一種飛翼布局無人機(jī)M形進(jìn)氣道設(shè)計及其特性

郁新華

（西北工業(yè)大學(xué)無人機(jī)研究所，陜西 西安 710072）

0 引 言

飛翼式布局具有較大的升阻比和較好的隱身特性［1－2］，因而屬于一種比較理想的無人機(jī)氣動布局。國外許多飛行驗證機(jī)如美國X－47、臭鼬、哨兵無人機(jī)，英國的“涂鴉”“雷神”驗證機(jī)，法國的“神經(jīng)元”均屬于飛翼布局。從有關(guān)資料可以看出，該類無人飛行器進(jìn)氣道均采用背負(fù)式進(jìn)氣道，并與飛行器機(jī)體外形匹配一體化設(shè)計，進(jìn)氣口采用多棱角邊唇口外形，形式有狹縫“八”字形、后掠三角形和“M”形，并以“M”形居多。

多棱角邊唇口外形會使得進(jìn)氣道進(jìn)口的氣流流動變得特別復(fù)雜，而唇口是影響進(jìn)氣道性能的敏感部位，進(jìn)氣道唇口的流動分離會直接影響總壓損失和流場畸變［3］。另外，為了遮掩大部分壓氣機(jī)，降低雷達(dá)RCS和降低結(jié)構(gòu)重量，這種進(jìn)氣道內(nèi)管道常設(shè)計成S彎、管道相對較短［4－5］；因此，內(nèi)通道具有短擴(kuò)壓、大偏距的特點，其內(nèi)型面存在劇烈變化和彎曲，會導(dǎo)致較強(qiáng)的流向和橫向的壓強(qiáng)梯度，形成復(fù)雜的二次流［6］，并很容易在管道內(nèi)出現(xiàn)較大的氣流分離，故此類進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)較低，畸變指標(biāo)較大。國內(nèi)對此類形式的進(jìn)氣道研究較少，因此，很有必要開展這種進(jìn)氣道的設(shè)計研究，為此類飛行器進(jìn)氣道設(shè)計提供依據(jù)。

1 “M”形進(jìn)氣道設(shè)計

1.1 進(jìn)氣道進(jìn)口設(shè)計

針對類似“神經(jīng)元”無人機(jī)構(gòu)型開展M形進(jìn)氣道的設(shè)計?？紤]到雷達(dá)隱身的需要，發(fā)動機(jī)采取背部進(jìn)氣方式，進(jìn)氣口斜切平面與垂直面成30°的夾角，進(jìn)氣道唇緣與機(jī)翼前緣平行，進(jìn)氣口與機(jī)身型面光滑融合過渡，選定喉道截面形狀為梯形＋倒圓（圖1）。

喉道面積Ath需確保通過發(fā)動機(jī)所有工作狀態(tài)下的流量，喉道馬赫數(shù)Ma的大小與發(fā)動機(jī)進(jìn)口平面的總壓恢復(fù)、畸變大小有關(guān)系。由于無人飛行器飛行馬赫數(shù)Ma數(shù)不大于0.8，因此考慮喉道Ma數(shù)時以地面起飛時Mth＝0.45而確定，從而保證空中Mth數(shù)不大于0.6。

式中，K為考慮冷卻及引射流量的修正系數(shù)，Gm為發(fā)動機(jī)空氣流量，σ為總壓恢復(fù)系數(shù)，P為來流總壓，T為來流總溫，q（λth）為氣動函數(shù)。

為使來流流場均勻，在進(jìn)口和喉道之間設(shè)計成收斂形；為減少攻角、側(cè)滑角時的壓力畸變，根據(jù)以往設(shè)計經(jīng)驗，取進(jìn)氣口面積和喉道面積之比1.25［7］。

圖1 進(jìn)氣道進(jìn)口、喉道以及出口截面形狀Fig.1 Theentrance，throat and exit face of inlet

進(jìn)氣道唇口設(shè)計必須對低馬赫數(shù)下的吸力和高馬赫數(shù)下阻力發(fā)散進(jìn)行折衷考慮，因此，進(jìn)氣道外唇口外形選用具有均勻壓強(qiáng)分布的NACA－1系列翼型［7］；考慮到攻角、側(cè)滑角下的進(jìn)口流場品質(zhì)，并需與內(nèi)通道光滑過渡，唇口內(nèi)型采用常規(guī)的橢圓形。

1.2 進(jìn)氣道擴(kuò)壓器設(shè)計

由于進(jìn)氣道擴(kuò)壓器段長度較短（L／D≈3，L／ΔY≈3.3），因此，確定中心線與擴(kuò)壓器面積沿程變化規(guī)律是擴(kuò)壓器設(shè)計的關(guān)鍵，其好壞直接影響著進(jìn)氣道性能，參照文獻(xiàn)［2］提出的三種大偏距S形進(jìn)氣道中心線以及面積變化規(guī)律，選取前急后緩的中心線變化與緩急相當(dāng)?shù)拿娣e變化規(guī)律，即：

中心線形狀［8］為：

擴(kuò)壓器面積變化規(guī)律［8－10］為：

式中，D、Y、ΔY、X和L分別代表為進(jìn)氣道出口直徑，擴(kuò)壓器中心線的縱坐標(biāo)、擴(kuò)壓器的偏心距、擴(kuò)壓器中心線的橫坐標(biāo)以及擴(kuò)壓器的長度，A1為進(jìn)氣道擴(kuò)壓器進(jìn)口面積，A2為進(jìn)氣道擴(kuò)壓器的出口面積（即發(fā)動機(jī)進(jìn)口）。

2 數(shù)值仿真

2.1 計算控制方程

在對進(jìn)氣道特性分析時，需要進(jìn)行內(nèi)外流耦合一體化計算，計算采用三維可壓縮雷諾平均N－S方程，湍流模型采用 Realizable二方程k－ε模型［11－13］；采 用有限體積法離散控制方程，用二階迎風(fēng)差分格式進(jìn)行離散求解。本文作者在文獻(xiàn)［11－12］中已對該算法進(jìn)行過實驗驗證。

在與壁面相鄰的粘性邊界層中，湍流雷諾數(shù)很低，可以通過壁面函數(shù)把完全湍流區(qū)和壁面聯(lián)系起來，避免在壁面附近采用很細(xì)的網(wǎng)格而導(dǎo)致過大的計算量。

2.2 計算網(wǎng)格模型

將飛行器進(jìn)氣道及其周圍流場作為計算域進(jìn)行網(wǎng)格劃分，計算域長、高、寬均設(shè)為20l（l為機(jī)身長度），進(jìn)氣道幾何外形與壁面網(wǎng)格生成如圖2所示，整個空間計算域以結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格為主，并注意在進(jìn)氣道的唇口、內(nèi)通道以及其他型面變化劇烈的區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格適當(dāng)加密，計算網(wǎng)格單元總數(shù)為450萬左右，近壁面網(wǎng)格單元的y＋滿足壁面函數(shù)法要求的網(wǎng)格間距。

圖2 進(jìn)氣道模型網(wǎng)格Fig.2 The inlet grid

2.3 邊界條件

計算域的邊界設(shè)為壓力遠(yuǎn)場邊界條件，計算馬赫數(shù)為0.4～0.8，攻角－2°～8°，側(cè)滑角0°～6°；進(jìn)氣道出口截面根據(jù)發(fā)動機(jī)流量給出靜壓條件；壁面設(shè)為粘性無滑移絕熱固壁邊界。

3 實驗?zāi)Ｐ秃驮O(shè)備

3.1 實驗?zāi)Ｐ?/h3>

本文的實驗是在中航氣動院FL－2直流暫沖式風(fēng)洞中進(jìn)行，試驗段截面尺寸為1.2m×1.2m，進(jìn)氣道模型縮比為1∶4.57，模型安裝在風(fēng)洞實驗段中的堵塞度［14］約為4%。模型材料采用不銹鋼金屬結(jié)構(gòu)，實驗來流馬赫數(shù)Ma范圍為0.4～0.8，攻角α范圍為－2°～8°，側(cè)滑角β范圍為0°～6°。進(jìn)氣道出口截面即總壓測量截面的直徑為80mm，在進(jìn)氣道的出口截面上放置了“米”字形總壓測量耙，總壓測量耙上有8個輻條，每個輻條上分布5根總壓探針，加上中心處的總壓探針，共計64根測壓探針來測量穩(wěn)態(tài)總壓。另外，在總壓耙的四周側(cè)壁開有8個靜壓孔，用來獲得計算進(jìn)氣道性能時所必須的出口截面靜壓（圖3）。

圖3 進(jìn)氣道試驗?zāi)Ｐ团c出口測壓點位置分布圖Fig.3 The sketch of the test model and the distribution of pressure measure

3.2 測量設(shè)備

采用PSI8400電子掃描閥采集系統(tǒng)測量進(jìn)氣道穩(wěn)態(tài)總壓、靜壓及流量計壓力。流量測量采用專門為進(jìn)氣道設(shè)計的流量測量裝置。裝置分為兩段：流量調(diào)節(jié)段和流量測量段，流量控制由一臺伺服電機(jī)驅(qū)動，帶動絲杠，控制節(jié)流錐前后移動位置。

4 結(jié)果與分析

按照進(jìn)氣道／發(fā)動機(jī)匹配要求，采用進(jìn)氣道出口截面的總壓恢復(fù)系數(shù)σ（按照流量平均）與畸變指數(shù)DC90作為反映進(jìn)氣道特性的兩個主要參數(shù)，并給出進(jìn)氣道不同狀態(tài)下的基本特性（地面吸氣特性、速度特性、攻角特性、側(cè)滑角特性等），并對進(jìn)氣道內(nèi)流場進(jìn)行相關(guān)研究，以確定其性能是否滿足飛機(jī)設(shè)計要求。

4.1 地面靜態(tài)吸氣性能

從圖4、圖5可以看出，在地面靜態(tài)吸氣時，隨著抽吸流量的增大（流量系數(shù)q（λ）增大），出口總壓恢復(fù)系數(shù)σ呈下降的趨勢，而畸變指數(shù)DC90隨流量系數(shù)的增大先減小，后穩(wěn)定在一個值附近保持不變。在地面起飛功率狀態(tài)（匹配點處），進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)稍低（σ＝0.95），這與 M形唇口構(gòu)型設(shè)計有關(guān)，但其畸變指數(shù)相對較低（DC90＝0.13），能夠滿足發(fā)動機(jī)對進(jìn)氣道地面畸變的設(shè)計要求。

圖4 總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨流量系數(shù)q（λ）變化曲線Fig.4 σversus flux coefficient at the exit

圖5 畸變DC90隨流量系數(shù)q（λ）變化曲線Fig.5 DC90versus flux coefficient at the exit

4.2 進(jìn)氣道機(jī)動性能

固定來流攻角、側(cè)滑角（α、β＝0°），進(jìn)氣道出口平均總壓恢復(fù)系數(shù)σ和畸變指數(shù)DC90隨自由流馬赫數(shù)Ma的變化規(guī)律見圖6、圖7。不難看出，在研究的速度范圍內(nèi)（Ma＝0.4～0.8），進(jìn)氣道的平均總壓恢復(fù)系數(shù)σ都較高（σ＞0.985），畸變指數(shù)DC90比較?。―C90＜0.16）。當(dāng)來流馬赫數(shù)Ma從0.4開始增加時，總壓恢復(fù)系數(shù)變化甚小，當(dāng)來流馬赫數(shù)增加到0.7以上時，M形唇口流動損失逐漸加大，總壓恢復(fù)系數(shù)σ有所降低（但仍保持在0.985以上）；從畸變指數(shù)曲線可以看到，DC90隨飛行速度的增加從0.068增加到0.14。

圖6 總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨馬赫數(shù)Ma變化曲線（α＝0°、β＝0°）Fig.6 σversus Mach number at the exit（α＝0°、β＝0°）

圖7 畸變DC90隨馬赫數(shù) Ma變化曲線（α＝0°、β＝0°）Fig.7 DC90versus Mach number at the exit（α＝0°、β＝0°）

固定來流馬赫數(shù)（Ma＝0.62）與側(cè)滑角（β＝0°），進(jìn)氣道出口平均總壓恢復(fù)系數(shù)σ和畸變指數(shù)DC90隨攻角α的變化規(guī)律曲線見圖8、圖9。從曲線可以看出，在攻角從－2°增加到8°的過程中，由于前機(jī)身的遮蔽與機(jī)身邊界層增厚的作用，使得總壓恢復(fù)系數(shù)σ呈下降趨勢；而畸變指數(shù)DC90先減小后增加，在0°攻角狀態(tài)時，畸變最小，隨后隨攻角增大而增加，但數(shù)值仍然很低，說明進(jìn)氣道出口的流場品質(zhì)優(yōu)良。

圖8 總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨攻角α變化曲線Fig.8 σversus angle of attackαat the exit

圖9 畸變DC90隨攻角α變化曲線Fig.9 DC90versus angle of attackαat the exit

固定來流馬赫數(shù)（Ma＝0.62）與攻角（α＝0°），進(jìn)氣道平均總壓恢復(fù)系數(shù)σ和畸變指數(shù)DC90隨側(cè)滑角β的變化曲線見圖10、圖11。從圖中可以看出，在0～6°研究范圍內(nèi)，總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨側(cè)滑角β增加而呈下降趨勢，但變化量很小，變化幅度在0.01左右；而畸變指數(shù)DC90隨側(cè)滑角β增加而增加。

4.3 進(jìn)氣道流場圖譜特征

圖10 總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨側(cè)滑角β變化曲線Fig.10 σversus angle of yawβat the exit

M形進(jìn)氣道在巡航狀態(tài)（Ma＝0.62，α、β＝0°）時沿程截面總壓分布參見圖12。在喉道截面（即第一個截面），前體邊界層的發(fā)展使得下壁面存在一定厚度的邊界層低能流，進(jìn)入內(nèi)通道之后，由于S彎旋流作用以及進(jìn)口梯形截面向出口圓截面過渡形成的橫向擴(kuò)展效應(yīng)，使得下角區(qū)的邊界層低能流遠(yuǎn)離對稱面，由此生成的二次流對應(yīng)于出口截面上的旋渦（圖13），并出現(xiàn)相應(yīng)的低總壓區(qū)，旋渦主要是由S形進(jìn)氣道兩個彎曲段引起的［15］，但從其性能指標(biāo)來看，進(jìn)氣道完全滿足與發(fā)動機(jī)的匹配要求。

圖11 畸變DC90隨側(cè)滑角β變化曲線Fig.11 DC90versus angle of yawβat the exit

圖12 進(jìn)氣道沿程截面σ分布Fig.12 Contour maps of total pressure recovery at representative sections of S－shaped inlet

圖13 進(jìn)氣道出口截面流線與壓力分布Fig.13 Flow field of exit of S－shaped inlet（1eft：stream line of velocity，right：contour map of total pressure）

另外，由于進(jìn)氣道為M形進(jìn)氣口，進(jìn)氣道唇緣后掠，左上角區(qū)（圖12）為進(jìn)氣口最后閉合的區(qū)域，該處的當(dāng)?shù)亓髁肯禂?shù)最小，也就是說該處唇口外上側(cè)流態(tài)較為惡劣，從沿程截面總壓分布圖可以看出由角區(qū)發(fā)展而來的局部低能流匯聚區(qū)，隨著位置向后推移，該低能流區(qū)域會逐漸分散開來。

圖14為Ma＝0.62時攻角對進(jìn)氣道出口截面上總壓恢復(fù)系數(shù)分布的影響。在－2°≤α≤8°范圍內(nèi)，S形進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)云圖低壓區(qū)隨攻角的增大而變大，總壓恢復(fù)系數(shù)不斷降低，畸變增大，其原因是攻角增大，機(jī)身對進(jìn)氣口的遮擋越嚴(yán)重，進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)通道的低能邊界層氣流越多所致。

圖14 攻角對進(jìn)氣道出口截面總壓恢復(fù)系數(shù)分布的影響Fig.14 The effects of attack angle on the total pressure recovery of the inlet exit face

圖15顯示了Ma＝0.62，α＝0°，β＝6°時進(jìn)氣道出口截面上總壓恢復(fù)系數(shù)分布，并在圖16中給出進(jìn)氣道沿程各站位截面壓力云圖。與巡航狀態(tài)相比，進(jìn)氣內(nèi)管道所有截面上的低壓區(qū)均位于管道的左側(cè)內(nèi)下方，其原因是進(jìn)氣道背風(fēng)內(nèi)側(cè)堆積的邊界層低能流比迎風(fēng)側(cè)相對較多，在向下游發(fā)展的過程中，進(jìn)氣道管道截面寬度不斷擴(kuò)張，邊界層低能流會逐漸被擠壓到內(nèi)管道背風(fēng)側(cè)一邊。

圖15 側(cè)滑狀態(tài)進(jìn)氣道出口壓力圖譜Fig.15 Contour map of total pressure with yaw angle

圖16 側(cè)滑時進(jìn)氣道低總壓區(qū)的形成Fig.16 Development of low pressure zone with yaw angle

5 結(jié) 論

針對飛翼布局無人機(jī)隱身特性的需要，進(jìn)氣道采用背負(fù)進(jìn)氣方式，設(shè)計出一種M形進(jìn)氣口，并通過CFD計算與風(fēng)洞試驗的驗證獲得了該類進(jìn)氣道性能和內(nèi)部流動特征，結(jié)果如下：

（1）從CFD與風(fēng)洞實驗結(jié)果對比來看，數(shù)值計算基本與風(fēng)洞試驗相吻合，說明數(shù)值方法可信；并同時說明該進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)較高，穩(wěn)態(tài)畸變指數(shù)處在較小的量級上，能滿足進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)匹配要求。

（2）該M形進(jìn)氣道地面工作性能良好，總壓恢復(fù)系數(shù)σ＝0.95，畸變指數(shù)DC90＝0.13，能夠滿足發(fā)動機(jī)對進(jìn)氣道地面畸變要求。

（3）隨著飛行馬赫數(shù)的增加，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)略有下降，畸變指數(shù)有所上升，對于平飛狀態(tài)，σ＞0.985DC90＜0.2；當(dāng)飛行Ma數(shù)一定時，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨攻角增加略有降低，而DC90隨攻角的增加先減小后增大；進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)σ隨側(cè)滑角增加而降低，而畸變指數(shù)DC90則隨側(cè)滑角增加而增大。

（4）M形進(jìn)氣道唇緣外上側(cè)屬于曲面高度融合區(qū)，其流態(tài)較為惡劣，屬于低能流匯聚區(qū)，隨著位置向后推移，該低能流區(qū)域會逐漸分散開來。

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