“Λ”型凸臺對低隔道亞聲速S彎進氣道的流場控制研究

摘 要：針對某無人機進氣系統低隔道亞聲速S彎進氣道出口流場畸變較大的問題，研究一種利用隔道內置“Λ”型凸臺生成反向渦抑制出口畸變的流場控制手段。通過數值仿真分析“Λ”型凸臺結構對抑制流場畸變的作用機制，給出不同來流條件下凸臺結構參數對進氣道出口總壓恢復系數和流場畸變的影響規律。研究表明：畸變控制效果與凸臺幾何尺寸密切相關，合理設計的凸臺對出口畸變抑制效果明顯。

關鍵詞：無人機；亞聲速進氣道；S彎進氣道；流場畸變；流場控制；數值仿真

中圖分類號：V228.7 文獻標志碼：B 文章編號：1671-5276（2024）04-0259-05

Research on Flow Field Control of “Λ” Type Step on Low Diverter Subsonic S-duct Inlet

TANG Xiaosong， JIN Zhiguang

（College of Energy and Power Engineering， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China）

Abstract：Aimed at the large distortion of the flow field at the outlet of low diverter subsonic S-shaped inlet， a new control method for reducing outlet distortion by reverse vortices generated by “Λ” type step is studied. The mechanism of the suppression of flow field distortion by “Λ” type step is analyzed by numerical simulation， and the influence law of step structure parameters on the total pressure recovery and flow field distortion of the inlet outlet under different flow conditionsn is given. The research shows that the effect of suppressing distortion is closely related to the geometric size of the step， and the reasonably designed step has obvious improvement effect on the outlet distortion.

Keywords：unmanned aerial vehicle; subsonic inlet; S-duct inlet; flow field distortion; flow field control; numerical simulation

0 引言

S彎進氣道具有緊湊的結構和良好的隱身特性，被廣泛應用于無人機進氣系統。因有著特殊的雙彎式中心線和漸擴式變截面結構，使其內部存在著復雜的三維有旋流動，這通常會引起進氣道出口畸變的增加和總壓的下降并給進發匹配帶來困難。國內外眾多學者針對S彎進氣道進行了研究，ANABTAWI等^[1]通過試驗研究了進氣道偏距與內部流動特性的關系，發現偏距明顯影響進氣道內的壓力梯度進而影響出口性能。BERRIER等^[2]研究了進氣道入口形狀對其性能的影響，結果表明，對于進口為半橢圓的進氣道在相同進出口條件下，長軸越長其出口總壓恢復越低且畸變越大。王云飛等^[3]研究了S彎進氣道偏距和長度對氣動特性的影響。寧樂等^[4]基于無隔道式S彎進氣道仿真對比了有、無附面層吸入時進氣道內部的流動結構，并分析了附面層對進氣道流動特性的影響。

在空間受限的機體內設計出性能優越的進氣道，除了進氣道本身的型面設計以外還需借助流動控制技術來優化進氣道流場結構。為了排除附面層，可采用在進口設置隔道的方式，但只有在隔道高度足夠高時才能完全奏效。對于無隔道式S彎進氣道，通常也會采用更為復雜的流動控制措施以減小附面層流入對進氣道性能帶來的不利影響，如在進氣道內部安裝渦流發生器^[5-6]、開孔抽吸或吹除^[7-8]以及在進氣道進口前設置鼓包^[9-10]等。這些措施在一定程度上都能對進氣道性能帶來增益，但同時也可能引起進氣道阻力增加或隱身效果變差等缺點。

本文針對某無人機低隔道S彎進氣道，為解決因吞入機身附面層導致的出口畸變增大問題研究了一種利用“Λ”型凸臺反向渦抑制流場畸變的流場控制方法。

1 研究方法

1.1 S彎進氣道設計

圖1所示為該S彎進氣道采用“前急后緩”的中心線變化規律和“緩急相當”的沿程截面面積變化規律^[11]。進口為超橢圓，受空間尺寸限制，設計得較為扁平，出口為圓形。唇口外側采用NACA-1系列翼型經縮放而成，唇口內側為1/4圓弧。進氣道關鍵設計參數如表1所示。

進氣道設計狀態為：Ma_∞ = 0.8，p_∞ = 26 454Pa，α = 2°，T_∞ = 223.1K，出口折合流量為2.05kg/s。在上述狀態下，該進氣道性能優異。

1.2 進氣道/機身一體化設計

按總體要求，此進氣道采用腹部進氣，受機體外部尺寸及內部空間限制其隔道較低，遠不足以排除機身附面層。在設計狀態下，機身附面層的吞入使進氣道出口D_C60高達0.384，無法滿足工程使用要求。本文設計了一種進氣道/機身一體化的“Λ”型凸臺裝置，用于降低進氣道出口畸變，如圖2所示。凸臺呈“Λ”型，尖角從進氣道進口下方伸出，其上表面與唇罩相連，下表面與機身相連，根部與機體平滑過渡。

該“Λ”型凸臺在進氣道入口前將機身產生的厚附面層分流后向兩側排移，低能流通過下方隔道和機身側邊流走，同時氣流能夠在凸臺兩側壁面和頂部三角形壁面之間的后掠邊緣處產生漩渦效應，此漩渦恰好與S彎進氣道內部因截面形狀變化產生的“對渦”方向相反，從而在一定程度上抑制S彎擴張段內的二次流動并減小出口氣流畸變。

1.3 數值仿真方法

數值仿真通過商用流體計算軟件Fluent完成，用內外流場耦合計算以獲得更加準確的流場數據，采用三維可壓縮雷諾平均N-S方程和k-ω SST湍流模型。將機身周圍足夠大范圍內的空間作為流場計算域，由于機身和進氣道都為對稱設計，此處采用半模進行計算。當各方程殘差均下降4個數量級以上，且進氣道進出口流量穩定時，認為計算達到收斂。

綜合考慮計算域型面的復雜性和計算結果的準確性，帶機身計算時采用結構/非結構混合網格進行計算。除進氣道進口附近復雜型面處采用非結構網格外，其余計算域均采用結構網格劃分，總網格量約為600萬。不帶機身計算時全部為結構網格，網格量約為200萬。在進氣道唇口等流場變化劇烈的區域和凸臺附近型面較為復雜的區域將網格進行適當加密，計算域網格劃分如圖3所示。

2 結果與討論

2.1 “Λ”型凸臺對流場畸變的控制作用分析

分別對單獨的S彎進氣道、帶有機身無凸臺的S彎進氣道以及帶有機身和凸臺的進氣道進行數值仿真。表2所示為3種情形下進氣道出口性能，其中凸臺長60mm，起始角度為30°，側邊為直線型?？梢妿C身后有、無凸臺進氣道出口總壓恢復系數均有所下降，帶凸臺時出口的總壓恢復較無凸臺下降0.4%，同時周向畸變指數D_C60降低47.1%，綜合畸變指數w降低47.3%。這說明增加凸臺后可以通過較小的性能損失換得較大的畸變改善，“Λ”型凸臺對進氣道出口畸變抑制效果明顯。

圖4為不帶機身計算時進氣道內部流場，可見進氣道的總壓損失主要發生在上下壁面，氣流畸變主要在下壁面發展。進氣道的第一個彎偏轉較急，使得氣流在下壁面附近發生較大分離，在過渡段內進氣道型面由超橢圓轉為圓，寬度收縮導致氣流流動受限，在向出口流動的同時還向對稱面流動并由此產生橫向二次流動，二次流與原本靠近中心位置處的流線相互纏繞使畸變增加。在壁面幾何形狀和氣流壓力梯度的綜合作用下，下壁面附近氣流向內卷起生成“對渦”，由此帶來的摻混損失加快了總壓的下降。上壁面的氣流分離主要發生在第二個彎處，但由于此彎偏轉較緩使氣流分離較小，且分離后繼續流動的距離較短，因此氣流在上壁面出口處未發展成較大的渦?？傮w來看此S彎進氣道出口總壓恢復較高，畸變較小。

圖5為帶機身無凸臺時進氣道進口附近流場，圖中對稱面位置為氣流總壓恢復系數云圖，機身和其他壁面處為靜壓云圖。可見因隔道較低，機身附面層未能完全排除，由唇口將機身附面層分為兩股，一股流入進氣道，另一股流經隔道從機身外側離開，注意到后者與隔道壁面相撞后靜壓升高，氣流在隔道內無法順暢排走并逐漸聚集，流動方向發生偏轉并在此處形成了渦，此渦將上層附面層抬起，使得進入進氣道內部的低能流增多。圖6為帶機身時進氣道內部流場分布，進口處低能流高度占比最高可達進氣道進口高度的1/3，由于入口低能流占據較大比例，使得進氣道內氣流抗分離能力急劇減弱及橫向二次流動增強，在同樣壁面形狀下形成的對渦尺度更大，摻混損失也更大，由此帶來了出口總壓的下降和畸變的增加。

在隔道高度不變的條件下增設“Λ”型凸臺以改善進氣道出口畸變，圖7為此時進氣道進口附近流場。凸臺將來自機身的附面層分為兩層，下層附面層動能較小無法抵抗沿流向逆壓梯度，直接沿橫向從隔道排向機身外側，上層動能較大的附面層能夠抵抗沿流向逆壓梯度，越過凸臺上表面流入進氣道內部。此外，添加凸臺后氣流提前與凸臺壁面相撞，氣流流動的橫向偏轉角更小，底層附面層向機身外側流動得更順暢。因此沒有產生能將上層附面層抬起的渦，減少了進入進氣道的低能流。

在添加凸臺后進氣道內部流場也發生了較大變化，如圖8所示。流入進氣道的附面層在進入進口前先經過凸臺作用獲得向內和向上的速度分量，具有了發展成渦的趨勢，之后在進氣道內逐漸發展成一對由兩側向中心卷起的渦，如圖9所示。其方向正好與進氣道內部因截面形狀變化生成的對渦方向相反，從而一定程度上抑制后者的發展，降低出口畸變，但同時也因為摻混帶來了一定的總壓損失。

2.2 “Λ”型凸臺外形對不同攻角下流場畸變控制效果研究

在研究“Λ”型凸臺的幾何外形對進氣道出口總壓恢復和出口畸變的影響規律時，考慮到機身需帶攻角飛行，仿真過程中來流攻角設置為-2°、2°、-10°和10°，其他條件與設計狀態相同。

1）凸臺側邊形狀對出口性能的影響

圖10（a）所示為“Λ”型凸臺的外形參數，包括伸出長度L₁、根部寬度L₂和側邊起始角度θ。首先對凸臺側邊形狀進行研究，在固定L₁=90mm和L₂=52mm的情況下通過改變θ可以得到一組不同變化規律的圓弧線段，如圖10（b）所示編號a-e對應的θ值依次為10°、20°、30°、40°和50°。

仿真結果如圖11和圖12所示，可見在攻角為±2°和±10°時出口D_C60和綜合畸變指數都在θ=30°時最小，此時對應的側邊型線為直線。θ取較小值時進入進氣道的有旋流漩渦強度太小，所起的畸變改善效果也很弱；θ取較大值時氣流沿流向的逆壓梯度更大，附面層沿橫向向機身外側排移較多，能越過凸臺進入進氣道的有旋流極少，所引起的畸變抑制效果也極弱。在-10°攻角下表現出與其他攻角相反的規律，其原因為在大負攻角下氣流掃過機身在背風側卷起一對較大的渦，其方向由機身兩側向對稱面卷起，正好與凸臺產生的渦方向相同。在機身與凸臺產生的渦共同作用下使原本進氣道內部的渦消散，但由于前者強度過大，其使后者消散后自身仍有余留并帶來了出口畸變。因此在-10°攻角下θ取小角度時，出口畸變更小，θ增大后凸臺產生的渦強度更大，出口畸變增大，θ大于30°后因進入進氣道的有旋流過少凸臺不起明顯作用。圖12反映了出口總壓恢復系數和凸臺側邊型線起始角度的關系，可見出口總壓變化幅度極小?？偟膩砜赐ㄟ^犧牲極少的總壓恢復來改善出口畸變的效果是顯著的。

2）凸臺伸出長度對出口性能的影響

保持凸臺側邊為直線型和起始角度θ=30°不變，研究伸出長度L₁對出口性能的影響。圖13為出口D_C60和綜合畸變指數隨L₁的變化規律，可見在攻角為±2°和±10°下，隨著L₁取值的增加出口畸變均先下降再減小。θ和側邊形狀不變時隨著L₁的增加其根部寬度L₂隨之增加。此時越過凸臺進入進氣道內部的有旋流流量增多，發展成的渦強度增加，對出口畸變的改善效果增強。不同攻角下L₁最佳取值不同，-2°攻角下為90mm，而2°攻角下為60mm，原因在于-2°攻角下彈身附面層更厚，L₁增長使附面層下層部分向側邊排移得更早，同時由于L₂的增加使進入進氣道的有旋流增多。綜合作用下，-2°攻角較2°攻角L₁取值更長時對出口畸變的抑制效果更好。在-10°攻角下L₁長度為0mm即不加凸臺時效果最好，原因為較大負攻角下氣流掃過機身產生的渦進入進氣道后也對進氣道出口畸變有改善作用，添加凸臺后反而帶入了多余的反向渦，對出口畸變改善造成負面效應。各攻角下在L₁取值小于或大于最佳取值時，出口畸變均有所增加。這表明存在一個最佳長度L₁，使“Λ”型凸臺對進氣道出口畸變的改善效果最好，并且不同攻角下這個值是變化的。圖14為“Λ”型凸臺長度對進氣道出口氣流總壓恢復的影響，總體上總壓恢復變化較小。

3 結語

本文通過數值仿真對低隔道內置“Λ”型凸臺的附面層排移裝置進行了研究，得到以下結論：

1）在低隔道的基礎上增設“Λ”型凸臺后可使機身附面層提前轉向，附面層底層更容易從機身兩側排除，從而在隔道高度受限的條件下減少了進入進氣道的低能流；

2）“Λ”型凸臺可產生有旋流進入進氣道并發展成對渦，其方向與進氣道因截面形狀變化生成的對渦方向相反，從而對進氣道出口畸變進行改善，但出口總壓恢復略有下降；

3）“Λ”型凸臺的幾何尺寸對出口畸變的抑制效果有較大影響，存在最佳起始角度和最佳伸出長度，使流場改善效果最好；

4）不同攻角下“Λ”型凸臺對出口畸變的控制效果不同，在正攻角和較小負攻角下畸變控制效果明顯，在較大負攻角下，有、無凸臺時出口畸變差別不大。

參考文獻：

[1] ANABTAWI A，BLACKWELDER R，LISSAMAN P，et al. An experimental study of vortex generators in boundary layer ingesting diffusers with a centerline offset[C]//35th Joint Propulsion Conference and Exhibit. Los Angeles，CA. Reston，Virginia：AIAA，1999：2110.

[2] BERRIER B，ALLAN B. Experimental and computational evaluation of flush-mounted，S-duct inlets[C]//42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno，Nevada. Reston，Virginia：AIAA，2004：764.

[3] 王云飛，沈天榮，寧嘯天，等. 幾何參數對S彎進氣道氣動特性的影響研究[J]. 機械制造與自動化，2020，49（4）：128-132.

[4] 寧樂，譚慧俊，孫姝.有無邊界層吸入對S彎進氣道流動特性的影響[J].推進技術，2017，38（2）：266-274.

[5] KK U C，BARAN U，UZOL O. Passive flow control in boundary layer ingesting semi submerged inlet[C]//51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Orlando，FL. Reston，Virginia：AIAA，2015：3803.

[6] 陳建華.邊界層吸入式進氣道主動流動控制研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業大學，2009.

[7] 劉雷，陳浮，宋彥萍，等. 半埋入式S彎進氣道主動流動控制研究[J]. 推進技術，2014，35（9）：1168-1173.

[8] HUANG G P，SAHEBY E B，AKHLAGHI M，et al. Effects of ridge configuration on the performance of integrated inlets[C]//52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Salt Lake City，UT. Reston，Virginia：AIAA，2016：4608.

[9] SUN S，TAN H J. Flow characteristics of an ultracompact serpentine inlet with an internal bump[J]. Journal of Aerospace Engineering，2018，31（2）：1193-1201.

[10] 鐘易成，余少志，吳晴. 凸包（Bump）進氣道/DSI模型設計及氣動特性研究[J]. 航空動力學報，2005，20（5）：740-745.

[11] LEE C，BOEDICKER C. Subsonic diffuser design and performance for advanced fighter aircraft[C]//Aircraft Design Systems and Operations Meeting. Colorado Springs，CO. Reston，Virginia：AIAA，1985：3073.

收稿日期：2022-11-02