王旭剛，翟章明，2，周一磊，張　健，徐明釗

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京　100076； 2.國防科大航天科學與工程學院，長沙　410073)

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一種埋入式進氣道流場控制裝置設計與驗證

王旭剛1，翟章明1，2，周一磊1，張健1，徐明釗1

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076； 2.國防科大航天科學與工程學院，長沙410073)

摘要：針對下單翼布局的平面埋入式進氣道總壓恢復系數(shù)過低問題，提出了一種新型流場控制裝置改善進氣品質(zhì)，通過數(shù)值模擬和風洞測壓試驗驗證了新裝置的作用；試驗結(jié)果表明：在高亞音速來流條件下，新方案的總壓恢復系數(shù)0.951，綜合畸變指數(shù)為1.39%，大大優(yōu)于初始方案。

關鍵詞：埋入式進氣道；紊流；,畸變

本文引用格式：王旭剛，翟章明，周一磊，等.一種埋入式進氣道流場控制裝置設計與驗證[J].兵器裝備工程學報，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.

在現(xiàn)代戰(zhàn)爭的條件下，對導彈武器的突防能力提出越來越高的要求，使得對渦扇發(fā)動機進氣道的總壓恢復系數(shù)σ和出口綜合畸變指數(shù)提出了更加嚴格的要求。平面埋入式進氣道的RCS(雷達散射截面積)很小，但是在小攻角下總壓恢復系數(shù)很低，因此需要增加附加的各種流場控制裝置。Taskinlglu[1]在2002年對內(nèi)通道型面幾種突變形式對圓彈身埋入式進氣道流場控制效果進行了數(shù)值仿真研究，結(jié)果表明：畸變最大能減小11%，但研究的來流馬赫數(shù)僅為0.15。文獻[2-5]通過在內(nèi)流道安裝垂翼式繞流器裝置改善進氣道出口流場，并利用數(shù)值仿真和風洞試驗對流場控制器的幾何尺寸進行了優(yōu)化選型研究，但其馬赫數(shù)也不大于0.15，沒有更高馬赫數(shù)的研究，本文正是嘗試了在高亞音速條件下(M0=0.7)，通過合理設計折疊翼翼根型面，將其改造為進氣道流場控制器，使得該型面的后掠斜坡橫向旋渦增強，將更多的前體邊界層內(nèi)低能流掃向兩側(cè)，同時引導更高比值的高能流進入下游的埋入式進氣道，從而改善進氣品質(zhì)；通過進氣道型面和翼根型面一體化設計，提高了進氣道的氣動性能。

1平面埋入式進氣道的改進

圖1　原始翼根型面造型圖

1.1翼根型面改進

圖2給出了改進設計的翼根型面三維造型示意和主要幾何設計參數(shù)標注，其中三維造型圖中標識的斜坡和端面均為平面，且端面與水平面垂直，主要設計參數(shù)有對稱面斜坡斜切角γ1，翼根斜坡斜切角γ2(用平行于對稱面的平面截翼根斜坡面和水平線所得交線的夾角)，翼根內(nèi)端面后掠角β1，翼根斜坡后掠角β2，翼根外端面后掠角β3。下面從流動角度依次介紹各設計參數(shù)的改進。

圖2　流場控制器參數(shù)

1) 對稱面斜坡斜切角γ1。對稱面的小段斜坡面其實是位于彈身型面上，之所以切成斜坡狀主要是為了避免在該段彈身型面中出現(xiàn)后臺階流動。這樣做一方面可以減小飛行器阻力，另一方面可以改善進入下游埋入式進氣道的氣流品質(zhì)。但是考慮到設計成斜坡之后，兩翼根內(nèi)側(cè)圓弧段前部分型面構(gòu)成了收斂通道，將前體邊界層向?qū)ΨQ面匯聚，這會減弱隨后的翼根型面流場控制效果，因此斜切角γ1不宜過小。

2) 翼根內(nèi)端面后掠角β1。翼根內(nèi)端面設計成后掠，主要是為了讓氣流在翻越過后掠的后臺階時產(chǎn)生合適的漩渦將邊界層向兩側(cè)掃掠。后掠角β1太小，后臺階將產(chǎn)生脫體渦被直接吸入下游的埋入式進氣道，不利于形成將邊界層掃向兩側(cè)的整體漩渦；后掠角β1太大，形成的漩渦將前體低能流向兩側(cè)掃開的張角變小，這樣會造成部分原本被掃開的邊界層低能流重新被吸入埋入式進氣道內(nèi)，設計中還要考慮與翼根斜坡相匹配。

3) 翼根斜坡斜切角γ2。翼根后端面設計成斜坡狀，一方面，和對稱面斜坡一樣，起到消除原始翼根后臺階流動的效果；另一方面，產(chǎn)生合適強度的渦團，加上斜坡后掠，能夠疊加成掃除邊界層的橫向漩渦流動。此外，該斜坡(包括對稱面斜坡)還有一個作用就是氣流流經(jīng)時會具有一定的俯沖效應，從而加強了下游埋入式進氣道對來流的沖壓。其中，斜切角γ2的大小決定著渦團的強度，太大會導致渦團脫落被直接吸入進氣道內(nèi)，而且也會導致總體阻力的增加，太小則不利于橫向漩渦的形成。

4) 翼根斜坡后掠角β2。后掠的斜坡可以使氣流經(jīng)過斜坡起始棱時搓出的渦團沿著斜坡后掠方向匯聚，從而也形成將前體邊界層掃向兩側(cè)的漩渦運動，更為重要的是對翼根內(nèi)端面產(chǎn)生的漩渦起到增強和接力作用，繼續(xù)把低能流向兩側(cè)甩開。翼根斜坡后掠角β2大小的選取在本質(zhì)上和翼根內(nèi)端面后掠角β1需要考慮的因素一致。

5) 翼根外端面后掠角β3。翼根外端面設計成后掠的，主要是為了讓氣流在此產(chǎn)生合適的漩渦加強和接力翼根斜坡和內(nèi)端面產(chǎn)生的橫向漩渦，從而使前體邊界層低能流掃除的橫向距離增加。其后掠角β3的選取可依據(jù)β1，同時必須和翼根斜坡面匹配設計。

1.2平面埋入式進氣道型面設計

首先確定對稱面上下型線，見圖3。將對稱面型線分別向兩側(cè)拉伸進氣道出口半徑長度得到舉行截面內(nèi)通道后，進行分段倒圓，即得原始內(nèi)通道，見圖4。

圖3　進氣道對稱型面的確定

圖4　進氣道三維型面的確定

2數(shù)值仿真

利用GRIDGEN進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成，網(wǎng)格數(shù)為300萬，見圖5。利用FLUENT商業(yè)軟件進行數(shù)值計算。湍流模型選用SST-kw模型，高度取0 km。采用有限差分方法離散雷諾平均N-S方程，為了減少時間步長對收斂速度的影響，利用LU-SGS隱式格式構(gòu)造時間推進格式，為保證求解精度，選用基于MUSCL非線性插值的Roe格式對N-S方程無粘對流矢通量進行空間離散，N-S方程的粘性項通過二階中心差分進行離散。

為實現(xiàn)多輪清點的協(xié)同工作，定義狀態(tài)標志，該標志可以表示三個狀態(tài)，不妨將三個狀態(tài)表示成S0、S1和S2。標簽中保存這個狀態(tài)標志，三個狀態(tài)中一個為初始態(tài)，另兩個為中間態(tài)，為了后續(xù)的描述方便，不妨設S0為初始態(tài)，S1和S2為中間態(tài)。標簽的該標志在供電的情況下，如果沒有改變狀態(tài)的需求，則標簽應維持該標志的狀態(tài)不變，即S1或S2，在沒有供電的情況下，該標志應能在一定持續(xù)時間內(nèi)保持不變，即S1或S2，當沒有供電超過了持續(xù)時間，標簽的標志狀態(tài)恢復為初始狀態(tài)，即S0。

圖5　計算網(wǎng)格

由圖6和圖7可以看出，在M0=0.7、α=0°、β=0°狀態(tài)下，加流場控制器后由于翼根斜坡斜切角大，使得該后掠斜坡產(chǎn)生后掠橫向旋渦增強，將更多的前體邊界層內(nèi)低能流掃向兩側(cè)，同時引導更高比值的高能流進入下游的埋入式進氣道，其中未采用流場控制裝置的原始方案總壓恢復系數(shù)為0.876，綜合畸變指數(shù)為7.68%，加裝流場控制裝置后的改進方案總壓恢復系數(shù)為0.956，綜合畸變指數(shù)為4.94%，流場品質(zhì)得到大幅改善。

圖6　加裝流場控制器方案流線圖

圖7　原始方案流線圖

3試驗驗證

3.1試驗模型設計

試驗模型由模型本體和測量段兩部分構(gòu)成，見圖8。模型由前機身段、左機翼、右機翼、進氣道段左體、進氣道段右體等組成。模型縮比尺度為1∶4，風洞堵塞度小于4.5%。為減小洞壁干擾效應，提高來流品質(zhì)，將機翼長度適當縮短，在進氣道段的出口測量截面開了8個Φ1 mm的靜壓孔，用于測量其靜壓值，以計算進氣道出口性能參數(shù)。

圖8　進氣道試驗模型

圖9　測量段結(jié)構(gòu)示意圖

為了獲得進氣道的流量特性，采用聯(lián)結(jié)在測量段出口后部的節(jié)流錐調(diào)節(jié)作為流量調(diào)節(jié)機構(gòu)，通過改變節(jié)流錐軸向位置來改變進氣道出口反壓，從而改變流量系數(shù)，其中節(jié)流錐的位置由步進電機控制。

3.2試驗性能參數(shù)

其中總壓恢復系數(shù)σ的定義為

(1)

(2)

其中，第i環(huán)上的平均總壓為

(3)

第i環(huán)的流量函數(shù)為

(4)

總流量為各個環(huán)面的空氣流量之和：

(5)

而第i環(huán)面的空氣流量：

(6)

其中，常數(shù)K=0.040 42。

出口截面平均馬赫數(shù)Me由氣動函數(shù)

(7)

可以推得：

(8)

其中，

(9)

出口穩(wěn)態(tài)畸變指數(shù)為

(10)

出口動態(tài)畸變指數(shù)(紊流度)：

(11)

(12)

3.3試驗結(jié)果分析

設計的翼根主要幾何參數(shù)見表1，典型工況的風洞試驗結(jié)果見表2。

表1　翼根方案主要幾何設計參數(shù)

表2　典型工況下試驗結(jié)果(Me=0.5)

由圖10和圖11可以看出，最終確定的埋入式進氣道方案在設計狀態(tài)(Ma=0.7、α=2°、β=0° )下總壓恢復系數(shù)σ達0.951，穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)Δσ0= 1.39%，紊流度ε= 2.16%，綜合畸變指數(shù)W= 3.55%，具有較高的巡航性能，并且滿足發(fā)動機總體對進氣道性能的要求。 在M0= 0.60～0.80的絕大多數(shù)狀態(tài)下，進氣道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。

圖10　測量段截面壓力分布

圖11　試驗與CFD結(jié)果的比較

4結(jié)論

通過數(shù)值仿真和試驗驗證可知，該埋入式進氣道方案性能較高的原因在于翼根型面產(chǎn)生的后掠橫向旋渦流動將大部分的前體邊界層內(nèi)低能流掃離了進氣口,改善了進氣品質(zhì)；通過進氣道型面和翼根型面一體化設計，提高了進氣道的氣動性能。

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(責任編輯周江川)

收稿日期：2016-01-18；修回日期：2016-02-21

作者簡介：王旭剛(1981—)，男，高級工程師，主要從事飛行器設計研究。

doi:10.11809/scbgxb2016.07.003

中圖分類號：V411.3

文獻標識碼：A

文章編號：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

【裝備理論與裝備技術】