背部進(jìn)氣布局飛機(jī)前機(jī)身模擬器設(shè)計(jì)方法研究與評估

摘 要：為滿足背部進(jìn)氣布局飛機(jī)的前機(jī)身-進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)自由射流試驗(yàn)的需求，設(shè)計(jì)前機(jī)身模擬器以模擬原始前機(jī)身對進(jìn)氣道內(nèi)流場的影響。根據(jù)背部進(jìn)氣布局飛機(jī)的流動(dòng)特點(diǎn)，設(shè)計(jì)兩類前機(jī)身模擬器，在自由射流試驗(yàn)艙內(nèi)模擬飛行高度10 km、飛行速度0.7Ma的3種飛行姿態(tài)的流場。通過對比子午面和進(jìn)氣道出口流場以及進(jìn)氣道出口平均參數(shù)，證明所設(shè)計(jì)的前機(jī)身模擬器可以在射流環(huán)境下模擬原始前機(jī)身的前機(jī)身效應(yīng)，其中負(fù)攻角和側(cè)滑角姿態(tài)下的前機(jī)身模擬器模擬效果較好，而正攻角姿態(tài)下的前機(jī)身模擬器模擬效果相對較差。

關(guān)鍵詞：背部進(jìn)氣布局；前機(jī)身模擬器；鼓包進(jìn)氣道；自由射流試驗(yàn)；前機(jī)身效應(yīng)

中圖分類號：V216.8" 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A" 文章編號：1671-5276（2024）05-0082-05

Research and Evaluation of Design Method of Forebody Simulator Based on Dorsal Intake Layout Aircraft

Abstract：In order to meet the needs of the forebody-intake-engine free-jet test of dorsal intake layout aircraft， the forebody simulator is designed to simulate the effect of the original forebody on the flow field in the intake tract. According to the flow characteristics of the dorsal intake layout aircraft， two types of forebody simulators are designed， and the flow field of three flight attitudes with a flight altitude of 10 km and a flight speed of 0.7Ma is simulated in the free jet test cell. Comparison of the meridian surface and intake outlet flow fields and the average parameters of intake outlet proves that the designed forebody simulator can simulate the forebody effect of the original forebody in the jet environment， among which， the simulation effect of the forebody simulator under the negative angle of attack and side slip angle attitude is better， while the simulation effect of the forebody simulator under the positive angle of attack attitude is relatively poor.

Keywords：dorsal intake layout；forebody simulator；bump inlet；free-jet test；forebody effect

0 引言

隨著對飛行器機(jī)動(dòng)性和發(fā)動(dòng)機(jī)-進(jìn)氣道相容性要求的提高，前機(jī)身效應(yīng)在一體化設(shè)計(jì)中重視程度也相應(yīng)提高，因此前機(jī)身-進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)的聯(lián)合試驗(yàn)需求增加。目前，高空模擬試驗(yàn)技術(shù)按照試驗(yàn)進(jìn)氣方式主要分為直連式、自由射流式以及推進(jìn)風(fēng)洞，其中自由射流試驗(yàn)相比于其他兩種試驗(yàn)，更適合進(jìn)行前機(jī)身-進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)的聯(lián)合試驗(yàn)［1］。由于自由射流試驗(yàn)艙噴管核心區(qū)范圍有限，完整前機(jī)身往往會(huì)超出核心區(qū)范圍，所以需要縮小原始前機(jī)身，即進(jìn)行前機(jī)身模擬器設(shè)計(jì)。

前機(jī)身模擬器已在歐美國家應(yīng)用，并取得了一定的成果。20世紀(jì)80年代美國AEDC在進(jìn)行某導(dǎo)彈前體與推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)過程中，使用了前體模擬器作為完整導(dǎo)彈前體的替代，并使用CFD技術(shù)輔助前體模擬器設(shè)計(jì)［2］。此后，AEDC在F-15、F-16高空模擬試驗(yàn)中使用了相應(yīng)機(jī)型的前機(jī)身模擬器，通過對比推進(jìn)風(fēng)洞完整前機(jī)身試驗(yàn)與自由射流風(fēng)洞前機(jī)身模擬器試驗(yàn)結(jié)果，表明模擬器可以模擬完整前機(jī)身的前機(jī)身效應(yīng)［3-6］。此外，BORGGAARD等［7］將前機(jī)身模擬器設(shè)計(jì)抽象為二維無黏流場中的一個(gè)鼓包型線設(shè)計(jì)問題，利用最小二乘法得到最優(yōu)設(shè)計(jì)，但該優(yōu)化設(shè)計(jì)方法很難在實(shí)際工程中使用。國內(nèi)相關(guān)研究主要集中于射流試驗(yàn)艙噴管設(shè)計(jì)和控制過程以及帶進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)的射流試驗(yàn)艙氣動(dòng)布局研究［8-11］，而對于帶有前機(jī)身模擬器的整體氣動(dòng)分析較少。本課題組之前已經(jīng)研究了兩側(cè)進(jìn)氣布局前機(jī)身模擬器設(shè)計(jì)，在亞聲速工況下模擬效果比較好，達(dá)到預(yù)期的設(shè)計(jì)效果。

背部進(jìn)氣相比于腹部進(jìn)氣、翼下進(jìn)氣等進(jìn)氣布局形式，前機(jī)身對進(jìn)氣道的影響更為明顯，尤其在進(jìn)氣道采用鼓包設(shè)計(jì)時(shí)，鼓包型面用以排除機(jī)身邊界層，對進(jìn)氣道流場有著直接影響，因此在設(shè)計(jì)過程中要充分考慮前機(jī)身的影響［12-13］。本文對某帶鼓包的背部進(jìn)氣布局飛機(jī)展開研究，設(shè)計(jì)兩類模擬器以適用于不同姿態(tài)的試驗(yàn)，并在射流環(huán)境下評估前機(jī)身模擬器的模擬效果。對比結(jié)果表明：不同工況下偏差均較小，后續(xù)可利用該模擬器進(jìn)行前機(jī)身-進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合高空模擬試驗(yàn)研究，為相關(guān)背部進(jìn)氣布局飛機(jī)前機(jī)身模擬器提供一些參考。

1 前機(jī)身模擬器設(shè)計(jì)方法

1.1 設(shè)計(jì)思路

圖1所示為模擬器總體設(shè)計(jì)思路。模擬器的設(shè)計(jì)目前還沒有一個(gè)較為通用的方法，只能通過分析飛行器的流動(dòng)特點(diǎn)，對前機(jī)身截短修型然后計(jì)算。根據(jù)IRP（進(jìn)氣道參考平面）流場分布調(diào)整射流參數(shù)，對比IRP和進(jìn)氣道內(nèi)部流場相似情況，反復(fù)調(diào)整，得到該設(shè)計(jì)方案下的最佳模擬情況。如果模擬效果不佳，需要進(jìn)一步調(diào)整模擬器設(shè)計(jì)方案，反復(fù)該過程得到滿足要求的設(shè)計(jì)方案。

根據(jù)背部進(jìn)氣的流動(dòng)特點(diǎn)，需要對不同的飛行姿態(tài)采用不同的設(shè)計(jì)方法。當(dāng)飛機(jī)處于正攻角姿態(tài)時(shí)，前方來流會(huì)受到機(jī)身遮擋，且該飛機(jī)前機(jī)身為三角翼，當(dāng)正攻角姿態(tài)飛行時(shí)，攻角較大時(shí)機(jī)翼前緣會(huì)產(chǎn)生前緣渦等復(fù)雜的流動(dòng)［14-15］。所以對正攻角姿態(tài)的模擬需要單獨(dú)考慮；而負(fù)攻角和側(cè)滑角姿態(tài)流動(dòng)相對簡單，兩種姿態(tài)合并處理。

1.2 第一類模擬器設(shè)計(jì)方案

研究對象為類X-47B模型，如圖2所示。該飛機(jī)進(jìn)氣道前的鼓包可排除一定量的由前機(jī)身發(fā)展而來的低能流。本研究只針對進(jìn)氣道唇口前的機(jī)身進(jìn)行研究，因此截去了唇口后的機(jī)身。由于該飛機(jī)為對稱模型，對于正負(fù)攻角姿態(tài)的研究，可使用半模型進(jìn)行計(jì)算，而對于側(cè)滑角姿態(tài)，則使用全模型計(jì)算。

對于第一類模擬器，前機(jī)身主要截短方向如圖3所示。在機(jī)身上型面軸向截短以及進(jìn)氣道唇口側(cè)面剪短，在截?cái)辔恢檬褂煤唵纹矫嬷苯臃忾]，封閉時(shí)盡可能減少模擬器前緣氣流分離的影響。在計(jì)算中發(fā)現(xiàn)，由于截?cái)喙陌鼘?dǎo)致在鼓包兩側(cè)產(chǎn)生明顯分離區(qū)，大量低能流吸入進(jìn)氣道導(dǎo)致無法模擬原始流場，因此第一類模擬器的設(shè)計(jì)選擇保留機(jī)身鼓包，并利用機(jī)身鼓包前的一小段氣動(dòng)型面引導(dǎo)氣流，減少分離。在機(jī)身側(cè)面剪短后，側(cè)下方來流由于失去機(jī)身遮擋，氣流經(jīng)過側(cè)面后，在唇口前有一個(gè)突擴(kuò)，形成較大的分離區(qū)，使模擬比較困難，根據(jù)該流場特性，將側(cè)封閉面向內(nèi)偏斜一定角度，利用該斜面引導(dǎo)氣流使分離區(qū)盡量遠(yuǎn)離唇口。

1.3 第二類模擬器設(shè)計(jì)方案

圖4所示為第二類模擬器的設(shè)計(jì)方案。對于負(fù)攻角和側(cè)滑角姿態(tài)，氣流主要受機(jī)身上型面的擾動(dòng)，根據(jù)其流動(dòng)特點(diǎn)，主要考慮機(jī)身軸向截短，相比于正攻角姿態(tài)，該模擬器可以截去部分鼓包型面。另外，由于唇口前的流場沒有側(cè)下方來流的影響，可以沿進(jìn)氣道唇口前緣向外偏斜一定角度截?cái)啵厝『蟮臋C(jī)身直接用簡單平面封閉，保證在模擬器的前緣不產(chǎn)生明顯分離即可。

1.4 最終設(shè)計(jì)方案

經(jīng)過對以上設(shè)計(jì)過程的反復(fù)計(jì)算修改，得到最終設(shè)計(jì)方案。兩種模擬器的尺寸均滿足現(xiàn)有試驗(yàn)條件。

圖5所示為第一類模擬器方案，用于正攻角姿態(tài)；圖6所示為第二類模擬器方案，用于負(fù)攻角和側(cè)滑角姿態(tài)。為了便于后續(xù)描述，第一類模擬器代號為FBS-A，第二類模擬器代號為FBS-B，原始前機(jī)身模型代號為OFB。

2 數(shù)值計(jì)算方法

2.1 計(jì)算模型

原始前機(jī)身在自由來流條件下計(jì)算，進(jìn)氣道出口直徑為D，遠(yuǎn)場長×寬×高為24D×30D×28D。為了防止出口回流對進(jìn)氣道出口面數(shù)據(jù)產(chǎn)生影響，將進(jìn)氣道出口延長了0.5D。第一層網(wǎng)格高度0.2mm，選擇使用SST k-ω湍流模型，壁面y+總體保持在30左右，滿足湍流模型的要求。原始前機(jī)身模型壁面以及對稱面網(wǎng)格如圖7所示。對前機(jī)身以及進(jìn)氣道唇口進(jìn)行了局部加密，以保證網(wǎng)格有比較好的貼體，網(wǎng)格最大扭曲度小于0.9，滿足計(jì)算要求。半模型的網(wǎng)格生成使用相同的網(wǎng)格密度設(shè)置，此處不再贅述。

對于射流試驗(yàn)艙內(nèi)的模擬，考慮到降低網(wǎng)格量的需要，對試驗(yàn)件單獨(dú)生成非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，試驗(yàn)艙生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，然后利用interface方式將試驗(yàn)件網(wǎng)格插入試驗(yàn)艙中。圖8所示為試驗(yàn)艙與試驗(yàn)件組合模型，其中試驗(yàn)艙的射流噴管只保留部分直段，便于控制邊界條件。

2.2 計(jì)算設(shè)置

對于原始前機(jī)身的仿真，將進(jìn)氣道出口設(shè)置為內(nèi)部面，用來獲取進(jìn)氣道出口流場數(shù)據(jù)。遠(yuǎn)場邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場，根據(jù)所需計(jì)算的飛行高度和飛行速度設(shè)置遠(yuǎn)場馬赫數(shù)、靜溫和靜壓。進(jìn)氣道延長段出口設(shè)置為壓力出口，其他壁面均設(shè)置為絕熱壁面。對于射流試驗(yàn)艙內(nèi)的仿真，射流噴管進(jìn)口設(shè)置總壓和總溫，排氣擴(kuò)壓器出口設(shè)置背壓，以控制艙內(nèi)靜壓。

計(jì)算收斂判斷標(biāo)準(zhǔn)為進(jìn)出口質(zhì)量流量差小于0.5%，進(jìn)氣道出口參數(shù)基本不再變化以及計(jì)算殘差下降3個(gè)量級。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

式中：σav為進(jìn)氣道出口面平均總壓恢復(fù)系數(shù)；σ0為進(jìn)氣道出口低壓區(qū)平均總壓恢復(fù)系數(shù)。

3.1 正攻角10°姿態(tài)

經(jīng)過反復(fù)調(diào)整來流參數(shù)，最終確定射流噴管姿態(tài)攻角α為8°，側(cè)滑角β為0°，噴管進(jìn)口總壓Ptj設(shè)定為37.34kPa，排氣擴(kuò)壓器出口背壓Pbe給定29.4kPa，進(jìn)氣道出口背壓Pbi為31.5kPa，邊界條件設(shè)置如表1所示。

從兩種工況下的子午面馬赫數(shù)分布來看，模擬器與進(jìn)氣道唇口完全位于射流核心區(qū)內(nèi)，且兩者的馬赫數(shù)分布基本一致，主要差別在于FBS-A的進(jìn)氣道內(nèi)主流馬赫數(shù)偏大。從出口面馬赫數(shù)分布來看，F(xiàn)BS-A的出口面兩側(cè)的低壓區(qū)相對較大，表明吸入的低能流較多，但整體而言出口面馬赫數(shù)分布較為接近，如圖9和圖10所示。

表2為兩者的進(jìn)氣道出口參數(shù)對比，出口面積加權(quán)平均馬赫數(shù)偏差為4.00％，而總壓的偏差僅為0.75％，畸變指數(shù)相差11.11％。從出口面氣動(dòng)參數(shù)對比來看，馬赫數(shù)和總壓的偏差較小，畸變指數(shù)偏差較大，當(dāng)然這與畸變指數(shù)數(shù)值較小有關(guān)。

3.2 負(fù)攻角10°姿態(tài)

經(jīng)過反復(fù)調(diào)整來流參數(shù)，最終確定射流噴管姿態(tài)攻角為-8°，側(cè)滑角為0°，進(jìn)口總壓設(shè)定為36.67kPa，排氣擴(kuò)壓器出口背壓設(shè)定29.2kPa，邊界條件設(shè)置如表3所示。

從兩種工況下的子午面馬赫數(shù)分布來看，進(jìn)氣道出口處于射流核心區(qū)范圍內(nèi)且子午面馬赫數(shù)分布幾乎一致。從出口面馬赫數(shù)分布對比也可以看到，模擬器進(jìn)氣道出口0.46Ma區(qū)域有所減小，而下方的低壓區(qū)略微增大，整體分布幾乎一致，如圖11和圖12所示。

表4為兩者的進(jìn)氣道出口參數(shù)對比，出口面積加權(quán)平均馬赫數(shù)偏差為0.54％，而總壓的偏差僅為0.06％，畸變指數(shù)相差-4.70％。從出口面氣動(dòng)參數(shù)對比來看，相比于正攻角姿態(tài)，負(fù)攻角姿態(tài)下，前機(jī)身型面對氣流有引導(dǎo)作用，此時(shí)流動(dòng)相對簡單，模擬效果相對較好。

3.3 側(cè)滑角-6°姿態(tài)

經(jīng)過反復(fù)調(diào)整來流參數(shù)，最終確定射流噴管姿態(tài)攻角為0°，側(cè)滑角為-7°，進(jìn)口總壓設(shè)定為37kPa，排氣擴(kuò)壓器出口背壓設(shè)定為29.1kPa，邊界條件設(shè)置如表5所示。

從兩者的子午面馬赫數(shù)分布來看，整體的流場分布比較接近，模擬器進(jìn)氣道唇口處略大，進(jìn)氣道下部分離區(qū)較大。從出口面馬赫數(shù)分布來看，馬赫數(shù)分布較為接近，主要區(qū)別在于模擬器進(jìn)氣道出口左側(cè)下方分離區(qū)偏大，出口面主流區(qū)馬赫數(shù)偏大，如圖13和圖14所示。

表6為兩者的進(jìn)氣道出口參數(shù)對比，出口面積加權(quán)平均馬赫數(shù)偏差為1.96％，而總壓的偏差僅為0.34％，畸變指數(shù)相差5.41％。從出口面氣動(dòng)參數(shù)對比來看，氣動(dòng)參數(shù)均偏差較小，但流場分布的差異相對比較明顯。

4 結(jié)語

本文對類X-47B模型開展了背部進(jìn)氣布局飛機(jī)前機(jī)身模擬器設(shè)計(jì)研究，以飛行高度10km、飛行速度0.7Ma為模擬工況，驗(yàn)證了前機(jī)身模擬器在不同姿態(tài)下的模擬效果。通過對比進(jìn)氣道出口平均參數(shù)、子午面以及進(jìn)氣道出口流場，可得到以下結(jié)論。

1）兩類前機(jī)身模擬器均可以較好地模擬原始前機(jī)身對進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)的影響，進(jìn)氣道出口面積平均馬赫數(shù)和總壓偏差可以控制在5%以下，但穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)偏差相對較大。

2）對于正攻角姿態(tài)，由于該姿態(tài)流場較為復(fù)雜，進(jìn)氣道唇口前分離區(qū)較大，使第一類模擬器的模擬效果相對較差。相比于原始前機(jī)身進(jìn)氣道出口流場，第一類模擬器進(jìn)氣道出口低壓區(qū)范圍明顯增大?？梢钥紤]采用一些方法減小進(jìn)氣道唇口前的氣流分離區(qū)，例如可以嘗試在進(jìn)氣道唇口前吸除一部分分離區(qū)來減小模擬偏差。

3）對于負(fù)攻角和側(cè)滑角姿態(tài)的模擬，前機(jī)身模擬器設(shè)計(jì)時(shí)可以考慮截?cái)嗖糠止陌兔?，雖然鼓包型面起到排除邊界層和引導(dǎo)氣流的作用，截去部分鼓包面勢必影響排除前機(jī)身邊界層的效果，會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道低能流吸入增多。但通過調(diào)整射流角度和速度，在射流環(huán)境下，模擬器仍可以達(dá)到模擬要求。當(dāng)然，本結(jié)論不適用于超音速工況的模擬，需要開展更深入的研究。

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