吸除缝设计技术在亚音速无人靶机设计中的应用研究_雷家豪.pdf

成都航空职业技术学院学报Journal of Chengdu Aeronautic Polytechnic2023 年 3 月第 1 期（总第 134 期）Vol.39 No.1（Serial No.134）2023一、引言近年来，无人机一直是国际航空科技领域重要研究方向，无人机应用广泛，既可以作为放牧无人机辅助航空放牧1，也可以充当靶机，无人靶机通常作为部队演习演练以及对空武器装备的空中想定目标，如近日成功验收鉴定并且试飞了一款“沙锥”无人靶机2。目前以涡喷发动机作动力装置的高亚音速无人机受到了多个国家的重点关注，而高亚音速无人机的进气道是无人机总体设计关键的一环。无人靶机的总体布局、质量和成本都与进气道有关。S弯进气道因其结构紧凑、轴向距离短、体积小等特点，有效地减轻了飞机的总重量，降低了燃油消耗，因此S弯进气道在先进战斗机和无人靶机上得到广泛应用3。如今国内外提高亚音速S弯进气道气动特性的方法主要是通过改变进气道的几何形状和通过流动控制技术来改善流场结构。李学来4等提出了一种带侧滑影响的S弯进气道中心线的分布规律，大大改善了有侧滑角的情况进气道的气动力性能。Basoglu5等采用了不同长度、中心线分布及截面积分布对S弯进气道气动特性的影响，发现进气道总压恢复和总压畸变都随进气道长度的增加而减小。上述的研究大多是对几种不同的进气道结构进行了分析，并利用试验或数值模拟方法对其进行了分析，通过优选确定合理方案。但是单靠外形优化来提高进气道的气动性能是有限的，还应考虑流动控制技术。桑振坤6研究在第一弯道吸气，第二弯道吹气对进气道气动特性的影响，为后来采用流动控制技术优化进气道性能提供了借鉴，刘雷7采用吹、吸气方式改善半埋入式亚声速S弯进气道出口气流品质，研究发现最佳吸气位置位于唇口附近。吸除缝设计技术在亚音速无人靶机设计中的应用研究雷家豪1，刘江1，李吉2，刘雨生2，赵恒2，杨子坪2（1.四川腾盾科技有限公司，成都 610037；2.成都航空职业技术学院，成都 610100)摘要：目前国内外提高亚音速S弯进气道气动特性的方法大部分是改变进气道的几何形状，而通过流动控制技术来改善进气道流场结构方法较少。本文以某高亚音速无人靶机集成涡喷发动机进气道为研究对象，通过流动控制技术方法设计了有吸除缝的半埋入式S弯进气道，采用CFD仿真方法对有无吸除缝的半埋入式S弯进气道进行了比较分析，结果表明，带吸除缝设计S弯进气道的总压恢复和流场畸变等性能均得到较大提高。关键词：亚音速靶机S弯进气道吸除缝CFD分析总压恢复中图分类号：V211.48文献标识码：B文章编号：1671-4024（2023）01-0032-05Application Research of Suction and Removal Seam Design Technology in the Design ofSubsonic Unmanned Target DroneLEI Jiahao1,LIU Jiang1,LI Ji2,LIU Yusheng2,ZHAO Heng2,YANG Ziping2（1.Sichuan Tengdun Technology Co.Ltd.Chengdu 610037,China;2.School of Aeronautical Manufacturing Industry,Chengdu Aeronautic Polytechnic,Chengdu 610100,China）AbstractAt present,most of the methods to improve the aerodynamic characteristics of subsonic s-shaped intake at home andabroad are to change the geometry of the intake,while there are few ways to improve the flow field structure of the intake throughflow control technology.This paper takes the intake of an integrated turbojet of a hypersonic drone as the research subject,and thesemi-buried s-shaped intake with suction and removal seam is designed by flow control technology method.CFD simulation methodis used to conduct a comparative analysis between the semi-buried s-shaped intake with suction and removal seam and the one withoutit,and the results show that the total pressure recovery and flow field distortion of the s-shaped intake with suction and removal seamare greatly improved.Key WordsSubsonic target drone,s-shaped intake,suction and removal seam,CFD analysis,total pressure recovery收稿日期：2022-10-13基金项目：四川省科技计划重点研发项目（2020YFN0027）；阿坝州科技计划重点研发项目（R22YYJSYJ0001）。作者简介：雷家豪（1999），男，四川资阳人，助理工程师，研究方向为无人机设计。32 综上所述，采用流动控制技术，通过在唇口附近合理排布吸除缝，利用吸除缝来排除边界层影响。最终目标是在不改变S弯进气道外形基础上改善其气动特性，得到较高的总压恢复系数值和较低的流场畸变指标DC（60）值。二、进气道设计需求（一）无人靶机模型本文计算所用无人靶机数模如图 1，整机长约3.3m，机翼长约1.38m。机翼面积约0.3m2。图1 无人机数模图2 进气道进口、出口站位(二）设计工况本文基于工程案例进行进排气设计，发动机位于机身长约82%位置处，根据发动机布置和结构布置约束，进气道进口站位、出口站位如图2所示。进气道出口位置和大小固定，出口为半径64mm的圆形，面积约0.0129m2。进气道入口站位位于进气道出口轴向距离400至500mm处，本文进气道设计选择轴向距离为500mm。进气道设计时为考虑全机隐身性能，尽量内埋，又兼顾发动机需求最终选择半埋入式进气道。根据涡喷发动机需求，进气道设计指标如表1所示。无人靶机飞行高度 H：8km，自由来流马赫数Ma：0.8，迎角：2，侧滑角：0，流动介质为空气，使用理想气体模型。查得气体参数如表2所示。表1 发动机需求条件H：8km、Ma：0.8、：2；发动机入口流量0.65kg/s进气道出口总压恢复系数指标0.92进气道出口畸变指数DC60指标0.45表2 气体参数静温236.22K气体静压35652Pa音速308.11m/s气体常数R287.06J/(kgk)比热容比k1.4三、数值分析和验证（一）标模验证S弯进气道流场容易产生分离模拟难度较大，而合理的数值模拟方法可以提高模拟精度。为了验证本文所用数值模拟方法的可靠性，在开展进气道设计分析之前，对所采用的数值模拟方法进行了验证。本文采用计算流体力学（Computational Fluid Dy-namics，CFD）方法进行S弯进气道数值模拟。1.标模背景采用参考文献8的S弯进气道标模，如图3所示。该模型截面为圆形，标模的进口半径r1为102.1mm，出口半径r2为 125.7mm。中心线由两个半径 R 为1021mm的30弧段组成。为避免模拟过程中进出口边界的影响，仿真时在物理模型的前后分别加上了7.5r1的平直段。图3 标模数模2.计算参数采用CFD仿真计算，网格采用非结构网格，边界层的第一层网格高度为2.410-3r1，共8层，增长比例1.2，边界层网格高0.825cm，网格量约100万。计算湍流模型为SST，边界条件如图5所示，为与试验进行对比，进口马赫数设置为试验马赫数0.6，进口总温为298K，进口总压为101kPa，进气道出口为压力出口，给定反压100kPa，设置数值如表3所示。迭代步数为200步，收敛残差在1e-5下，结果较好。图4 标模对称面云图表3 标模计算参数进口马赫数0.6进口总温298K进口总压101kPa出口反压100kPa3.数据对比吸除缝设计技术在亚音速无人靶机设计中的应用研究 33 吸除缝设计技术在亚音速无人靶机设计中的应用研究根据参考文献8，A截面位于进口前r1处，其中心点作为参考点，E截面位于出口后r1处。参考文献计算对称面云图如图5，本文验证计算对称面云图如图6。图5 标模对称面云图图6 本文计算云图两组对称面云图和流线大致相同，选取E截面做总压恢复系数对比，如表4所示，总压恢复系数云图如图7所示，左半图为参考文献试验所得，右半图为本文采用CFD仿真所得，两者差距较小。表4 总压恢复系数对比参考文献试验值80.9655本文计算值0.9702图7 总压恢复系数云图参考文献试验所得进气道出口上总压恢复系数为 0.9655，本文仿真结果为 0.9702，以试验数据为准，计算误差0.5%。综上，本文采用的CFD仿真方法模拟S弯进气道的流场上精度较高。（二）亚音速S弯进气道相关参数1.总压恢复系数总压恢复系数定义为出口总压比入口总压。=Pt2Pt0（1）其中各字母代表的含义：Pt2表示出口平均总压总压，Pt0表示入口总压。总压恢复系数表示总压的损失大小，数值越大代表总压损失越小，当等于 1 时，表示没有总压损失。研究表明，进气道压力损失增加9%会使飞行器发动机的净推力减少约 15%，燃油消耗率增加约6%9，因此总压恢复系数是一个非常重要的参数。2.流场畸变指数流场畸变指数是衡量进气道出口处流场分布偏离均匀流场的指标，用来表示进气道出口的流场品质，是进气道另一个非常重要的性能参数。本文使用常见的进气道出口周向畸变指数DC(60)作为参考指数。DC()=Pt2-P0minqEXT（2）=60；qEXT=Pt2-P2；其中各字母代表的含义：为临界周角，qEXT为进口平均动压，Pomin为进气道出口截面上临界周角最低总压区的平均总压值。四、亚音速S弯进气道设计与仿真半埋入式进气道设计主要分为：喉道设计、扩压段设计、进气口/唇口设计以及导流板/边界层排除设计等。喉道设计包括喉道面积和喉道位置，喉道面积与发动机流量有关，喉道位置与唇口位置有关；扩压器设计要从喉道截面积向进气道出口截面积逐渐增大，保证通道内扩压减速，同时考虑到从喉道形状向进气道出口形状逐渐转变；进气口/唇口设计主要考虑进气道喉道前流场品质及流量；导流板/边界层排除设计需要考虑前导流板倾角与隔道高度的配置。（一）基准状态设计1.进气道设计根据总体设计思路绘制出S弯进气道基准方案数模如图8所示。图8 基准进气道数模基准方案数模的设计参数如表5所示。导流板各个参数位置和扩压段偏心距、轴向距离如图9所示，进气道导流板宽度和喉道位置如图10所示。图9 进气道各参数位置 34 图10 进气道喉道位置表5 基准方案模型设计参数前体导流板角度8.5导流板轴向长度300mm导流板宽度150mm喉道面积0.0095m2进气道出口面积0.0129m2扩压比1.35扩压段偏心距122mm扩压段轴向距离500mm2.仿真分析将基准进气道数模进行与标模同样的CFD仿真计算，计算采用非结构网格，为简化计算规模，利用进气道的面对称特性，只采用一半的计算域，边界层第一层网格高度1.010-5m，在唇口处采用加密处