CJA
在现代作战飞机的设计中，隐身性能、机动性［1］是影响飞机在战场上生存率的2个核心要素［2-3］。随着现代作战飞机对隐身性能的要求日益增加，异形进气道能够有效遮挡发动机风扇叶片的正面强反射源，显著减小雷达散射面积，从而提高飞行器的隐身能力［4-5］，已成为高隐身飞行器的标志性设计之一。
然而，针对这种高隐身飞机的异形进气道，其口面不仅需要与机翼高度融合，而且通常采用复杂的三维弯曲内管道。相比常规进气道，曲率、截面形状变化更加剧烈，气流在沿程逆压梯度、离心力、横向压差的作用下，产生流动分离，进气道出口不均匀，总压损失较大［6-7］，这对发动机下游部件的正常工作十分不利，造成的直接后果就是压气机稳定裕度下降，增压比、效率减小［8］。此外，异形进气道需要适应宽广且变化剧烈的亚声速飞行马赫数、飞行姿态、发动机工况，设计难度远超常规进气道。
国内外学者对异形进气道开展了大量研究和探索。在隐身特性、气动特性方面，李岳锋等［9］、闫紫光等［10］、高翔等［11］不同进口形状的异形进气道进行电磁散射特性研究分析。黄浩然和王宏伟［12］的研究表明，异形进气道的弯度对于隐身特性、气动特性的影响规律相反。在流动机制、性能规律方面，Brear等［13］对长径比2.6异形进气道的研究发现，顶部壁面会发生大规模分离，形成的涡系结构可向下游延伸至风扇界面。Sun和Guo［14］通过实验验证了此类分离流动会导致进气道/发动机匹配不当，进而引发发动机喘振。Rademakers等［15］的研究揭示了由进气道内型面扭曲在压气机上下游诱发的3种非定常流动现象。此外，诸多研究探讨了几何参数的影响，如翁小侪和郭荣伟［16］对腹下异形进气道开展低速大迎角实验研究，赵庆伟和谢文忠［17］对三维亚声速斜切口面角度的影响研究，Wang等［18-19］对边界层吸入式进气道气动特性的研究，结果均表明进气道几何构型对内部分离涡结构、出口畸变特性具有决定性影响。
以上研究表明，异形进气道在提升飞机隐身性能方面效果显著，但总压畸变、旋涡变形［20］是亟需解决的关键技术问题。然而，现有工作多集中于设计点稳定流动状态，对于非设计工况，特别是发动机在小流量状态下的流动失稳机制，研究尚不充分。
笔者团队在长期型号研制过程中发现，为保证发动机在整个工作包线内稳定工作，对异形进气道的性能稳定性要求极高，尤其是在高马赫数、大迎角大侧滑角飞行姿态、发动机小流量状态下，进气道内流场可能发生流动失稳，性能急剧恶化，直接威胁飞行安全。因此，本文聚焦异形进气道在小流量状态下的流动、失稳特性，采用数值模拟方法，揭示进气道内部流动机制、性能变化规律，以期为工程上异形进气道的小流量内流机制认识、战机进气道的研制提供参考。
1 异形进气道物理模型与仿真方法
1.1 物理模型
研究对象为与飞行器机翼高度融合的异形进气道，其气动型面如图1所示。该进气道的进口口面与机翼前缘紧密融合，采用非轴对称的D形截面设计，以满足隐身特性、气动布局的要求。不同于传统的二元蛇形进气道，本文异形进气道不仅在口面形状上存在显著差异，其内部流道同样具有复杂的三维弯曲，以适应上下游机体结构与发动机安装位置的空间需求。该进气道的扩压器面积扩张比为1.12，在最大流量状态下，AIP（Aerodynamic Interface Plane）马赫数Ma AIP可达0.60以上，而在发动机慢车状态下，Ma AIP 约为0.40。研究重点关注发动机小流量状态下异形进气道的内部流动特性、失稳机制。
1.2 仿真方法及网格划分
采用计算体力学商用软件ANSYS Fluent求解RANS（Reynolds-Averaged Navier-Stokes）方程，湍流模型选择k-ω SST（Shear Stress Transport），无黏对流通量采用基于MUSCL（Monotonic Upstream-centered Scheme for Conservation Laws）插值的Roe迎风格式进行离散，黏性通量采用二阶迎风格式进行离散，离散梯度采用Green-Gauss网格基，湍动能、湍流耗散率采用一阶迎风格式进行差分，时间推进采用基于密度基的隐式方法。
鉴于研究对象几何形状、流动条件的对称性，选取的计算域仅为实际流域的1/2。采用六面体网格填充计算域，网格单元总量约为1 570万。数值仿真中的边界条件设置如图2所示。图中，计算域外侧设定为压力远场边界，来流马赫数Ma=0.75。计算域出口、进气道出口设定为压力出口边界条件，通过改变进气道出口的静压值，改变进气道的流量；计算域对称面设定为对称面边界，其他边界均为无滑移绝热固壁边界。考虑到研究的飞行状态为亚声速，扰动可以向上游传播，因此将来流远场的计算域放大，计算域从前体向四周延伸，并扩展20倍的进气道长度距离。
1.3 算例验证
2 结果与分析
为了获得异形进气道的内部流动特性、失稳机制，基于上述仿真方法，对异形进气道在节流过程中的流动特性、性能变化规律、失稳机制、失稳边界进行分析。
2.1 节流过程流动特性
图5展示了进气道不同流量比（流量与其最小流量比Q/Q min）下的马赫数分布云图、流线图，可知随着进气道的流量比由2.63减至1.16，进气道的截面流态出现较大的变化。在较大的流量比（Q/Q min>2.16）下，进口壁面附近的流线没有发生偏转、回流，说明此时进气道能够正常工作；但当Q/Q min=1.84时，进口外侧出现回流；当Q/Q min进一步减至1.68、1.16时，回流范围进一步增大，占据了整个进口截面。
图6展示了不同流量比下AIP总压恢复系数（σ）云图及流线图，AIP低总压区主要分布在漩涡结构区域，这是进气道入口处的强逆压力梯度、三维弯曲管道造成的周向压力梯度，导致边界层、低能流产生横向运动并脱离壁面，流动损失增大。随着流量比减小，截面上的3个旋涡融合为1个整涡。
结合图7可以得出，进气道的总压恢复系数、稳态周向畸变指数随流量的变化规律。图中，σ/σ max为进气道总压恢复系数与其最大值的比值；Δσ/Δσ min为稳态周向畸变指数与其最小值的比值。随着流量比Q/Q min减小，总压恢复系数呈现出先增后减的趋势，在中等流量状态保持相对较高水平，而在小流量（Q/Q min=1.16）、大流量（Q/Q min=2.63）状态下明显下降。结合图5可知，在大流量Q/Q min=2.63状态下，流道存在局部的跨声速区域，导致总压损失增大，而在小流量Q/Q min=1.16状态下，进气道进口存在大面积分离区，入口大面积低能流进入流道，进气道难以组织稳定的流动，最终引起总压恢复系数显著下降，进气道发生失稳。相比之下，稳态周向畸变指数随流量减小而单调减小。
图8展示了2种流量工况下进气道截面局部总压恢复系数、二次流分布图谱。对于Q/Q min= 2.34的大流量工况，截面内可见多个局部低总压区，与二次流涡旋结构相对应。在二次流与主流之间的剪切、卷吸作用下，诱导出多涡结构并导致低能流呈离散分布。随着流动沿程发展，二次流不断与主流发生掺混，局部低总压区逐渐被扩散和稀释。相比之下，在Q/Q min=1.16的小流量工况下，二次流作用更为强烈，截面内原本分散的多涡结构在掺混作用下逐渐融合，最终演化为整体性的整涡结构，对应的低总压区也由分散斑块转变为集中分布。
2.2 节流过程小流量失稳机制
进气道下游过度节流会显著抬高进气道的下游背压，导致进气道的内流失稳，发生性能突降。为了明确失稳机制，图9给出了Ma=0.75、Q/Q min=1.68工况下进气道对称面的流线分布，可以看到，回流区占据了整个进气道进口截面。在该状态下，来自远前方的气流绕过机翼前缘后，从进气口外缘卷入流道，携带显著动能损失的低速流体，使边界层动量厚度显著增大。当下游节流程度加剧，进而导致背压抬升时，进口区域形成剧烈的逆压力梯度，部分动量亏损区域的流体无法维持附着状态，从而发生流动分离。
综上所述，该失稳过程可概括为：入口气流绕过机翼前缘后，动能损失增大，边界层厚度增加，降低了抗逆压能力；随节流增强而形成的强逆压梯度促使局部分离发生；倒流的出现进一步加剧了背压水平，最终导致流动失稳。上述失稳并非仅由节流导致的分离包扩大所致，而是多种因素耦合作用的结果。非轴对称构型通道曲率与角区几何诱导了显著的二次流结构，在小流量状态下，角区低能流与主流涡系相互作用，使得分离呈现由对称向偏置的转变趋势；由于采用边界层摄入式布局，入口低能流占比随流量降低显著上升，使流动的有效扩压能力下降，进而提前触发分离。与常规轴对称或直通型进气道相比，本文构型在小流量下更容易受到二次流与角区分离的共同影响；与典型S形进气道相比，本文构型失稳出现更早、失稳裕度更低。
2.3 攻角对小流量失稳边界的影响
为了进一步分析不同攻角对进气道小流量失稳边界的影响，选取Ma=0.75、4个攻角（α=-5°，3°，6°，9°）状态工况，分析进气道的流动情况和性能结果。图11展示了Ma=0.75不同攻角状态下马赫数分布云图、流线，可知从负攻角开始，随着攻角增大，前缘局部加速越明显，这导致气流压力减小，抵抗逆压梯度的能力下降。流道内低能流分布区域越来越大，这说明攻角增大，分离现象加剧。由于该进气道为背负式的异形进气道，而且进气道入口流道向下偏转。在负攻角状态下，进气道处于迎风面，入口正对来流，减缓了气流在一弯下壁面处的分离程度，因此在负攻角下的总压恢复性能较好。随着攻角进一步增大，进气道入口的一弯下壁面、鼓包下游的上壁面的流动分离越来越严重。
当来流攻角α=-5°，3°时，进口壁面附近的流线没有发生偏转、回流，进气道能够正常工作。但在大攻角α=6°，9°的状态下，进气道入口下壁面有明显的回流，回流区的范围随着攻角的增大而增大，α=9°下回流区甚至延伸至机翼前缘侧棱。原因在于攻角越大，来流在绕过机翼前缘过程中损耗的能量越多，抵抗面积扩张产生的逆压梯度能力下降，发生倒流的面积增大。
图12所示为不同攻角状态下AIP总压恢复系数云图、流线。可以看出，随着攻角增大，AIP的高总压区不断减小。低总压区分布在漩涡结构区域，攻角增大，旋涡由3个变为1个，但漩涡尺度增大。
图13给出了进气道总压恢复系数随Ma AIP、流量的变化。图13（a）以黑色虚线标出了静态性能判据得到的失稳边界（当σ相对该攻角的σ min首次减小超过1.5%，且随Ma AIP减小而持续减小时，记为失稳起点）。总体来看，4种来流攻角下σ AIP随Ma AIP先增后减，峰值大多出现在Ma AIP≈0.40~0.55；随着攻角增大，σ AIP峰值水平下降、失稳边界左移并提前出现，表明小流量条件下更易进入失稳区。在同一流量下，随着攻角增大，总压恢复性能减弱（见图13（b）），不同攻角下发生性能衰减的流量点不相同，通过图13（b）可初步判断在大正攻角状态下，进气道的性能对流量的减小更敏感，更容易发生流动失稳。
图14展示了进气道出口截面的稳态周向畸变指数 σ/ σ min随出口马赫数、流量的变化规律。整体来说，在同一攻角下，出口截面的总压畸变随流量增大而增大，在小流量、大流量状态下增长率较高。而随着正攻角的增大，稳态周向畸变指数进一步增大。
3 结论
1） 大流量、小流量下进气道呈现出不同的性能变化规律。在大流量状态下，流道内存在局部跨声速区域，进气道出口总压恢复系数降低；而在小流量状态下，流道的回流、分离加剧，大面积的分离损失、掺混损失造成总压恢复系数显著下降，表现出典型的失稳特征。
2） 随着流量降低，流道内部多处旋涡融合，出口截面由3个旋涡状态融合为1个大范围整涡结构，造成出口截面低压区域集中化，畸变指数整体呈下降趋势，但低能流主导区域扩大，均匀性下降，仍对发动机匹配带来挑战。
3） 入口气流绕过机翼前缘后，动能损失增大，边界层厚度增大，降低了抗逆压能力；随节流增强而形成的强逆压梯度促使局部分离发生；倒流的出现进一步加剧了背压水平，最终导致流动失稳。
4） 攻角增大增强了前缘局部加速效应，削弱气流对逆压梯度的抵抗力，导致低能流与分离区显著扩展，使总压恢复性能下降，畸变指数增大，大攻角状态下，进气道对流量扰动更敏感。