某Bump進氣道流動控制計算研究

趙振山，馬曉光，杜 羽

（中國航空工業(yè)空氣動力研究院，遼寧沈陽 110034）

某Bump進氣道流動控制計算研究

趙振山＊，馬曉光，杜 羽

（中國航空工業(yè)空氣動力研究院，遼寧沈陽 110034）

以某Bump（凸包）進氣道為研究對象，采用CFD數(shù)值模擬技術(shù)對其內(nèi)、外流場進行計算，重點研究超聲速來流馬赫數(shù)M∞＝1.60下進氣道氣動、流場特性；根據(jù)進氣道內(nèi)、外流場特點，分別設(shè)計機身棱線渦擾流片、進氣道抽吸及射流流動控制裝置，目的在于提高飛機M∞＝1.60來流、進／發(fā)匹配點條件下進氣道總壓恢復(fù)、降低出口流場畸變；采用CFD技術(shù)對各流動控制裝置效能進行計算，基于計算結(jié)果，對各流動控制裝置效能及典型裝置流動控制機理進行了分析。研究表明，M∞＝1.60來流、負迎角下，擾流片作用不明顯；采用進氣道抽吸或射流控制措施，對提高進氣道總壓恢復(fù)有效。研究結(jié)果可為類似F－35那樣的隱身戰(zhàn)機Bump進氣道流動控制或工程發(fā)展提供一定的技術(shù)參考。

進氣道；流動控制；總壓恢復(fù)；流場畸變；機理

0 引 言

先進超聲速戰(zhàn)機采用的Bump進氣道近年來受到研究人員廣泛的關(guān)注［1－2］，Bump進氣道基本原理是將一個圓錐體轉(zhuǎn)化為一個等效壓縮曲面，Bump壓縮曲面上存在法向和橫向壓強梯度，二者的聯(lián)合作用相當(dāng)于存在無源邊界層吹出裝置，可將大部分機身邊界層吹出進氣道口外［3］，去除了現(xiàn)在大多數(shù)超聲速戰(zhàn)斗機進氣道設(shè)計中的邊界層隔道、泄放系統(tǒng)和旁路系統(tǒng)［4］。目前，Bump進氣道設(shè)計技術(shù)已經(jīng)應(yīng)用于多種型號飛機。

針對Bump進氣道的相關(guān)研究發(fā)現(xiàn)，存在特定超聲速來流、負迎角下機體渦進入進氣道并導(dǎo)致性能急劇下降的問題；并且某Bump進氣道在飛機來流馬赫數(shù)大于1.60時，進氣道性能降低比較明顯，其主要的超聲速飛行馬赫數(shù)被限制在1.60左右。從提升進氣道性能及拓寬飛行包線的角度，有必要開展流動控制研究，對改善進氣道在超聲速來流、負迎角下進氣道性能做技術(shù)探索；在其主要的超聲速飛行馬赫數(shù)，也有必要進一步提高進氣道性能，力爭提高其在更高飛行馬赫數(shù)下的性能。

近幾年，國內(nèi)、外對亞聲速大S彎進氣道流動控制做了廣泛研究，發(fā)表了大量的學(xué)術(shù)論文，借鑒這些進氣道流動控制技術(shù)，本文開展了某Bump進氣道內(nèi)、外流動控制研究。以某飛機前機身／Bump進氣道組合體數(shù)模為研究對象，借助CFD數(shù)值模擬技術(shù)開展進氣道內(nèi)、外流場性能計算；根據(jù)內(nèi)、外流場特點，分別設(shè)計機身擾流片及進氣道抽吸及射流流動控制裝置，以提高Bump進氣道在飛機主要超聲速飛行條件下氣動性能；采用CFD技術(shù)分別對不同參數(shù)組合的流動控制裝置效能進行了計算，并對典型控制裝置流動機理進行了分析。

1 基準(zhǔn)模型流場特性

1.1 計算方法

通過求解雷諾平均N－S方程（RANS）以模擬真實流場。笛卡兒坐標(biāo)系下的RANS方程［5］為：

式中，F(xiàn)I和FV分別為無粘及有粘通量矩陣，Q為源項矢量。采用湍流模型為Wilcox標(biāo)準(zhǔn)k－ω模型。

參考相關(guān)文獻［6－7］，針對前機身／進氣道一體化數(shù)模，在特定計算域生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格節(jié)點數(shù)約1200萬。外流計算域出口為與機身截斷面重合位置，內(nèi)流計算域出口為進氣道延長段出口；圖1為進氣道物面網(wǎng)格，在可能采用流動控制裝置的區(qū)域進行了局部網(wǎng)格加密。

圖1 進氣道物面網(wǎng)格Fig.1 Inlet surface mesh

計算邊界條件給定方法是：飛機內(nèi)、外流計算數(shù)模在特定的遠前方來流參數(shù)下，通過調(diào)節(jié)進氣道出口靜壓來模擬不同節(jié)流狀態(tài)。

研究采用的前機身／進氣道組合體內(nèi)、外流計算方法及流動控制裝置效能計算方法經(jīng)過了大量算例計算，并與實驗數(shù)據(jù)及相關(guān)文獻進行了比對分析，驗證了計算技術(shù)的可靠性［8］。

1.2 內(nèi)、外流場特性

圖2為某飛機主要超聲速飛行M∞＝1.60，當(dāng)α＝0°、β＝0°時，在進／發(fā)匹配點流量，機身棱線渦的發(fā)展過程圖片（切面圖片色溫為總壓恢復(fù)圖譜）。氣流在機頭到座艙起始的區(qū)域內(nèi)，在棱線位置并未產(chǎn)生棱線渦；越過座艙起始區(qū)后，在座艙起始區(qū)與Bump鼓包起始區(qū)的范圍內(nèi)，在棱線往外略靠下區(qū)域逐步產(chǎn)生棱線渦，但進入Bump影響區(qū)后，棱線渦消失，轉(zhuǎn)化為低能流；研究表明，此時棱線渦轉(zhuǎn)化為的低能流并不會進入進氣道。

圖2α＝0°棱線渦的發(fā)展過程Fig.2 Developing process of edging vortex atα＝0°

當(dāng)α＝－4°、β＝0°，在負迎角來流作用下，計算結(jié)果后處理表明，此時棱線渦強度珚Γ（珚Γ公式見參考文獻［9］）明顯增強，進入Bump影響區(qū)后棱線渦轉(zhuǎn)化成的低能流會有部分進入進氣道（如圖3）。

圖3α＝－4°通過棱線渦核心區(qū)流線Fig.3 Streamlines through ridge vortex core atα＝－4°

綜上分析，可以看出：在M∞＝1.60下棱線渦主要影響飛機負迎角狀態(tài)下進氣道進口流場，對0°迎角狀態(tài)下的進氣道進口流場幾乎無明顯影響。

圖4為M∞＝1.60，α＝0°、β＝0°時進氣道內(nèi)流流線，可以看出：靠近壁面的流線流動發(fā)生明顯的轉(zhuǎn)彎，但核心流流線則比較均勻，從該圖看不出進氣道內(nèi)流發(fā)生明顯的流動分離。

圖4 內(nèi)流流線Fig.4 Streamlines of internal flow

2 內(nèi)、外流動控制裝置設(shè)計

2.1 擾流片方案設(shè)計［10－12］

在前機身／進氣道組合體設(shè)計擾流片的目標(biāo)是：破碎棱線渦，改變低能流流向使其在負迎角下不被攝入進氣道。作為技術(shù)探索，此次設(shè)計的擾流片未采用特定翼型，而是直接采用小尺度矩形葉片。根據(jù)流場特點共完成了五組擾流片設(shè)計及效能計算分析。

設(shè)計的兩種擾流片高度分別約為0.6δ、1.2δ（δ為擾流片安裝位置當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸龋淙~片幾何長度為對應(yīng)高度的2.5倍。設(shè)計時，研究了M∞＝1.60、α＝－1°～－5°機身棱線及進氣道入口流場，在此基礎(chǔ)上，開展擾流片控制方案設(shè)計。在α＝－4°時，擾流片擬安裝位置流線分布如圖5。

圖5 擾流片擬安裝區(qū)流線分布Fig.5 Distribution of streamlines through the area being about to fix spoiler

方案1擾流片高度約為1.2δ，其位于Bump起始區(qū)，且正好位于棱線渦渦核位置，擾流片與當(dāng)?shù)貧饬饔菉A角約為15°，計算結(jié)果表明，其未能有效提高進氣道在負迎角下性能；出于更加有效破碎并改變低能流流向的目的，在方案1基礎(chǔ)上在順氣流方向又加裝一片擾流片，形成方案2，但是方案2的效能計算結(jié)果表明其仍未能產(chǎn)生預(yù)期效果。

方案3、方案4為在更靠近機頭站位進行棱線渦的控制，此時棱線渦強度較方案1、方案2所在站位棱線渦強度珚Γ要弱、且邊界層厚度也要略小，因此設(shè)計的擾流片高度選擇了0.6δ。方案3為同向旋轉(zhuǎn)擾流片，方案4為反向旋轉(zhuǎn)擾流片。方案5為將方案1與方案3組合起來的擾流片流動控制方案。最終形成的五組擾流片方案如圖6（綠色薄片為擾流片）。

圖6 棱線渦控制方案Fig.6 Flow control schemes of the airframe ridge vortex

2.2 抽吸及射流方案設(shè)計

2.2.1 抽吸［13］

根據(jù)進氣道內(nèi)流場特點，先后設(shè)計了多組抽吸方案，比較典型的8組流動控制方案如圖7，方案1為第一拐彎段前、靠近機身對稱面一側(cè)的抽吸槽；方案2為進氣道喉道略靠后且靠近機身對稱面一側(cè)抽吸槽；方案3進氣道正激波位置靠近機身對稱面一側(cè)抽吸槽；方案4為進氣道后段低能流聚集區(qū)（遠離機身對稱面一側(cè)下方）抽吸槽；方案5是方案1基礎(chǔ)上減小抽吸槽長度、寬度，只在低能流聚集區(qū)進行抽吸；方案6為進氣道后段低能流聚集區(qū)（遠離機身對稱面一側(cè)下方）設(shè)計的多段抽吸槽；方案7為進氣道后段低能流聚集區(qū)（遠離機身對稱面一側(cè)下方）設(shè)計的一環(huán)抽吸孔；方案8為第一拐彎段前、靠近及遠離機身對稱面的兩側(cè)、低能流聚集區(qū)設(shè)計的兩個抽吸槽。

2.2.2 射流［14－15］

典型的3組方案如下：

方案1：設(shè)計了兩道射流槽（圖8），射流槽位于進氣道后段，兩道射流槽分布于兩側(cè)，射流流向角、側(cè)向角φ，左側(cè)＝25°、φ＝60°；右側(cè)＝20°、φ＝75°。

方案2：射流槽站位同抽吸流動控制方案1抽吸槽所在站位，射流槽射流流向角＝45°、φ＝45°；

方案3：射流槽站位同方案2射流槽站位，射流槽射流流向角＝15°、φ＝75°。

圖8 射流方案1Fig.8 Micro－jet configuration 1

3 流動控制裝置效能計算

3.1 擾流片效能計算［16］

計算結(jié)果表明：在M∞＝1.60，α＝－2°、－4°，設(shè)計的五組擾流片均未起到明顯提高進氣道總壓恢復(fù)的目的；α＝0°時，計算結(jié)果表明此時擾流片的存在幾乎對進氣道總壓恢復(fù)無任何影響。

以方案1擾流片為例，對其流動控制未取得效果的機理進行分析。無擾流片時，通過擾流片后緣點站位切面的棱線渦強度比有擾流片狀態(tài)要強；無擾流片，除大的棱線渦外，在其上部靠近機身棱線位置還存在一個比較小的旋渦，但是當(dāng)安裝擾流片時，該旋渦消失。總體看，方案1設(shè)計的一片擾流片，雖然并未破碎掉大棱線渦，但是削弱了其強度，消除了次級小渦的存在。

圖9為α＝－4°、采用方案1時，通過擾流片邊緣的流線分布，可以看出：通過擾流片邊緣，特別是擾流片兩側(cè)的低能流流線最終還是有一部分進入了進氣道，擾流片的存在并不能改變棱線渦轉(zhuǎn)換成的低能流部分進入進氣道的問題。

圖9α＝－4°，通過擾流片邊緣的流線分布Fig.9 Streamlines through flap edge atα＝－4°

方案2、3、4、5也存在類似的問題，雖然安裝擾流片后可以對棱線渦起到一定的削弱作用，但是其形成的低能流隨著流動的向后發(fā)展，在負迎角的作用下仍然會有部分進入進氣道，從而對進氣道的內(nèi)流場特性產(chǎn)生影響。

3.2 抽吸及射流效能計算［17－18］

3.2.1 抽吸

表1、圖10為抽吸流動控制方案計算得到的總壓恢復(fù)系數(shù)及出口總壓恢復(fù)圖譜。綜合分析，可得以下結(jié)論：

① 采用方案3控制效果最佳，相比無流動控制狀態(tài)，可以提高進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)0.506%，而其它方案對進氣道總壓恢復(fù)影響很??；

表1 抽吸計算數(shù)據(jù)Table 1 CFD results of suction configurations

圖10 抽吸方案總壓恢復(fù)圖譜Fig.10 Contours ofσfor micro－suction configurations

②采用方案1、2、3、4、5、8進行流動控制得到的進氣道出口畸變情況大體與無流動控制情況一致，畸變沒有明顯的改變，但也沒有明顯的惡化。

圖11 經(jīng)過抽吸槽氣流流線Fig.11 Streamlines through the micro－suction slot

重點對方案3流動控制機理進行分析。圖11給出了采用方案3進行流動控制時通過抽吸槽氣流流線，Bump表面的低能流通過抽吸槽被吸除。圖12無、有抽吸的管道壁面極限流線變化表明：采用抽吸流動控制后，原來的分離區(qū)消失了，表明方案3抽吸流動控制有效的消除了管道壁面附近區(qū)域流動分離，利于提高總壓恢復(fù)。

3.2.2 射流

表2、圖13為抽吸流動控制方案計算得到的總壓恢復(fù)系數(shù)及出口總壓恢復(fù)圖譜。綜合分析，可得以下結(jié)論：

圖12 無、有抽吸壁面極限流線比較Fig.12 Limiting streamlines comparison for without and with micro－suction cases

表2 典型射流計算數(shù)據(jù)Table 2 CFD results of typical jet configurations

圖13 典型射流方案出口總壓恢復(fù)圖譜Fig.13 Contours ofσfor typical micro－jet configurations

圖14為進氣道采用方案2、方案3時的射流流線比較（含射流槽附近流線局部放大），可以看出：

① 采用方案2時，射流槽流出的射流流線紊亂，隨著氣流的向后發(fā)展射流流線甚至在進氣道內(nèi)旋轉(zhuǎn)，導(dǎo)致出口流場很不均勻，而采用方案3時射流流線非常有規(guī)則的流向出口，并未產(chǎn)生明顯的旋轉(zhuǎn)、拐彎或轉(zhuǎn)折；

② 方案2流動控制效果差的根本原因是其射流角度設(shè)計不合理，特別是射流槽下方的射流角度設(shè)計最不合理，本來無流動控制時該位置氣流就有一個向上轉(zhuǎn)彎的趨勢，而射流角度不但沒有抑制這種趨勢，而是朝著上偏的趨勢，進而增加了主流的旋轉(zhuǎn)趨勢，最終起不到很好的流動控制效果，而方案3設(shè)計的射流角度非常合理，射流角度與射流槽附近主流向上偏轉(zhuǎn)的趨勢相反，最終射流對消了該位置主流的偏轉(zhuǎn)趨勢，射流與主流混摻形成的氣流沿管道很“流暢”的向出口流動，在出口形成的總壓恢復(fù)圖譜也比較理想，畸變很小。

圖14 兩方案射流流線比較Fig.14 Streamlines comparison of two micro－jet cases

4 結(jié) 論

本文研究為針對某Bump進氣道內(nèi)、外流流動控制的探索性研究，目前僅得到了一些階段性的結(jié)論，特別是針對機體渦的擾流片控制，接下來還需要做大量細致的研究工作。

通過研究，得到的一些基本結(jié)論是：

1）在M∞＝1.60來流條件下，本文設(shè)計的五組擾流片控制裝置，對改善負迎角下進氣道性能沒有明顯幫助，擾流片即使削弱了棱線渦，但卻很難改變其形成的低能流流向，不能改變其在負迎角下部分進入進氣道的問題；

2）在M∞＝1.60、α＝0°、β＝0°來流條件下，在所研究的8組抽吸流動控制方案中，最佳的抽吸裝置是在唇口空間正激波略靠后、靠近機身對稱面一側(cè)設(shè)計的抽吸槽，在抽吸流量占主流流量1.497%的前提下，相對無流動控制狀態(tài)，最大可以提高進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)約0.506%，此時出口畸變與無流動控制結(jié)果相比無明顯改變；

3）在M∞＝1.60、α＝0°、β＝0°來流條件下，在所研究的3組射流流動控制方案中，最佳的射流裝置可有效抑制因進氣道壁面彎曲造成的氣流轉(zhuǎn)彎，同時射流與主流低能流相混摻，增加主流能量，削弱或抵消主流轉(zhuǎn)彎或旋轉(zhuǎn)趨勢，在射流流量為主流流量3.105%條件下，相比無流動控制最大可提高σ值1.599%，出口流場畸變亦有明顯改善。

研究者接下來還需要做更加深入的研究工作，系統(tǒng)評估流動控制裝置在飛機其它飛行條件下的有效性。在隱身戰(zhàn)機Bump進氣道流動控制或工程發(fā)展中，需要從飛機總體角度來評估是否采用以及采用哪種控制技術(shù)，因此，本文的結(jié)論僅僅是提供了一種借鑒和參考。

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Numerical simulation research of a Bump inlet flow control

Zhao Zhenshan＊，Ma Xiaoguang，Du Yu

（AVIC Aerodynamic Research Institute，Shenyang 110034，China）

A Bump inlet flow control is researched in this paper.Numerical simulation of the inner and outer flow fields of the inlet are focused on its aerodynamic and flow field properties under the condition of supersonic inflow with Mach number of 1.60.Based on this result，flow control devices，which are spoiler for airframe ridge vortex and inlet micro－mass suction／blow or jet control devices，are designed respectively to improve the inlet total pressure recovery and decrease the flow distortion with the inflow Mach number of 1.60while inlet and engine match point.The performance of control devices are numerically simulated subsequently to provide database for the analysis of each flow control device’s performance and its flow control mechanism.The results reveal that the spoiler is of weak performance at negative angles of attack with the inflow Mach number of 1.60；however，the inlet micro－mass suction／blow or jets control method is effective to control inlet total pressure recovery.This study provides certain reference for the engineering development and flow control strategies of Bump inlet used in stealth fighter.

inlet；flow control；total pressure recovery；flow field distortion；mechanism

V211.3

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2014.0111

0258－1825（2016）04－0476－06

2014－10－24；

2014－12－25

航空科學(xué)基金項目（20111226006）

趙振山＊（1980－），男，山東淄博人，碩士，高級工程師，主要從事飛機進／排氣氣動特性研究.E－mail：shanzhen987＠163.com

趙振山，馬曉光，杜羽.某Bump進氣道流動控制計算研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2016，34（4）：476－481.

10.7638／kqdlxxb－2014.0111 Zhao Z S，Ma X G，Du Y.Numerical simulation research of a Bump inlet flow control［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（4）：476－481.