基于边界层抽吸的埋入式进气道性能优化研究

来源:用户上传      作者:肖毅 沈亮 刘敏 杨昌发

　　摘要：埋入式进气道具有隐身性能好、飞行阻力低等优点，此类进气道通常具有低速性能优良、高亚声速性能偏低的基本特征。为了提升飞机巡航状态下（H=11000m、Ma=0.6）的进气性能，在进气道前设计加装了边界层抽吸孔，重点分析了边界层抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响规律。数值仿真结果表明，在进气道前适当位置进行边界层抽吸能够排出部分近壁面低能量气流，从而提高进气性能；随着边界层抽吸流量的增大，进气道性能逐渐增加；抽吸流量一定时，边界层抽吸位置对进气性能影响较小。因此，在进气道前设计边界层抽吸装置是提升埋入式进气道高速阶段进气性能的有效手段。
　　关键词：埋入式进气道；边界层抽吸；数值仿真；性能优化；总压恢复系数
　　中图分类号：V211.4文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.07.004
　　从20世纪40年代起，埋入式进气道就引起了国外学者的普遍关注，通过一系列的试验研究，明确了此类进气道具有低速性能好、高速性能偏差的基本特性[1-4]。基于埋入式进气道的基本特性，近年来，国内外学者开展了形式多样的优化设计研究工作。2004年，Knight等对一种弹用埋入式进气道进行了优化设计研究，通过在管道内加装扰流片的形式改善了进气道的畸变情况[5]。2012年，南京航空航天大学程代姝等对管道内安装扰流片和弹体表面吹气的埋入式进气道性能进行了数值仿真研究，结果表明，合适的吹气方案能够有效地吹除部分弹身边界层，改善埋入式进气道进口前边界层状况及内通道流态[6-7]。埋入式进气道在机身内通常呈S弯布置，在S弯进气道的优化设计研究方面，2015年，中国飞行试验研究院田晓平等对涡流发生器抑制S弯进气道旋流畸变开展了数值仿真研究[8]；同年，航空工业空气动力研究院赵振山等对S弯进气道内的射流控制装置开展了多目标优化设计，采用数值仿真的方法获得了总压恢复高、流场畸变小的进气道内流流动控制方案[9]。
　　本文针对某无人加油机概念方案，开展了埋入式进气道方案设计，采用数值仿真的方法获得了进气道的基本性能，在进气道前加装边界层抽吸孔开展性能优化研究，重点分析了飞机巡航条件下边界层抽吸位置与抽吸流量对进气道总压恢复系数σ和畸变指数DC60的影响规律，总压恢复系数为进气道出口气流平均总压与来流总压之比，是表征进气道性能损失量的重要参数；畸变指数DC60不仅考虑了压力畸变的幅度和范围，还考虑了进气道出口气流速度的大小，是衡量进气道稳态畸变的常用指标[10]。
　　1研究对象
　　1.1无人机概念方案
　　如图1所示，本文所研究的无人机概念方案主要参考美国MQ-25无人机进行设计，其典型特点是大航程、长航时又兼具一定的隐身性能。该无人机采用“梭形”机身、超临界翼型中单翼、V形尾翼、埋入式进气道及矩形尾喷管设计。机长14.5m、翼展20m、机高3.2m，设计巡航高度11000m、巡航马赫数0.6、最大飞行马赫数0.7。
　　1.2埋入式进气道方案设计
　　本文的埋入式进气道方案以某型发动机的几何参数、进气流量参数为基础，在飞机巡航点下进行设计（见图2）。主要参考文献[11]提出的埋入式进气道“气动S弯”概念开展喉道面积、扩压段长度内外唇口参数等设计研究。进气道总长4.2m，进气道偏距0.83m（进气道出口截面圆心到机身上表面垂直距离），进气道进口最大宽度1.2m，进气道进口距机头前缘6.8m。
　　2计算方法概述
　　2.1网格与边界条件
　　本文的计算条件不带迎角与侧滑角，流动是对称的，因此采用半模进行计算，并对机翼进行了截短简化处理。整个计算域（见图3）划分四面体非结构化网格，边界层网格首层高度为0.01mm，共10层，网格量总数约750万，Y+值符合壁面函数要求。在商用计算流体动力学软件Fluent中进行流场计算，使用二阶迎风格式对时间和空间项进行离散；选择可实现的k-ε湍流模型对流动进行计算，该模型将湍动黏度与应变率联系起来，使得流动更加符合湍流的物理定律，适合于对射流、边界层流动、有分离流动等进行计算[12]，主要的计算边界条件有压力远场条件、压力出口条件、对称边界及无滑移绝热固壁条件。主要计算高度为H=11000m，飞行速度计算范围为Ma=0～0.7，发动机为最大进气流量状态，优化设计点为飞机巡航状态：H=11000m、Ma=0.6。
　　2.2算例验证
　　2008年，谢文忠等对一种导弹用平面埋入式进气道的气动特性进行了风洞试验研究[13]，如图4所示，在对该试验模型进行几何重构的基础上，采用本文的数值仿真方法对进气性能进行了计算分析，计算结果与试验结果对比如图5所示。随着来流速度的增大，计算与试验所获得的进气道总压恢复系数均逐渐降低；在所研究的速度范围内，计算的总压恢复系数与试验值相比偏小，但差量均在0.9%以内，说明本文的数值仿真方法能够较为准确地预测埋入式进气道的总压恢复系数及流场分布情况。
　　2.3基史桨傅慕气性能
　　发动机最大进气流量状态下，进气道性能随飞行马赫数的变化规律如图6所示，从图6中可以看出，在飞机起飞阶段（Ma=0→0.2），进气道出口总压恢复系数逐渐增大、畸变指数DC60逐渐减小，进气性能逐渐提升，随着飞行速度继续增大，进气道出口总压恢复系数减小、畸变指数DC60逐渐增大，进气性能呈急剧降低趋势。进气性能变化的主要原因如图7所示，在来流速度为0时，进气为四周抽吸的绕流，在后唇口附近产生了分离流动，形成了分布在进气道出口上方的低总压区；随着飞行速度的增加，在Ma=0.2左右，后唇口流动分离基本消失，进气道总压恢复能力达到最高；进一步增大速度，机身近壁面低能量流动大量进入进气道后，在出口下方形成了较为显著的低总压区，导致进气道总压恢复系数急剧下降。总体而言，该进气道地面起动状态畸变偏大、飞机巡航状态总压恢复系数偏小，需要通过优化设计加以解决。表1为基准方案的进气道性能。

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