大机动工况下内埋式进气道非定常流场特性分析

摘  要：      为探究大机动飞行时埋入式进气道的稳、 瞬态气动特性之间存在的差异， 本文以巡航导弹为研究对象， 采用CFD数值方法对埋入式进气道进行稳、 瞬态分析。 研究表明： 大机动过程中瞬态与等效稳态计算结果的趋势保持一致， 但结果存在一定差异。 当弹体及进气道作周期性俯仰运动时， 瞬态与稳态计算的总压恢复系数相差最大时约为2%； 当弹体及进气道作周期性偏航运动时， 瞬态与稳态计算的总压恢复系数相差最大时约为7%。 同时， 在瞬态计算结果中存在明显的迟滞效应， 该迟滞效应随着机动过程中角速度的增大而更加明显。

关键词：     埋入式进气道； 大机动状态； 嵌套网格； 总压畸变指数； 畸变特性； 迟滞效应

中图分类号：      TJ760； V211.3

文献标识码：    A

文章编号：     1673-5048（2024）03-0109-10

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2023.0128

引用格式： 冯玉桦， 张钧尧， 王利敏， 等 . 大机动工况下内埋式进气道非定常流场特性分析［ J］. 航空兵器， 2024， 31（ 3）： 109-118.

Feng Yuhua， Zhang Junyao， Wang Limin， et al. Research on Unsteady Flow Field Characteristics of Submerged Inlet under  Large Maneuver Condition ［ J］. Aero Weaponry， 2024， 31（ 3）： 109-118.（ in Chinese）

0  引  言

第四代战斗机（俄罗斯称第五代）的4S标准是指隐身（Stealth）、 超音速巡航（Supersonic）、 超视距攻击（Superior-Sensor）和超机动性（Super-Agility）。 超机动性是指飞机在一定时间内大幅度改变飞行速度、 飞行高度和飞行方向的能力， 是飞机的重要战术、 技术指标。 优良的机动性有利于战机在近距离格斗以及突破飞行禁区时取得优势， 因此机动性对于战斗机是十分重要的。 要实现大机动飞行不仅要考虑气动布局设计、 气动外形设计， 优异的进、 发匹配也至关重要。 飞机快速机动时， 机身流场出现强烈的非定常效应， 进气道入口的气流参数、 出口的总压恢复系数和总压畸变都出现了很强的非定常迟滞现象。 特别是在快速大攻角、 大侧滑角的机动状态下进气道畸变特性急剧恶化， 极易引起发动机喘振甚至发动机停车， 给飞行安全带来严重威胁。 飞行器要想获得优秀的机动能力， 必须摸清大攻角、 大侧滑角机动飞行时进气道的气动特性。 常见的机动动作包括盘旋、 滚转、 俯冲、 筋斗、 战斗转弯、 急跃升等。 这些机动具有飞行攻角/侧滑角变化大、 三轴角速率大以及速度／方向／高度大幅变化等特点， 同时进气道内部流动存在强烈的非定常特征， 给理论研究、 计算仿真、 试验技术、 验证手段等方面都提出了巨大挑战。

Walsh等为了研究大攻角机动飞行对进气道空气动力学特性的影响， 使用实验及数值模拟方法对战斗机进气道展开研究， 结果表明攻角从10°增加到60°会导致进气道底部内侧低压区范围增加， 并在发动机进口截面上显示出更明显的压力梯度［1］。 Podleski等在F/A-18A项目中为了探究快速机动飞行过程中与稳态飞行过程中进气道气动特性的差异， 对飞行器进气道进行了多个工况的数值模拟， 结果表明数值计算结果中的静压与飞行数据吻合良好［2］。 为了判断稳定条件下获得的结果是否足以描述飞机快速机动过程中出现的进气道产生的畸变水平， Yuhas等使用实验手段对进气道气动特性展开研究， 结果表明瞬态大攻角机动条件不会提高进气道的畸变［3］。 Steenken等对比了稳态进气道数据与瞬态快速机动期间的进气道数据， 结果表明快速机动进气道总压恢复与在等效稳定攻角条件下获得的总压恢复系数非常吻合［4］。 Steenken等为了探究进气道在正常机动包络线外的飞行过程中能否为发动机提供稳定、 均匀的气流， 使用风洞实验手段对机动飞行过程中的进气道展开探究。 实验中机头左偏和机头右偏过程中均遇到了发动机喘振， 而在稳定姿态实验时进气总压畸变水平没有超过最大限制， 这表明飞机位置、 姿态的快速变化可能造成进气道内总压畸变的升高， 甚至会引起发动机喘振［5］。 Podleski为了预测发动机入口截面总压恢复及畸变， 使

收稿日期： 2023-06-26

基金项目： 国家自然科学基金项目（12202363）

作者简介： 冯玉桦（1994-）， 女， 新疆喀什人， 硕士， 工程师。

*通信作者： 张钧尧（1995-）， 男， 陕西西安人， 博士研究生。

用数值模拟方法对Me=0.20， α=60°， β=10°时F/A-18的前体/进气道模型进行研究， 结果表明所使用的计算程序倾向于低估发动机入口截面总压恢复并高估畸变水平［6］。 Bruns等为了准确预测极端飞行状态下飞行器进气道性能， 使用数值模拟方法对进气道进行探究， 结果表明计算结果与风洞实验结果中前体的表面静压吻合度较高， 计算结果略低于实验数据。 这种差异可能部分是由于进气道唇口处网格分辨率较低导致［7］。 巫朝君等研制了基于双力矩电机同步驱动的机动进气道试验装置， 模拟了战斗机快速俯仰等机动过程和进气道不同工作条件， 建立了战斗机进气道非定常实验方法。 通过实验手段研究了战斗机模型快速俯仰机动过程中进气道性能变化的基本规律［8］。 杨应凯对两侧Bump进气道进行了动态特性风洞实验研究， 探究了一定攻角范围内的进气道气动特性， 结果表明总压恢复系数和畸变指数都出现了很强的非定常迟滞效应， 与相同攻角下的稳态结果存在明显差异［9］。 向欢等应用动态嵌套网格技术对战斗机在快速俯仰机动下的进气道动态气动特性进行了研究， 并于飞行数据进行验证， 捕捉到了战斗机机动飞行时进气道内部的非定常迟滞效应， 并分析了其影响因素与机理［10-13］。 然而， 目前针对机动飞行时进气道内部非定常流动特性研究绝大多数都是针对有迎风面的常规进气道展开， 在国内外公开文献中难以查到埋入式进气道的相关资料。 航空兵器  2024年第31卷第3期

冯玉桦， 等： 大机动工况下内埋式进气道非定常流场特性分析

埋入式进气道与飞行器机身融为一体的设计有很多优越性。 除了能大幅度减少飞行器的迎风面积降低风阻外， 还能减少雷达散射面积， 提高飞行器的生存能力［14-17］。 目前埋入式进气道在巡航导弹、 无人机上应用较多， 如美国的巡航导弹AGM-129、 捕鲸叉等［18-19］。 各国科研人员针对埋入式进气道也展开了一系列的探究。 早在1945年Axelson等就设计出一种NACA埋入式进气道， 并对其进行大量实验。 该埋入式进气道用一个倾角很小（约为7°）的长斜板将气流引入进气道内， 但该进气道进气量较小且总压恢复系数较低［20-25］。 后续又有大量科研人员针对埋入式进气道的进气机理［26-27］、 优化设计方法［28-30］、 进气道内部流动特性［31-33］， 以及流动控制方法［34-37］展开深入研究， 如今埋入式进气道的性能已经可以基本满足工程应用需求。 然而， 对于埋入式进气道开展的研究仅限于飞机攻角、 侧滑角不变时的稳态定常数值模拟或地面风洞实验。 大机动飞行过程中的埋入式进气道内部非定常流动特性研究还尚处空白， 针对大机动飞行过程中的埋入式进气道优化及流动控制方法研究更是无从谈起。

本文以巡航导弹及埋入式进气道为研究对象， 采用CFD数值方法对埋入式进气道展开稳定气动角条件下的稳态流动特性分析， 再进行大机动飞行时的瞬态流动特性分析， 对比内埋式进气道在稳态条件下与瞬态条件下流动特性的差异， 以探究其在大机动飞行的适应能力。

1  埋入式进气道及弹体模型

为了避免埋入式进气道在大攻角、 大侧滑角机动时进气道畸变特性急剧恶化引起的发动机喘振甚至发动机停车， 有必要先从埋入式进气道在不同飞行状态下的进气机理展开讨论。

本文的主要研究对象为巡航导弹及埋入式进气道， 如图1所示。 该弹体的横截面形状为倒圆角的类矩形。 进气道开口位于弹体下腹平面上， 为便于观察将弹体上下表面倒置（后续相关图片均将上下表面倒置）。

埋入式进气道出口形状为圆形， 入口形状为圆角梯形， 主要参数如表1所示。

2  网格及边界条件设置

2.1  稳态网格及边界条件设置

图2为弹体、 进气道及远场表面网格。 网格形式采用非结构多面体网格， 长、 宽、 高分别是40 m， 10 m， 10 m。 弹体表面网格最小尺寸为1 mm， 最大尺寸为5 mm； 进气道表面网格最小尺寸为1 mm， 最大尺寸为3 mm。

本文数值模拟中主要使用的是Spalart-Allmaras湍流模型。 该湍流模型是单方程模型， 可直接解出修正过的湍流粘性， 常用于航空领域的绕流问题， 特点是计算精度高、 计算量小。 为了尽可能好地捕捉导弹及进气道表面的复杂流动， 做增强壁面处理（EWT）， 该处理要求近壁面网格很密， y+接近于1。 但考虑到近壁面网格过密会导致网格质量低， 因此在不降低计算精度的前提下， 适当调整边界层网格。 最终使用的边界层层数为10层， 第一层网格高度为0.01 mm， 增长率1.2。 为了使计算结果更加准确可靠， 在弹体周围设置一个加密区， 加密区最大尺寸不超过30 mm， 同时也在进气道附近设置一个加密区， 加密区最大尺寸不超过3 mm， 加密区如图3所示。 埋入式进气道构型的体网格数量约为90万， 其中边界层棱柱网格占40万， 远离壁面的多面体网格占50万。

图3为稳态边界条件设置。 其中计算域远场采用压力远场边界， 自由流参数按5 km高空的大气条件给定， M0=0.7； 进气道出口采用压力出口边界条件， 压力设置为Me=0.4时对应的压力； 弹体和进气道采用无滑移绝热壁面边界。

2.2  瞬态网格及边界条件设置

在瞬态计算时采用动态嵌套网格技术建立了两个同心球体的计算域， 分别为飞行空域的外部流场和包含导弹及进气道在内的内部流场， 在模拟大机动状态飞行时外部流场域静止不动， 包含导弹及进气道在内的内部流场网格随着导弹一起绕重心作旋转运动。 弹体、 进气道物面网格尺寸设置与稳态一致。 在进气道附近设置一个加密区， 加密区最大尺寸不超过3 mm， 如图4所示。 网格边界层设置与稳态一致。 常规埋入式进气道构型的体网格数量约为140万， 其中边界层棱柱网格占80万， 远离壁面的多面体网格占60万。

图4为瞬态边界条件设置。 其中计算域远场采用压力远场边界， 自由流参数按5 km高空的大气条件给定， M0=0.7； 进气道出口采用压力出口边界条件， 压力设置为Me=0.4对应的压力； 动域与静域的交界面设置为Overset边界条件； 弹体、 进气道以及格栅采用无滑移绝热壁面边界。

2.3  无关性分析

2.3.1  网格无关性分析

网格无关性分析以埋入式进气道为例。 为了尽可能减小网格数量对结果准确性的影响， 通过调整网格节点密度最终得到四套网格， 体网格数量分别为90万、 120万、 300万及500万。 四套网格数值模拟结果及实验结果如表2所示。 相对于实验结果， 计算结果误差均小于0.65%， 说明网格大于90万后流场数值解精度基本与网格数量无关。 为了节省计算时间， 本文采用网格方案1的节点密度进行计算。

需要注意的是， 本文使用的计算网格为非结构多面体网格。 在相同疏密程度时多面体网格的网格数量比常规的非结构四面体网格少很多。 以网格数量约为90万的多面体网格为例， 使用相同的面网格、 相同的边界层设置， 以及相同的体网格增长率， 划分四面体网格时体网格总数约为370万， 其中边界层棱柱网格约占70万， 远离壁面的四面体网格约占300万。 文献［34］和文献［38］中研究的埋入式进气道及弹体几何与本文相似， 其计算网格数量均为90万， 因此本文使用的计算网格可以满足计算精度要求。