一种飞翼布局无人机M形进气道设计及其特性

郁新华

（西北工业大学无人机研究所，陕西 西安 710072）

0 引 言

飞翼式布局具有较大的升阻比和较好的隐身特性［1－2］，因而属于一种比较理想的无人机气动布局。国外许多飞行验证机如美国X－47、臭鼬、哨兵无人机，英国的“涂鸦”“雷神”验证机，法国的“神经元”均属于飞翼布局。从有关资料可以看出，该类无人飞行器进气道均采用背负式进气道，并与飞行器机体外形匹配一体化设计，进气口采用多棱角边唇口外形，形式有狭缝“八”字形、后掠三角形和“M”形，并以“M”形居多。

多棱角边唇口外形会使得进气道进口的气流流动变得特别复杂，而唇口是影响进气道性能的敏感部位，进气道唇口的流动分离会直接影响总压损失和流场畸变［3］。另外，为了遮掩大部分压气机，降低雷达RCS和降低结构重量，这种进气道内管道常设计成S弯、管道相对较短［4－5］；因此，内通道具有短扩压、大偏距的特点，其内型面存在剧烈变化和弯曲，会导致较强的流向和横向的压强梯度，形成复杂的二次流［6］，并很容易在管道内出现较大的气流分离，故此类进气道总压恢复系数较低，畸变指标较大。国内对此类形式的进气道研究较少，因此，很有必要开展这种进气道的设计研究，为此类飞行器进气道设计提供依据。

1 “M”形进气道设计

1.1 进气道进口设计

针对类似“神经元”无人机构型开展M形进气道的设计。考虑到雷达隐身的需要，发动机采取背部进气方式，进气口斜切平面与垂直面成30°的夹角，进气道唇缘与机翼前缘平行，进气口与机身型面光滑融合过渡，选定喉道截面形状为梯形＋倒圆（图1）。

喉道面积Ath需确保通过发动机所有工作状态下的流量，喉道马赫数Ma的大小与发动机进口平面的总压恢复、畸变大小有关系。由于无人飞行器飞行马赫数Ma数不大于0.8，因此考虑喉道Ma数时以地面起飞时Mth＝0.45而确定，从而保证空中Mth数不大于0.6。

式中，K为考虑冷却及引射流量的修正系数，Gm为发动机空气流量，σ为总压恢复系数，P为来流总压，T为来流总温，q（λth）为气动函数。

为使来流流场均匀，在进口和喉道之间设计成收敛形；为减少攻角、侧滑角时的压力畸变，根据以往设计经验，取进气口面积和喉道面积之比1.25［7］。

图1 进气道进口、喉道以及出口截面形状Fig.1 Theentrance，throat and exit face of inlet

进气道唇口设计必须对低马赫数下的吸力和高马赫数下阻力发散进行折衷考虑，因此，进气道外唇口外形选用具有均匀压强分布的NACA－1系列翼型［7］；考虑到攻角、侧滑角下的进口流场品质，并需与内通道光滑过渡，唇口内型采用常规的椭圆形。

1.2 进气道扩压器设计

由于进气道扩压器段长度较短（L／D≈3，L／ΔY≈3.3），因此，确定中心线与扩压器面积沿程变化规律是扩压器设计的关键，其好坏直接影响着进气道性能，参照文献［2］提出的三种大偏距S形进气道中心线以及面积变化规律，选取前急后缓的中心线变化与缓急相当的面积变化规律，即：

中心线形状［8］为：

扩压器面积变化规律［8－10］为：

式中，D、Y、ΔY、X和L分别代表为进气道出口直径，扩压器中心线的纵坐标、扩压器的偏心距、扩压器中心线的横坐标以及扩压器的长度，A1为进气道扩压器进口面积，A2为进气道扩压器的出口面积（即发动机进口）。

2 数值仿真

2.1 计算控制方程

在对进气道特性分析时，需要进行内外流耦合一体化计算，计算采用三维可压缩雷诺平均N－S方程，湍流模型采用 Realizable二方程k－ε模型［11－13］；采 用有限体积法离散控制方程，用二阶迎风差分格式进行离散求解。本文作者在文献［11－12］中已对该算法进行过实验验证。

在与壁面相邻的粘性边界层中，湍流雷诺数很低，可以通过壁面函数把完全湍流区和壁面联系起来，避免在壁面附近采用很细的网格而导致过大的计算量。

2.2 计算网格模型

将飞行器进气道及其周围流场作为计算域进行网格划分，计算域长、高、宽均设为20l（l为机身长度），进气道几何外形与壁面网格生成如图2所示，整个空间计算域以结构化网格为主，并注意在进气道的唇口、内通道以及其他型面变化剧烈的区域进行网格适当加密，计算网格单元总数为450万左右，近壁面网格单元的y＋满足壁面函数法要求的网格间距。

图2 进气道模型网格Fig.2 The inlet grid

2.3 边界条件

计算域的边界设为压力远场边界条件，计算马赫数为0.4～0.8，攻角－2°～8°，侧滑角0°～6°；进气道出口截面根据发动机流量给出静压条件；壁面设为粘性无滑移绝热固壁边界。

3 实验模型和设备

3.1 实验模型

本文的实验是在中航气动院FL－2直流暂冲式风洞中进行，试验段截面尺寸为1.2m×1.2m，进气道模型缩比为1∶4.57，模型安装在风洞实验段中的堵塞度［14］约为4%。模型材料采用不锈钢金属结构，实验来流马赫数Ma范围为0.4～0.8，攻角α范围为－2°～8°，侧滑角β范围为0°～6°。进气道出口截面即总压测量截面的直径为80mm，在进气道的出口截面上放置了“米”字形总压测量耙，总压测量耙上有8个辐条，每个辐条上分布5根总压探针，加上中心处的总压探针，共计64根测压探针来测量稳态总压。另外，在总压耙的四周侧壁开有8个静压孔，用来获得计算进气道性能时所必须的出口截面静压（图3）。

图3 进气道试验模型与出口测压点位置分布图Fig.3 The sketch of the test model and the distribution of pressure measure

3.2 测量设备

采用PSI8400电子扫描阀采集系统测量进气道稳态总压、静压及流量计压力。流量测量采用专门为进气道设计的流量测量装置。装置分为两段：流量调节段和流量测量段，流量控制由一台伺服电机驱动，带动丝杠，控制节流锥前后移动位置。

4 结果与分析

按照进气道／发动机匹配要求，采用进气道出口截面的总压恢复系数σ（按照流量平均）与畸变指数DC90作为反映进气道特性的两个主要参数，并给出进气道不同状态下的基本特性（地面吸气特性、速度特性、攻角特性、侧滑角特性等），并对进气道内流场进行相关研究，以确定其性能是否满足飞机设计要求。

4.1 地面静态吸气性能

从图4、图5可以看出，在地面静态吸气时，随着抽吸流量的增大（流量系数q（λ）增大），出口总压恢复系数σ呈下降的趋势，而畸变指数DC90随流量系数的增大先减小，后稳定在一个值附近保持不变。在地面起飞功率状态（匹配点处），进气道总压恢复系数稍低（σ＝0.95），这与 M形唇口构型设计有关，但其畸变指数相对较低（DC90＝0.13），能够满足发动机对进气道地面畸变的设计要求。

图4 总压恢复系数σ随流量系数q（λ）变化曲线Fig.4 σversus flux coefficient at the exit

图5 畸变DC90随流量系数q（λ）变化曲线Fig.5 DC90versus flux coefficient at the exit

4.2 进气道机动性能

固定来流攻角、侧滑角（α、β＝0°），进气道出口平均总压恢复系数σ和畸变指数DC90随自由流马赫数Ma的变化规律见图6、图7。不难看出，在研究的速度范围内（Ma＝0.4～0.8），进气道的平均总压恢复系数σ都较高（σ＞0.985），畸变指数DC90比较小（DC90＜0.16）。当来流马赫数Ma从0.4开始增加时，总压恢复系数变化甚小，当来流马赫数增加到0.7以上时，M形唇口流动损失逐渐加大，总压恢复系数σ有所降低（但仍保持在0.985以上）；从畸变指数曲线可以看到，DC90随飞行速度的增加从0.068增加到0.14。

图6 总压恢复系数σ随马赫数Ma变化曲线（α＝0°、β＝0°）Fig.6 σversus Mach number at the exit（α＝0°、β＝0°）

图7 畸变DC90随马赫数 Ma变化曲线（α＝0°、β＝0°）Fig.7 DC90versus Mach number at the exit（α＝0°、β＝0°）

固定来流马赫数（Ma＝0.62）与侧滑角（β＝0°），进气道出口平均总压恢复系数σ和畸变指数DC90随攻角α的变化规律曲线见图8、图9。从曲线可以看出，在攻角从－2°增加到8°的过程中，由于前机身的遮蔽与机身边界层增厚的作用，使得总压恢复系数σ呈下降趋势；而畸变指数DC90先减小后增加，在0°攻角状态时，畸变最小，随后随攻角增大而增加，但数值仍然很低，说明进气道出口的流场品质优良。

图8 总压恢复系数σ随攻角α变化曲线Fig.8 σversus angle of attackαat the exit

图9 畸变DC90随攻角α变化曲线Fig.9 DC90versus angle of attackαat the exit

固定来流马赫数（Ma＝0.62）与攻角（α＝0°），进气道平均总压恢复系数σ和畸变指数DC90随侧滑角β的变化曲线见图10、图11。从图中可以看出，在0～6°研究范围内，总压恢复系数σ随侧滑角β增加而呈下降趋势，但变化量很小，变化幅度在0.01左右；而畸变指数DC90随侧滑角β增加而增加。

4.3 进气道流场图谱特征

图10 总压恢复系数σ随侧滑角β变化曲线Fig.10 σversus angle of yawβat the exit

M形进气道在巡航状态（Ma＝0.62，α、β＝0°）时沿程截面总压分布参见图12。在喉道截面（即第一个截面），前体边界层的发展使得下壁面存在一定厚度的边界层低能流，进入内通道之后，由于S弯旋流作用以及进口梯形截面向出口圆截面过渡形成的横向扩展效应，使得下角区的边界层低能流远离对称面，由此生成的二次流对应于出口截面上的旋涡（图13），并出现相应的低总压区，旋涡主要是由S形进气道两个弯曲段引起的［15］，但从其性能指标来看，进气道完全满足与发动机的匹配要求。

图11 畸变DC90随侧滑角β变化曲线Fig.11 DC90versus angle of yawβat the exit

图12 进气道沿程截面σ分布Fig.12 Contour maps of total pressure recovery at representative sections of S－shaped inlet

图13 进气道出口截面流线与压力分布Fig.13 Flow field of exit of S－shaped inlet（1eft：stream line of velocity，right：contour map of total pressure）

另外，由于进气道为M形进气口，进气道唇缘后掠，左上角区（图12）为进气口最后闭合的区域，该处的当地流量系数最小，也就是说该处唇口外上侧流态较为恶劣，从沿程截面总压分布图可以看出由角区发展而来的局部低能流汇聚区，随着位置向后推移，该低能流区域会逐渐分散开来。

图14为Ma＝0.62时攻角对进气道出口截面上总压恢复系数分布的影响。在－2°≤α≤8°范围内，S形进气道出口总压恢复系数云图低压区随攻角的增大而变大，总压恢复系数不断降低，畸变增大，其原因是攻角增大，机身对进气口的遮挡越严重，进入进气道内通道的低能边界层气流越多所致。

图14 攻角对进气道出口截面总压恢复系数分布的影响Fig.14 The effects of attack angle on the total pressure recovery of the inlet exit face

图15显示了Ma＝0.62，α＝0°，β＝6°时进气道出口截面上总压恢复系数分布，并在图16中给出进气道沿程各站位截面压力云图。与巡航状态相比，进气内管道所有截面上的低压区均位于管道的左侧内下方，其原因是进气道背风内侧堆积的边界层低能流比迎风侧相对较多，在向下游发展的过程中，进气道管道截面宽度不断扩张，边界层低能流会逐渐被挤压到内管道背风侧一边。

图15 侧滑状态进气道出口压力图谱Fig.15 Contour map of total pressure with yaw angle

图16 侧滑时进气道低总压区的形成Fig.16 Development of low pressure zone with yaw angle

5 结 论

针对飞翼布局无人机隐身特性的需要，进气道采用背负进气方式，设计出一种M形进气口，并通过CFD计算与风洞试验的验证获得了该类进气道性能和内部流动特征，结果如下：

（1）从CFD与风洞实验结果对比来看，数值计算基本与风洞试验相吻合，说明数值方法可信；并同时说明该进气道总压恢复系数较高，稳态畸变指数处在较小的量级上，能满足进气道与发动机匹配要求。

（2）该M形进气道地面工作性能良好，总压恢复系数σ＝0.95，畸变指数DC90＝0.13，能够满足发动机对进气道地面畸变要求。

（3）随着飞行马赫数的增加，进气道总压恢复系数略有下降，畸变指数有所上升，对于平飞状态，σ＞0.985DC90＜0.2；当飞行Ma数一定时，进气道总压恢复系数σ随攻角增加略有降低，而DC90随攻角的增加先减小后增大；进气道总压恢复系数σ随侧滑角增加而降低，而畸变指数DC90则随侧滑角增加而增大。

（4）M形进气道唇缘外上侧属于曲面高度融合区，其流态较为恶劣，属于低能流汇聚区，随着位置向后推移，该低能流区域会逐渐分散开来。

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