背部進氣布局飛機前機身模擬器設計方法研究與評估

摘 要：為滿足背部進氣布局飛機的前機身-進氣道-發動機自由射流試驗的需求，設計前機身模擬器以模擬原始前機身對進氣道內流場的影響。根據背部進氣布局飛機的流動特點，設計兩類前機身模擬器，在自由射流試驗艙內模擬飛行高度10 km、飛行速度0.7Ma的3種飛行姿態的流場。通過對比子午面和進氣道出口流場以及進氣道出口平均參數，證明所設計的前機身模擬器可以在射流環境下模擬原始前機身的前機身效應，其中負攻角和側滑角姿態下的前機身模擬器模擬效果較好，而正攻角姿態下的前機身模擬器模擬效果相對較差。

關鍵詞：背部進氣布局；前機身模擬器；鼓包進氣道；自由射流試驗；前機身效應

中圖分類號：V216.8" 文獻標志碼：A" 文章編號：1671-5276（2024）05-0082-05

Research and Evaluation of Design Method of Forebody Simulator Based on Dorsal Intake Layout Aircraft

Abstract：In order to meet the needs of the forebody-intake-engine free-jet test of dorsal intake layout aircraft， the forebody simulator is designed to simulate the effect of the original forebody on the flow field in the intake tract. According to the flow characteristics of the dorsal intake layout aircraft， two types of forebody simulators are designed， and the flow field of three flight attitudes with a flight altitude of 10 km and a flight speed of 0.7Ma is simulated in the free jet test cell. Comparison of the meridian surface and intake outlet flow fields and the average parameters of intake outlet proves that the designed forebody simulator can simulate the forebody effect of the original forebody in the jet environment， among which， the simulation effect of the forebody simulator under the negative angle of attack and side slip angle attitude is better， while the simulation effect of the forebody simulator under the positive angle of attack attitude is relatively poor.

Keywords：dorsal intake layout；forebody simulator；bump inlet；free-jet test；forebody effect

0 引言

隨著對飛行器機動性和發動機-進氣道相容性要求的提高，前機身效應在一體化設計中重視程度也相應提高，因此前機身-進氣道-發動機的聯合試驗需求增加。目前，高空模擬試驗技術按照試驗進氣方式主要分為直連式、自由射流式以及推進風洞，其中自由射流試驗相比于其他兩種試驗，更適合進行前機身-進氣道-發動機的聯合試驗［1］。由于自由射流試驗艙噴管核心區范圍有限，完整前機身往往會超出核心區范圍，所以需要縮小原始前機身，即進行前機身模擬器設計。

前機身模擬器已在歐美國家應用，并取得了一定的成果。20世紀80年代美國AEDC在進行某導彈前體與推進系統一體化設計過程中，使用了前體模擬器作為完整導彈前體的替代，并使用CFD技術輔助前體模擬器設計［2］。此后，AEDC在F-15、F-16高空模擬試驗中使用了相應機型的前機身模擬器，通過對比推進風洞完整前機身試驗與自由射流風洞前機身模擬器試驗結果，表明模擬器可以模擬完整前機身的前機身效應［3-6］。此外，BORGGAARD等［7］將前機身模擬器設計抽象為二維無黏流場中的一個鼓包型線設計問題，利用最小二乘法得到最優設計，但該優化設計方法很難在實際工程中使用。國內相關研究主要集中于射流試驗艙噴管設計和控制過程以及帶進氣道-發動機的射流試驗艙氣動布局研究［8-11］，而對于帶有前機身模擬器的整體氣動分析較少。本課題組之前已經研究了兩側進氣布局前機身模擬器設計，在亞聲速工況下模擬效果比較好，達到預期的設計效果。

背部進氣相比于腹部進氣、翼下進氣等進氣布局形式，前機身對進氣道的影響更為明顯，尤其在進氣道采用鼓包設計時，鼓包型面用以排除機身邊界層，對進氣道流場有著直接影響，因此在設計過程中要充分考慮前機身的影響［12-13］。本文對某帶鼓包的背部進氣布局飛機展開研究，設計兩類模擬器以適用于不同姿態的試驗，并在射流環境下評估前機身模擬器的模擬效果。對比結果表明：不同工況下偏差均較小，后續可利用該模擬器進行前機身-進氣道-發動機聯合高空模擬試驗研究，為相關背部進氣布局飛機前機身模擬器提供一些參考。

1 前機身模擬器設計方法

1.1 設計思路

圖1所示為模擬器總體設計思路。模擬器的設計目前還沒有一個較為通用的方法，只能通過分析飛行器的流動特點，對前機身截短修型然后計算。根據IRP（進氣道參考平面）流場分布調整射流參數，對比IRP和進氣道內部流場相似情況，反復調整，得到該設計方案下的最佳模擬情況。如果模擬效果不佳，需要進一步調整模擬器設計方案，反復該過程得到滿足要求的設計方案。

根據背部進氣的流動特點，需要對不同的飛行姿態采用不同的設計方法。當飛機處于正攻角姿態時，前方來流會受到機身遮擋，且該飛機前機身為三角翼，當正攻角姿態飛行時，攻角較大時機翼前緣會產生前緣渦等復雜的流動［14-15］。所以對正攻角姿態的模擬需要單獨考慮；而負攻角和側滑角姿態流動相對簡單，兩種姿態合并處理。

1.2 第一類模擬器設計方案

研究對象為類X-47B模型，如圖2所示。該飛機進氣道前的鼓包可排除一定量的由前機身發展而來的低能流。本研究只針對進氣道唇口前的機身進行研究，因此截去了唇口后的機身。由于該飛機為對稱模型，對于正負攻角姿態的研究，可使用半模型進行計算，而對于側滑角姿態，則使用全模型計算。

對于第一類模擬器，前機身主要截短方向如圖3所示。在機身上型面軸向截短以及進氣道唇口側面剪短，在截斷位置使用簡單平面直接封閉，封閉時盡可能減少模擬器前緣氣流分離的影響。在計算中發現，由于截斷鼓包導致在鼓包兩側產生明顯分離區，大量低能流吸入進氣道導致無法模擬原始流場，因此第一類模擬器的設計選擇保留機身鼓包，并利用機身鼓包前的一小段氣動型面引導氣流，減少分離。在機身側面剪短后，側下方來流由于失去機身遮擋，氣流經過側面后，在唇口前有一個突擴，形成較大的分離區，使模擬比較困難，根據該流場特性，將側封閉面向內偏斜一定角度，利用該斜面引導氣流使分離區盡量遠離唇口。

1.3 第二類模擬器設計方案

圖4所示為第二類模擬器的設計方案。對于負攻角和側滑角姿態，氣流主要受機身上型面的擾動，根據其流動特點，主要考慮機身軸向截短，相比于正攻角姿態，該模擬器可以截去部分鼓包型面。另外，由于唇口前的流場沒有側下方來流的影響，可以沿進氣道唇口前緣向外偏斜一定角度截斷，截取后的機身直接用簡單平面封閉，保證在模擬器的前緣不產生明顯分離即可。

1.4 最終設計方案

經過對以上設計過程的反復計算修改，得到最終設計方案。兩種模擬器的尺寸均滿足現有試驗條件。

圖5所示為第一類模擬器方案，用于正攻角姿態；圖6所示為第二類模擬器方案，用于負攻角和側滑角姿態。為了便于后續描述，第一類模擬器代號為FBS-A，第二類模擬器代號為FBS-B，原始前機身模型代號為OFB。

2 數值計算方法

2.1 計算模型

原始前機身在自由來流條件下計算，進氣道出口直徑為D，遠場長×寬×高為24D×30D×28D。為了防止出口回流對進氣道出口面數據產生影響，將進氣道出口延長了0.5D。第一層網格高度0.2mm，選擇使用SST k-ω湍流模型，壁面y+總體保持在30左右，滿足湍流模型的要求。原始前機身模型壁面以及對稱面網格如圖7所示。對前機身以及進氣道唇口進行了局部加密，以保證網格有比較好的貼體，網格最大扭曲度小于0.9，滿足計算要求。半模型的網格生成使用相同的網格密度設置，此處不再贅述。

對于射流試驗艙內的模擬，考慮到降低網格量的需要，對試驗件單獨生成非結構網格，試驗艙生成結構網格，然后利用interface方式將試驗件網格插入試驗艙中。圖8所示為試驗艙與試驗件組合模型，其中試驗艙的射流噴管只保留部分直段，便于控制邊界條件。

2.2 計算設置

對于原始前機身的仿真，將進氣道出口設置為內部面，用來獲取進氣道出口流場數據。遠場邊界設置為壓力遠場，根據所需計算的飛行高度和飛行速度設置遠場馬赫數、靜溫和靜壓。進氣道延長段出口設置為壓力出口，其他壁面均設置為絕熱壁面。對于射流試驗艙內的仿真，射流噴管進口設置總壓和總溫，排氣擴壓器出口設置背壓，以控制艙內靜壓。

計算收斂判斷標準為進出口質量流量差小于0.5%，進氣道出口參數基本不再變化以及計算殘差下降3個量級。

3 計算結果與分析

式中：σav為進氣道出口面平均總壓恢復系數；σ0為進氣道出口低壓區平均總壓恢復系數。

3.1 正攻角10°姿態

經過反復調整來流參數，最終確定射流噴管姿態攻角α為8°，側滑角β為0°，噴管進口總壓Ptj設定為37.34kPa，排氣擴壓器出口背壓Pbe給定29.4kPa，進氣道出口背壓Pbi為31.5kPa，邊界條件設置如表1所示。

從兩種工況下的子午面馬赫數分布來看，模擬器與進氣道唇口完全位于射流核心區內，且兩者的馬赫數分布基本一致，主要差別在于FBS-A的進氣道內主流馬赫數偏大。從出口面馬赫數分布來看，FBS-A的出口面兩側的低壓區相對較大，表明吸入的低能流較多，但整體而言出口面馬赫數分布較為接近，如圖9和圖10所示。

表2為兩者的進氣道出口參數對比，出口面積加權平均馬赫數偏差為4.00％，而總壓的偏差僅為0.75％，畸變指數相差11.11％。從出口面氣動參數對比來看，馬赫數和總壓的偏差較小，畸變指數偏差較大，當然這與畸變指數數值較小有關。

3.2 負攻角10°姿態

經過反復調整來流參數，最終確定射流噴管姿態攻角為-8°，側滑角為0°，進口總壓設定為36.67kPa，排氣擴壓器出口背壓設定29.2kPa，邊界條件設置如表3所示。

從兩種工況下的子午面馬赫數分布來看，進氣道出口處于射流核心區范圍內且子午面馬赫數分布幾乎一致。從出口面馬赫數分布對比也可以看到，模擬器進氣道出口0.46Ma區域有所減小，而下方的低壓區略微增大，整體分布幾乎一致，如圖11和圖12所示。

表4為兩者的進氣道出口參數對比，出口面積加權平均馬赫數偏差為0.54％，而總壓的偏差僅為0.06％，畸變指數相差-4.70％。從出口面氣動參數對比來看，相比于正攻角姿態，負攻角姿態下，前機身型面對氣流有引導作用，此時流動相對簡單，模擬效果相對較好。

3.3 側滑角-6°姿態

經過反復調整來流參數，最終確定射流噴管姿態攻角為0°，側滑角為-7°，進口總壓設定為37kPa，排氣擴壓器出口背壓設定為29.1kPa，邊界條件設置如表5所示。

從兩者的子午面馬赫數分布來看，整體的流場分布比較接近，模擬器進氣道唇口處略大，進氣道下部分離區較大。從出口面馬赫數分布來看，馬赫數分布較為接近，主要區別在于模擬器進氣道出口左側下方分離區偏大，出口面主流區馬赫數偏大，如圖13和圖14所示。

表6為兩者的進氣道出口參數對比，出口面積加權平均馬赫數偏差為1.96％，而總壓的偏差僅為0.34％，畸變指數相差5.41％。從出口面氣動參數對比來看，氣動參數均偏差較小，但流場分布的差異相對比較明顯。

4 結語

本文對類X-47B模型開展了背部進氣布局飛機前機身模擬器設計研究，以飛行高度10km、飛行速度0.7Ma為模擬工況，驗證了前機身模擬器在不同姿態下的模擬效果。通過對比進氣道出口平均參數、子午面以及進氣道出口流場，可得到以下結論。

1）兩類前機身模擬器均可以較好地模擬原始前機身對進氣道內流動的影響，進氣道出口面積平均馬赫數和總壓偏差可以控制在5%以下，但穩態周向畸變指數偏差相對較大。

2）對于正攻角姿態，由于該姿態流場較為復雜，進氣道唇口前分離區較大，使第一類模擬器的模擬效果相對較差。相比于原始前機身進氣道出口流場，第一類模擬器進氣道出口低壓區范圍明顯增大。可以考慮采用一些方法減小進氣道唇口前的氣流分離區，例如可以嘗試在進氣道唇口前吸除一部分分離區來減小模擬偏差。

3）對于負攻角和側滑角姿態的模擬，前機身模擬器設計時可以考慮截斷部分鼓包型面，雖然鼓包型面起到排除邊界層和引導氣流的作用，截去部分鼓包面勢必影響排除前機身邊界層的效果，會導致進氣道低能流吸入增多。但通過調整射流角度和速度，在射流環境下，模擬器仍可以達到模擬要求。當然，本結論不適用于超音速工況的模擬，需要開展更深入的研究。

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