亞聲速無(wú)人機(jī)背部S彎進(jìn)氣道設(shè)計(jì)與試驗(yàn)

安佳寧

（中國(guó)人民解放軍92419部隊(duì)，遼寧興城125106）

0 引言

無(wú)人機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)是無(wú)人機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的重要組成部分[1]，其性能的優(yōu)劣直接影響無(wú)人機(jī)用渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的基本要求有3點(diǎn)：盡可能高的總壓恢復(fù)系數(shù)；盡可能小的進(jìn)氣畸變；足夠的空氣流量。同時(shí)應(yīng)保證高質(zhì)量的進(jìn)口流場(chǎng)、小的飛行阻力和滿足隱身性的要求[2]。S彎進(jìn)氣道可以提高無(wú)人機(jī)的隱身性能，并有效減小機(jī)身截面積，從而減小飛行阻力，因此在以噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力裝置的無(wú)人機(jī)上得到了廣泛應(yīng)用[3]。S彎進(jìn)氣道在無(wú)人機(jī)上的布置方式受多種因素影響，當(dāng)強(qiáng)調(diào)無(wú)人機(jī)機(jī)動(dòng)性時(shí)多使用腹部進(jìn)氣；當(dāng)強(qiáng)調(diào)隱身性能時(shí)多使用背部進(jìn)氣。采用兩側(cè)進(jìn)氣方式對(duì)以降落傘加氣囊回收的無(wú)人機(jī)有利。亞聲速無(wú)人機(jī)在設(shè)計(jì)中受回收系統(tǒng)限制，多采用背部進(jìn)氣。某高亞聲速無(wú)人機(jī)的平飛設(shè)計(jì)點(diǎn)為小迎角狀態(tài)，沒(méi)有機(jī)動(dòng)性要求，背部進(jìn)氣可以滿足飛行包線范圍的使用要求，而且可以最大限度減小飛行阻力，因此在該無(wú)人機(jī)中采用背部后置式亞聲速S彎進(jìn)氣道[4-5]。

進(jìn)行進(jìn)氣道研制時(shí)一般應(yīng)通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行性能測(cè)試。為了節(jié)約研制成本，縮短研制周期，在研制無(wú)人機(jī)的過(guò)程中取消了進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)，采用“理論設(shè)計(jì)→仿真計(jì)算→試制進(jìn)氣道樣件→進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配試驗(yàn)”的流程。

本文按照該流程對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計(jì)，由于采用了背部進(jìn)氣方式且位置較靠后，機(jī)身對(duì)進(jìn)氣道的遮擋作用不能忽略，因此。利用CFD仿真軟件對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行內(nèi)外流場(chǎng)耦合仿真計(jì)算，分析了進(jìn)氣道性能；利用由玻璃纖維復(fù)合材料制造的進(jìn)氣道樣件與選用的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行地面試車(chē)臺(tái)匹配性開(kāi)車(chē)試驗(yàn)。

1 進(jìn)氣道型面設(shè)計(jì)

S彎進(jìn)氣道型面設(shè)計(jì)包括：（1）決定橫向壓力梯度的進(jìn)氣道中心線變化率設(shè)計(jì)；（2）決定擴(kuò)壓比的面積變化率設(shè)計(jì)；（3）決定偏航和大迎角下進(jìn)氣性能的唇口設(shè)計(jì)；（4）避免大量附面層進(jìn)入進(jìn)氣道的隔道設(shè)計(jì)。受無(wú)人機(jī)空間條件的限制只能采用較大偏距、較短擴(kuò)壓段的S彎進(jìn)氣道，如圖1所示。為了提高總壓恢復(fù)系數(shù)，降低進(jìn)氣畸變，采用先急后緩的中心線變化率，如圖2所示。為了控制出口氣流的分離，使出口氣流更加均勻，選用緩急適中的面積變化率，如圖3所示。附面層隔道的厚度由進(jìn)氣道入口到機(jī)頭的長(zhǎng)度決定，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，其值取為進(jìn)氣道入口到機(jī)頭長(zhǎng)度的0.9%，隔道形狀選取尖劈形狀，尖劈夾角選擇45°[6]。在唇口截面設(shè)計(jì)時(shí)，內(nèi)外唇口分別采用大小不同的1/4橢圓，其中內(nèi)唇口橢圓長(zhǎng)軸為24 mm，短軸為12 mm，外唇口橢圓長(zhǎng)、短軸均為內(nèi)唇口長(zhǎng)度的2倍。最終設(shè)計(jì)結(jié)果為進(jìn)口喉道采用長(zhǎng)寬比為2的長(zhǎng)圓型。內(nèi)擴(kuò)壓器部分的長(zhǎng)度為3.968D（D為進(jìn)氣道出口當(dāng)量直徑），進(jìn)、出口中心偏距為2.133D，根據(jù)當(dāng)量擴(kuò)張角不大于5°的原則，面積擴(kuò)張比確定為1.21。

圖1 進(jìn)氣道外形

圖2 進(jìn)氣道中心線變化率

圖3 進(jìn)氣道截面變化率

2 進(jìn)氣道仿真計(jì)算

為了獲得更準(zhǔn)確的進(jìn)氣道性能，必須進(jìn)行無(wú)人機(jī)內(nèi)外流場(chǎng)耦合仿真，仿真采用3維可壓縮雷諾平均N-S方程，湍流模型采用k-ε模型。采用有限體積法格心格式進(jìn)行離散。在每個(gè)物理時(shí)間步長(zhǎng)內(nèi)，采用當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)以加速收斂。將無(wú)人機(jī)進(jìn)氣道及其周?chē)鲌?chǎng)作為計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格劃分，計(jì)算域長(zhǎng)、寬分別設(shè)為參考長(zhǎng)度的40、10倍，計(jì)算網(wǎng)格生成如圖4～7所示。進(jìn)氣道采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，其余部分采用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，共約600萬(wàn)網(wǎng)格單元，在進(jìn)氣道的唇口等型面變化劇烈的區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格適當(dāng)加密。根據(jù)壁面函數(shù)法確定的y+繪制近壁面網(wǎng)格。邊界采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，進(jìn)氣道出口邊界采用壓力出口邊界條件，出口界面的質(zhì)量流量惟一給定，在迭代收斂過(guò)程中，通過(guò)調(diào)整出口處的平均靜壓，逐步逼近給定的質(zhì)量流量。計(jì)算域邊界設(shè)為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，壁面為黏性無(wú)滑移絕熱固壁[7-8]。計(jì)算馬赫數(shù)為0.3～0.7，迎角為-2°～8°，側(cè)滑角為 0°～6°。

圖4 進(jìn)氣道進(jìn)口處網(wǎng)格

圖5 進(jìn)氣道出口處網(wǎng)格

圖6 進(jìn)氣道對(duì)稱(chēng)面網(wǎng)格

圖7 整機(jī)對(duì)稱(chēng)面網(wǎng)格

3 進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配試驗(yàn)

在地面靜態(tài)自然吸氣狀態(tài)下進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)最小，進(jìn)氣畸變最大[9-12]。為了驗(yàn)證進(jìn)氣道流量與發(fā)動(dòng)機(jī)所需流量的匹配性，根據(jù)臺(tái)架試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析，評(píng)判無(wú)人機(jī)在地面時(shí)進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)相容性，以及通過(guò)加減速試驗(yàn)和熄火試驗(yàn)，判定發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作裕度是否能夠確保飛行安全，進(jìn)行進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配性試驗(yàn)[13-15]。試驗(yàn)件采用1∶1真實(shí)的進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行地面聯(lián)合試驗(yàn)。進(jìn)氣道采用玻纖復(fù)合材料制成，將進(jìn)氣道唇口、進(jìn)氣道2部分分別成型后黏接形成進(jìn)氣道組件，其中進(jìn)氣道采用分段陽(yáng)模一次性成型，保證了內(nèi)型面的加工精度。進(jìn)氣道通過(guò)法蘭盤(pán)與渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣端面連接，如圖8所示。試驗(yàn)主要內(nèi)容包括：（1）在不同轉(zhuǎn)速狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)的推力及耗油率節(jié)流特性；（2）完成發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)工作情況，包括熄火試驗(yàn)，瞬態(tài)急推桿（0.5 s）和瞬態(tài)急拉桿（0.5 s）試驗(yàn)，考核發(fā)動(dòng)機(jī)與進(jìn)氣道匹配工作穩(wěn)定性。在試驗(yàn)過(guò)程中，監(jiān)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)各關(guān)鍵轉(zhuǎn)速振蕩情況，以及發(fā)動(dòng)機(jī)排氣溫度、壓氣機(jī)壓比、進(jìn)口流量和點(diǎn)熄火性能，根據(jù)上述試驗(yàn)結(jié)果，判斷發(fā)動(dòng)機(jī)推力等關(guān)鍵參數(shù)是否達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)。試驗(yàn)參數(shù)錄取是在恒轉(zhuǎn)速情況下進(jìn)行的，轉(zhuǎn)速呈階梯型增加，試驗(yàn)時(shí)按物理轉(zhuǎn)速給定發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，測(cè)試發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)應(yīng)狀態(tài)下的推力、耗油率、壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速及排氣溫度。試驗(yàn)后，根據(jù)試驗(yàn)時(shí)的大氣壓力和大氣溫度，折合計(jì)算標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速及推力等關(guān)鍵參數(shù)。

圖8 試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)

4 結(jié)果分析

4.1 仿真結(jié)果分析

4.1.1 飛行速度對(duì)進(jìn)氣道性能影響

整個(gè)仿真計(jì)算過(guò)程按照高度為0、3、5 km和馬赫數(shù)為0.3、0.5、0.7共計(jì)9個(gè)飛行狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行仿真。由于無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)飛行迎角為0°，因此重點(diǎn)對(duì)α=0°、β=0°下的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。在地面靜止?fàn)顟B(tài)下進(jìn)氣道的抽吸性能參數(shù)見(jiàn)表1，進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系統(tǒng)為0.9772，進(jìn)氣道出口總壓畸變指數(shù)（DC60）為0.126，周向畸變指數(shù)為1.28%。在地面自然吸氣無(wú)沖壓的情況下，總壓恢復(fù)系數(shù)明顯小于有速度的狀態(tài)，而且進(jìn)氣畸變較大。

表1 馬赫數(shù)對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

從表中可見(jiàn)，在高度為 0 km、α=0°、β=0°時(shí)，總壓恢復(fù)系數(shù)隨著馬赫數(shù)的提高而增大，并在Ma=0.5時(shí)達(dá)到最大，然后略微減小，在其他高度下均隨著馬赫數(shù)提高而增大，總體而言，總壓恢復(fù)系數(shù)均大于0.97，可見(jiàn)馬赫數(shù)對(duì)進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)影響很小。進(jìn)氣畸變隨馬赫數(shù)的變化較為多樣，但其最大值小于1.3%，且變化也較小，故馬赫數(shù)對(duì)進(jìn)氣畸變影響也較小。在高度為5 km時(shí)，隨著飛行速度的增加，進(jìn)氣道出口流場(chǎng)畸變逐漸減弱，總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸增大，說(shuō)明進(jìn)氣道的效率隨飛行速度的增加而提高。

4.1.2 高度對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

對(duì)不同高度下 α=0°、β=0°，飛行馬赫數(shù)分別為 0.3、0.5時(shí)的進(jìn)氣道性能進(jìn)行了分析，其結(jié)果如圖9所示。從圖中可見(jiàn)，在相同馬赫數(shù)下隨著高度的增加，總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸減小，但是減小幅度很小。

圖9 在不同高度下總壓恢復(fù)系數(shù)的變化

4.1.3 迎角對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

對(duì)海平面下總壓恢復(fù)系數(shù)隨迎角的變化進(jìn)行分析，其變化趨勢(shì)如圖10所示。從圖中可見(jiàn)，無(wú)人機(jī)在-2°迎角時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)最大，隨著迎角的增加總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸減小，但仍大于0.985，變化量較小，對(duì)進(jìn)氣道性能幾乎無(wú)影響。側(cè)滑角為0°、迎角分別為-4°、0°、8°時(shí)進(jìn)氣道出口處總壓和對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)分別如圖11～16所示。從圖中可見(jiàn)，在進(jìn)氣道出口頂端有分離現(xiàn)象發(fā)生，而且隨著迎角的增大，分離區(qū)范圍逐漸擴(kuò)大。

圖10 進(jìn)氣道出口處總壓恢復(fù)系數(shù)隨迎角的變化

圖 11 α=-4°、β=0°時(shí)進(jìn)氣道出口處總壓

圖 12 α=-4°、β=0°時(shí)進(jìn)氣道對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)

圖 13 α=0°、β=0°時(shí)進(jìn)氣道出口處總壓

圖 14 α=0°、β=0°時(shí)進(jìn)氣道對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)

圖 15 α=8°、β=0°時(shí)進(jìn)氣道出口處總壓

圖 16 α=8°、β=0°時(shí)進(jìn)氣道對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)

4.1.4 側(cè)滑角對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

對(duì)3、5 km高度下總壓恢復(fù)系數(shù)隨側(cè)滑角的變化進(jìn)行分析，其變化趨勢(shì)如圖17所示。從圖中可見(jiàn)，無(wú)人機(jī)在3 km、4°迎角時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)隨側(cè)滑角增加而增大，在其他狀態(tài)下變化很小，總體而言，在4°側(cè)滑角范圍內(nèi)，總壓恢復(fù)系數(shù)均大于0.975，即側(cè)滑角對(duì)進(jìn)氣道的性能影響較小。

圖17 進(jìn)氣道出口處總壓恢復(fù)系數(shù)隨側(cè)滑角的變化

4.2 匹配試驗(yàn)結(jié)果分析

發(fā)動(dòng)機(jī)加減速及熄火試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線如圖18所示。從圖中可見(jiàn)，在發(fā)動(dòng)機(jī)急減速的過(guò)程中（大車(chē)至慢車(chē)狀態(tài)），轉(zhuǎn)速曲線平滑，即發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定，無(wú)油門(mén)驟減帶來(lái)的轉(zhuǎn)速波動(dòng)；在慢車(chē)至空中慢車(chē)、空中慢車(chē)至大車(chē)這2段急加速上升曲線中，轉(zhuǎn)速曲線同樣平滑無(wú)異常。因此發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)氣道匹配條件下的穩(wěn)定工作裕度滿足工作需求。從發(fā)動(dòng)機(jī)熄火特性曲線可見(jiàn)，在發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)驟減過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速降至20000 r/min以下（低于發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作低限—慢車(chē)35000 r/min），隨后，隨油門(mén)增加，轉(zhuǎn)速成功回調(diào)至慢車(chē)，發(fā)動(dòng)機(jī)在全過(guò)程中工作穩(wěn)定，熄火裕度安全可靠。發(fā)動(dòng)機(jī)工作溫度雖然有所上升，但完全滿足工作需求，無(wú)超溫危險(xiǎn)。在熄火狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)工作穩(wěn)定，加減速滿足實(shí)際使用需求。在試驗(yàn)中使用3臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行推力損失測(cè)試。根據(jù)試驗(yàn)時(shí)的大氣壓力和大氣溫度，折合到標(biāo)態(tài)條件下發(fā)動(dòng)機(jī)的推力進(jìn)行計(jì)算。進(jìn)氣道損失帶來(lái)的推力平均衰減為3.19%，略大于理論計(jì)算的2.23%，但仍滿足推力衰減不大于5%的指標(biāo)要求。

圖18 發(fā)動(dòng)機(jī)加減速及熄火試驗(yàn)數(shù)據(jù)

5 結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了按照“理論設(shè)計(jì)→仿真計(jì)算→試制進(jìn)氣道樣件→進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配試驗(yàn)”流程進(jìn)行某無(wú)人機(jī)進(jìn)氣道詳細(xì)設(shè)計(jì)的過(guò)程。完成了某亞聲速無(wú)人機(jī)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，進(jìn)行了內(nèi)外流場(chǎng)耦合仿真，得到了進(jìn)氣道的相關(guān)性能參數(shù)。在整個(gè)飛行包線范圍內(nèi)，進(jìn)氣道均具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)和較小的進(jìn)氣畸變，從總壓恢復(fù)系數(shù)來(lái)看，在各高度上，除了超出無(wú)人機(jī)最大飛行速度的馬赫數(shù)0.7外，在馬赫數(shù)0.5時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)最大，因此進(jìn)發(fā)匹配點(diǎn)的馬赫數(shù)為0.5。利用試制的玻璃纖維進(jìn)氣道進(jìn)行進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配試驗(yàn)，結(jié)果表明進(jìn)氣道空氣流量滿足發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流量需求，進(jìn)氣道性能滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。已經(jīng)完成的無(wú)人機(jī)試飛試驗(yàn)初步驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道性能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣需求，下一步將按照無(wú)人機(jī)極限指標(biāo)考核要求對(duì)進(jìn)氣道性能進(jìn)行進(jìn)一步分析。