣道部分區域存在流場分離，并造成進氣道整體氣動性能較差的基本流動機理。

（2）基于流動機理分析，通過調整進氣道中心線、截面面積律、喉道及唇口設計參數，獲得了11個進氣道氣動優化設計構型，通過數值模擬得到進氣道優化構型，優化構型進氣道總壓恢復系數顯著高于基礎構型，畸變指標與基礎構型基本一致。

（3）風洞試驗結果表明，在進氣道設計狀態優化構型總壓恢復系數顯著高于基礎構型，與基礎構型相當;在其它流動狀態，優化構型性能總體顯著優于基礎構型，二者畸變指標值相當。

參考文獻

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[12] Jovanovic V， Taskinoglu E S， Knight D. Experimental investigation of a submerged subsonic inlet[R]. AIAA-2004-2649，2004.

作者簡介

趙振山（1980-），男，山東淄博人;畢業院校：航空研究院，專業：流體力學，學歷：碩士研究生，高級工程師，現就職單位：中國航空工業空氣動力研究院，研究方向：內流空氣動力學。