一种埋入式进气道流场控制装置设计与验证

王旭刚，翟章明，2，周一磊，张　健，徐明钊

(1.北京宇航系统工程研究所，北京　100076； 2.国防科大航天科学与工程学院，长沙　410073)



一种埋入式进气道流场控制装置设计与验证

王旭刚1，翟章明1，2，周一磊1，张健1，徐明钊1

(1.北京宇航系统工程研究所，北京100076； 2.国防科大航天科学与工程学院，长沙410073)

摘要：针对下单翼布局的平面埋入式进气道总压恢复系数过低问题，提出了一种新型流场控制装置改善进气品质，通过数值模拟和风洞测压试验验证了新装置的作用；试验结果表明：在高亚音速来流条件下，新方案的总压恢复系数0.951，综合畸变指数为1.39%，大大优于初始方案。

关键词：埋入式进气道；紊流；,畸变

本文引用格式：王旭刚，翟章明，周一磊，等.一种埋入式进气道流场控制装置设计与验证[J].兵器装备工程学报，2016(7):12-16.

Citation format:WANG Xu-gang, ZHAI Zhang-ming, ZHOU Yi-lei,et al.New Flow-Field Control Device to Improve Air Quality on Submerged Inlet[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(7):12-16.

在现代战争的条件下，对导弹武器的突防能力提出越来越高的要求，使得对涡扇发动机进气道的总压恢复系数σ和出口综合畸变指数提出了更加严格的要求。平面埋入式进气道的RCS(雷达散射截面积)很小，但是在小攻角下总压恢复系数很低，因此需要增加附加的各种流场控制装置。Taskinlglu[1]在2002年对内通道型面几种突变形式对圆弹身埋入式进气道流场控制效果进行了数值仿真研究，结果表明：畸变最大能减小11%，但研究的来流马赫数仅为0.15。文献[2-5]通过在内流道安装垂翼式绕流器装置改善进气道出口流场，并利用数值仿真和风洞试验对流场控制器的几何尺寸进行了优化选型研究，但其马赫数也不大于0.15，没有更高马赫数的研究，本文正是尝试了在高亚音速条件下(M0=0.7)，通过合理设计折叠翼翼根型面，将其改造为进气道流场控制器，使得该型面的后掠斜坡横向旋涡增强，将更多的前体边界层内低能流扫向两侧，同时引导更高比值的高能流进入下游的埋入式进气道，从而改善进气品质；通过进气道型面和翼根型面一体化设计，提高了进气道的气动性能。

1平面埋入式进气道的改进

图1　原始翼根型面造型图

1.1翼根型面改进

图2给出了改进设计的翼根型面三维造型示意和主要几何设计参数标注，其中三维造型图中标识的斜坡和端面均为平面，且端面与水平面垂直，主要设计参数有对称面斜坡斜切角γ1，翼根斜坡斜切角γ2(用平行于对称面的平面截翼根斜坡面和水平线所得交线的夹角)，翼根内端面后掠角β1，翼根斜坡后掠角β2，翼根外端面后掠角β3。下面从流动角度依次介绍各设计参数的改进。

图2　流场控制器参数

1) 对称面斜坡斜切角γ1。对称面的小段斜坡面其实是位于弹身型面上，之所以切成斜坡状主要是为了避免在该段弹身型面中出现后台阶流动。这样做一方面可以减小飞行器阻力，另一方面可以改善进入下游埋入式进气道的气流品质。但是考虑到设计成斜坡之后，两翼根内侧圆弧段前部分型面构成了收敛通道，将前体边界层向对称面汇聚，这会减弱随后的翼根型面流场控制效果，因此斜切角γ1不宜过小。

2) 翼根内端面后掠角β1。翼根内端面设计成后掠，主要是为了让气流在翻越过后掠的后台阶时产生合适的漩涡将边界层向两侧扫掠。后掠角β1太小，后台阶将产生脱体涡被直接吸入下游的埋入式进气道，不利于形成将边界层扫向两侧的整体漩涡；后掠角β1太大，形成的漩涡将前体低能流向两侧扫开的张角变小，这样会造成部分原本被扫开的边界层低能流重新被吸入埋入式进气道内，设计中还要考虑与翼根斜坡相匹配。

3) 翼根斜坡斜切角γ2。翼根后端面设计成斜坡状，一方面，和对称面斜坡一样，起到消除原始翼根后台阶流动的效果；另一方面，产生合适强度的涡团，加上斜坡后掠，能够叠加成扫除边界层的横向漩涡流动。此外，该斜坡(包括对称面斜坡)还有一个作用就是气流流经时会具有一定的俯冲效应，从而加强了下游埋入式进气道对来流的冲压。其中，斜切角γ2的大小决定着涡团的强度，太大会导致涡团脱落被直接吸入进气道内，而且也会导致总体阻力的增加，太小则不利于横向漩涡的形成。

4) 翼根斜坡后掠角β2。后掠的斜坡可以使气流经过斜坡起始棱时搓出的涡团沿着斜坡后掠方向汇聚，从而也形成将前体边界层扫向两侧的漩涡运动，更为重要的是对翼根内端面产生的漩涡起到增强和接力作用，继续把低能流向两侧甩开。翼根斜坡后掠角β2大小的选取在本质上和翼根内端面后掠角β1需要考虑的因素一致。

5) 翼根外端面后掠角β3。翼根外端面设计成后掠的，主要是为了让气流在此产生合适的漩涡加强和接力翼根斜坡和内端面产生的横向漩涡，从而使前体边界层低能流扫除的横向距离增加。其后掠角β3的选取可依据β1，同时必须和翼根斜坡面匹配设计。

1.2平面埋入式进气道型面设计

首先确定对称面上下型线，见图3。将对称面型线分别向两侧拉伸进气道出口半径长度得到举行截面内通道后，进行分段倒圆，即得原始内通道，见图4。

图3　进气道对称型面的确定

图4　进气道三维型面的确定

2数值仿真

利用GRIDGEN进行结构化网格生成，网格数为300万，见图5。利用FLUENT商业软件进行数值计算。湍流模型选用SST-kw模型，高度取0 km。采用有限差分方法离散雷诺平均N-S方程，为了减少时间步长对收敛速度的影响，利用LU-SGS隐式格式构造时间推进格式，为保证求解精度，选用基于MUSCL非线性插值的Roe格式对N-S方程无粘对流矢通量进行空间离散，N-S方程的粘性项通过二阶中心差分进行离散。

为实现多轮清点的协同工作，定义状态标志，该标志可以表示三个状态，不妨将三个状态表示成S0、S1和S2。标签中保存这个状态标志，三个状态中一个为初始态，另两个为中间态，为了后续的描述方便，不妨设S0为初始态，S1和S2为中间态。标签的该标志在供电的情况下，如果没有改变状态的需求，则标签应维持该标志的状态不变，即S1或S2，在没有供电的情况下，该标志应能在一定持续时间内保持不变，即S1或S2，当没有供电超过了持续时间，标签的标志状态恢复为初始状态，即S0。

图5　计算网格

由图6和图7可以看出，在M0=0.7、α=0°、β=0°状态下，加流场控制器后由于翼根斜坡斜切角大，使得该后掠斜坡产生后掠横向旋涡增强，将更多的前体边界层内低能流扫向两侧，同时引导更高比值的高能流进入下游的埋入式进气道，其中未采用流场控制装置的原始方案总压恢复系数为0.876，综合畸变指数为7.68%，加装流场控制装置后的改进方案总压恢复系数为0.956，综合畸变指数为4.94%，流场品质得到大幅改善。

图6　加装流场控制器方案流线图

图7　原始方案流线图

3试验验证

3.1试验模型设计

试验模型由模型本体和测量段两部分构成，见图8。模型由前机身段、左机翼、右机翼、进气道段左体、进气道段右体等组成。模型缩比尺度为1∶4，风洞堵塞度小于4.5%。为减小洞壁干扰效应，提高来流品质，将机翼长度适当缩短，在进气道段的出口测量截面开了8个Φ1 mm的静压孔，用于测量其静压值，以计算进气道出口性能参数。

图8　进气道试验模型

图9　测量段结构示意图

为了获得进气道的流量特性，采用联结在测量段出口后部的节流锥调节作为流量调节机构，通过改变节流锥轴向位置来改变进气道出口反压，从而改变流量系数，其中节流锥的位置由步进电机控制。

3.2试验性能参数

其中总压恢复系数σ的定义为

(1)

(2)

其中，第i环上的平均总压为

(3)

第i环的流量函数为

(4)

总流量为各个环面的空气流量之和：

(5)

而第i环面的空气流量：

(6)

其中，常数K=0.040 42。

出口截面平均马赫数Me由气动函数

(7)

可以推得：

(8)

其中，

(9)

出口稳态畸变指数为

(10)

出口动态畸变指数(紊流度)：

(11)

(12)

3.3试验结果分析

设计的翼根主要几何参数见表1，典型工况的风洞试验结果见表2。

表1　翼根方案主要几何设计参数

表2　典型工况下试验结果(Me=0.5)

由图10和图11可以看出，最终确定的埋入式进气道方案在设计状态(Ma=0.7、α=2°、β=0° )下总压恢复系数σ达0.951，稳态周向畸变指数Δσ0= 1.39%，紊流度ε= 2.16%，综合畸变指数W= 3.55%，具有较高的巡航性能，并且满足发动机总体对进气道性能的要求。 在M0= 0.60～0.80的绝大多数状态下，进气道σ= 0.912～0.972,Δσ0=0.83%～4.65%，ε= 1.37%～3.17%，W= 2.2%～7.69%，具有良好的使用性能。

图10　测量段截面压力分布

图11　试验与CFD结果的比较

4结论

通过数值仿真和试验验证可知，该埋入式进气道方案性能较高的原因在于翼根型面产生的后掠横向旋涡流动将大部分的前体边界层内低能流扫离了进气口,改善了进气品质；通过进气道型面和翼根型面一体化设计，提高了进气道的气动性能。

参考文献：

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[4]JOVANOVICV,TASKINOGLUES,KNIGHTD.Experimentalinvestigationofasubmergedsubsonicnlets[R].AIAA-2004-2649,2004.1-15.

[5]TASKINOGLUEES,KNIGHTD.Multi-objectiveshapeoptimizationstudyforasubsonicsubmergedinlet[J].AIAA-2004,20(4).1-11.

[6]梁德旺，张世英.测点的布置对紊流度测量的影响[J].南京航空学院学报，1990,22(2):125-127.

[7]余安远，乐嘉陵，郭荣伟.隐身外形飞行器用埋入式进气道的设计和风洞试验研究[J].空气动力学报，2003，21(2)：182-188.

(责任编辑周江川)

收稿日期：2016-01-18；修回日期：2016-02-21

作者简介：王旭刚(1981—)，男，高级工程师，主要从事飞行器设计研究。

doi:10.11809/scbgxb2016.07.003

中图分类号：V411.3

文献标识码：A

文章编号：2096-2304(2016)07-0012-05

New Flow-Field Control Device to Improve Air Quality on Submerged Inlet

WANG Xu-gang1, ZHAI Zhang-ming1, 2, ZHOU Yi-lei1, ZHANG Jian1, XU Ming-zhao1

(1.Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering，Beijing 100076, China；2.College of Aerospace Science and Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 410073, China)

Abstract:A new flow-field control device to improve air quality was proposed to solve the problem of low recovery coefficiency, which is validated by numerical simulation and wind tunnel pressure test. Test result shows that, in the condition of high subsonic incoming flow, recovery coefficiency is 0.951 with new method, and distortion index is 1.39%, which is greatly superior to the previous method.

Key words:submerged inlet; turbulent flow; distortion

【装备理论与装备技术】