CJA 中文

导航

Academic Quality
Advertising Services   |
Subscriptions   |
中文 CJA

ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA >

2026 , Vol. 47 >Issue 7: 632973 - 632973

DOI: https://doi.org/10.7527/S1000-6893.2025.32973

Special Topic: Aircraft-Engine Integration Technology

Research progress on aerodynamic design and flow control technologies for boundary layer ingestion inlets

  • Lei LIU 1 ,
  • Zhaorui ZHANG 1 ,
  • Kun WANG 2 ,
  • Zhihao WANG 1 ,
  • Chen ZHU 1 ,
  • Huijun TAN , 1 ,
  • Hexia HUANG 1
Expand
  • 1. College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China
  • 2. College of Urban Transportation and Logistics，Shenzhen Technology University，Shenzhen 518118，China
E-mail：

Received date: 2025-10-27

  Revised date: 2025-11-24

  Accepted date: 2025-12-16

  Online published: 2026-01-09

Supported by

National Natural Science Foundation of China(12372294)

Major Integration Project of the Special Scientific Research Program for Forward-Looking Layout of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics(QZJC202401)

Fold

Abstract

Boundary-Layer-Ingesting （BLI） propulsion technology uses a rear mounted engine to draw in the boundary layer on the fuselage， reducing the airflow velocity at the inlet of the intake duct and the outlet of the propulsion system， thereby achieving efficient flight of the aircraft. Compared to traditional propulsion systems， BLI propulsion systems have the potential to significantly reduce fuel consumption， flight resistance， and pollution emissions， and are a key development direction in the field of aircraft and engine integration in the future. As a specific practitioner of boundary layer ingesting， the performance of the BLI inlet directly affects the comprehensive benefits of the entire BLI propulsion system compared to traditional propulsion systems. Since its emergence， it has attracted widespread attention from scholars and research institutions at home and abroad. Based on this， this article provides an overview of the research background and progress of BLI intake duct technology， with a focus on discussing the aerodynamic design methods， research methods， internal flow mechanism， and internal flow control technology of BLI intake ducts. Finally， based on the analysis and summary of the current research status at home and abroad， the future development of BLI intake duct is discussed.

Key words： boundary-layer-ingesting propulsion technology; BLI inlet; aerodynamic design; internal flow mechanism; internal flow control technology

Cite this article

Lei LIU , Zhaorui ZHANG , Kun WANG , Zhihao WANG , Chen ZHU , Huijun TAN , Hexia HUANG . Research progress on aerodynamic design and flow control technologies for boundary layer ingestion inlets[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2026 , 47(7) : 632973 -632973 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2025.32973

航空减排一直是全球关注的焦点。欧洲航空研究咨询委员会（ACARE）的“航迹2050”项目［1-2］以及美国国家航空航天局（NASA）提出的N+1/N+2/N+3这3代技术目标，均给出了降低单位载运量碳排放、提高燃油效率并大幅削减噪声和氮氧化物排放的中远期指标［3-4］。尽管传统涡扇发动机涵道比与热效率方面被持续优化，在燃油经济性与环境适应性方面取得了长足进步，但其性能提升已接近理论上限，呈现边际收益递减的趋势［5］。在此背景下，作为下一代高效绿色航空推进系统核心设计理念之一的边界层吸入式推进技术获得国内外学者的广泛关注［6-9］。其核心技术内涵是吸入机体边界层以提高飞机/发动机综合推进效率，进而提升燃油经济性和环境适应性。
作为边界层吸入式（Boundary-Layer-Ingesting， BLI）推进系统最前端的边界层吸入式进气道，上接机体完成边界层吸入，下连核心机为其提供充足流量气流，“扮演”着复杂内外流强耦合桥梁的角色，其气动性能的重要性不言而喻。同时，设计先进边界层吸入式进气道的挑战性也是显而易见的。一方面，BLI推进技术颠覆了传统航空动力“尽量多吸入主流，少吸入边界层”的设计模式，相较于传统有隔道的进气道，BLI进气道虽具有迎风面积小、重量轻、隐身性高等优势，但由于直接吸入机体边界层会导致同等逆压梯度下BLI进气道内部更易产生流动分离，从而使得其出口气流品质较差，对下游气动部件极为不利。另一方面，边界层吸入即意味着传统民用飞机发动机翼吊或尾吊装置、军用飞行器隔道的取消，进气道入口与机体之间产生更强的非线性耦合。
基于上述重要性和挑战性，本文重点围绕边界层吸入式进气道研究背景、设计方法、研究手段、内流机理、内流控制等进展进行综述。

1 边界层吸入式进气道研究背景及收益原理

1.1 研究背景

边界层吸入式推进概念早在1947年就被道格拉斯飞行器公司的Smith和Roberts［10］提出。他们使用简化模型对比分析传统形式布局飞机和边界层吸入式布局飞机的气动性能，结果发现BLI式推进在燃油效率和巡航速度上分别提高30%和7%。虽然研究中采用的理论模型不够健全，不足以用于基本的性能预测，但该项开创性的工作为该领域的发展奠定了基础。之后BLI式推进技术的研究被搁置，直到1960年本质上类同的“尾迹吸入式”（Wake Ingestion）推进技术出现于海军舰船、潜艇和鱼雷领域上，研究人员发现将螺旋桨推进装置置于船体尾迹中能获得更高的推进效率，降低能耗［11-13］。同一时期道格拉斯飞行器公司就机体边界层吸入对发动机油耗、整个飞行器推进效率等的影响进行了更加深入的研究，1970年他们对发动机安装于后机身的飞机进行了尾迹能量分析。结果表明相比于吊装发动机，后机身安装发动机的推进效率提升了10%，耗油率显著降低［14-15］。上述研究理论上验证了使用边界层推进系统能够获得一定的收益，但模型假设过于理想化，忽略了发动机进口不均匀入流的影响，计算结果不准确，与实际工程应用存在一定差距。随后研究人员发现采用BLI推进系统飞行器的推力与阻力存在很强的耦合性，若使用传统的性能参数（燃油消耗率TSFC和推进效率η prop）来评估飞机不是最佳的选择。1993年美国通用电气公司 Smith［16］将推进系统的能量节省与涡轮机械和吸入边界层的特性联系起来，提出“功率节约系数（Power-Save Coefficient，PSC）” 这一具有里程碑意义的性能评价参数，具体表达式为
P S C = P n o n B L I - P B L I P n o n B L I
该系数通过对比相同轴向净推力下BLI飞机和非BLI飞机所需的功率来确定总体效益，巧妙地避开了BLI推进系统存在的推阻耦合效应，成为衡量BLI推进系统的主要性能参数之一。同时建立了推进效率η p，smith、尾迹来源黏性阻力与总推力之比（D/T）、尾迹恢复值（R）和尾迹能量因子K等参数的关系式：
η p , s m i t h = 2 V j V 0 + 1 - D T 2 - R V j V 0 - 1 + R 1 - K
Smith将激盘模型应用于计算由于径向速度分布不均带来的损失，并对吸入不同尾迹量的无涵道推进器进行了详细的分析。研究结果表明功率节约系数随着推力载荷系数、边界层吸入比例和尾迹形状因子的增加而增加。并指出吸入尾迹的无涵道推进器可提升7%的效率，理想情况下可提升20%。
进入21世纪之后，随着计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）数值仿真技术和现代测量技术的飞速发展，有关BLI式推进技术的研究从理论分析居多逐渐转为理论分析、数值模拟和试验测量并存的局面。研究手段的提升使得研究对象变得更加真实、研究内容更加深入和细化，BLI推进技术的弊端或者说其广泛应用的技术瓶颈开始被大量研究。2003年NASA兰利中心［17］针对某倒“D”形入口半埋入式S弯进气道开展了风洞试验，首次从试验角度揭示边界层的大量吸入对于进气道出口气流品质极为不利。吸入大量边界层后，进气道内部极易形成局部分离和二次流［18］，径向和周向总压不均匀、总压恢复系数显著下降，由此导致的损失明显大于管道摩阻、进气道唇口分离和管道曲率引起的损失。这种因边界层吸入导致的进气道出口畸变，对其后气动部件的气动性能极为不利［19］。与其他降稳因子相比，它对风扇/压气机稳定裕度的不利影响最为明显。最终，边界层吸入带来的燃油经济性等方面的收益，很大程度上取决于进气道出口畸变程度以及在下游风扇内部的传递过程［19-20］。
另一方面，航空器设计思路也从依赖单项技术突破转向整体系统的协同优化。此时针对BLI推进系统/子系统的研究开始大量出现。2007年麻省理工学院和剑桥大学的相关研究者［20］针对静音飞机SAX40中所应用的BLI技术进行评估，给出了功率收益系数公式并研究了BLI进气道出口畸变对下游发动机核心机气动性能的影响。2011年NASA启动大尺寸BLI推进器及抗畸变风扇研究项目BLI2DTF（Boundary Layer Ingesting Inlet/Distortion Tolerant Fan）［21］（如图1所示），2015年完成试验件设计，2017年完成初步验证。2021年NASA更正了STARC-ABL飞机边界层推进收益数据，900、3 500海里（1海里 = 1 852 m ）飞行任务的燃油节省分别从最初预计的6.8%、12.2%调整为2.7%和3.4%［22］。收益评估方法方面也取得新进展，2017年Hall等［8］使用控制体积一维分析法揭示了BLI推进系统中的两大收益来源：一是边界层吸入造成发动机低进气，从而导致排气动能降低，进而使得排气掺混损失和机身尾迹掺混损失都降低；二是嵌入式BLI进气系统使得机身与推进系统更加融合、迎风阻力减小，进而导致整个飞行器推进功率需求降低。2019年Blumenthal等［23］应用功率平衡法对巡航状态BLI吸入带来的收益进行了系统评估，2022年Diamantidou等［24］系统回顾了BLI技术研究现状，并着重对比分析了各项相关工作的基本假设、所采用的方法及所使用工具的精度。国内方面，达兴亚等［25］采用基于边界层积分方程的数值分析方法并引入功推比参数，详细分析了边界层状态和推进系统参数对推进系统性能的影响。研究表明当吸入边界层占比为50%的发动机进口高度时，推进系统的能耗可降低4%；边界层形状因子越小、动量厚度越大，能耗降低幅度也越大。
图 1 BLI2DTF推进器技术成熟度等级（TRL）时间轴［21］

Fig.1 Technology Readiness Level （TRL） timeline for BLI2DTF propulsor［21］

1.2 BLI推进收益原理

在类似于图1所示持续科研投入与各种新理论分析方法的加持下，人们对BLI推进技术的收益原理有了更深的理解。按照重要程度排序大致可分为以下3个部分：一是由于减小了发动机出口射流速度带来的推进效率提升；二是由于发动机短舱和挂架的改变降低了迎风阻力；三是由于机身和发动机的高度一体化使得两者尾迹掺混损失减小。在不利因素上，主要存在2个方面：一是由于进气道出口流场畸变增大带来风扇效率和推进效率的下降；二是由于推进系统对机身流动带来的不利影响，如机身上的边界层变化和局部分离。对于上述BLI收益中的第1项和第3项，可以根据图2 ［26］进行简要说明，其中图2（a）为无边界层吸入的情况，图2（b）为飞机尾迹全部被推进系统吸入的情况。图2中红色标记位置，对应收益的第3项，即发动机和机身的高度一体化降低了发动机和机身上2个位置的剪切层及其尾迹耗散。对于收益的第1项内容分析为：假设发动机前方来流速度为V 0，发动机将气流加速到V 2，发动机的推力为
F = m ˙ ( V 2 - V 0 ) + A 2 ( P 2 - P 0 )
图 2 非BLI推进系统和BLI推进系统的对比［26］

Fig.2 Comparison of non-BLI and BLI propulsion systems［26］

对于理想膨胀喷管，P 2= P 0，发动机的推力为
F = m ˙ ( V 2 - V 0 )
此时发动机给气流添加的动能为
Δ E = 1 2 m ˙ ( V 2 2 - V 0 2 ) = 1 2 F ( V 2 + V 0 )
在推力F和发动机流量 m ˙相同的情况下，采用传统的发动机布局（用上标noBLI 表示）时推进系统吸入干净来流，即 V 0 = V ∞，而当采用BLI 推进时（用上标BLI表示），发动机来流速度 V 0 < V ∞，2种布局的排气速度和能量消耗分别为
V 2 n o B L I = F m ˙ + V ∞
Δ E m B L I = 1 2 F ( V 2 n o B L I + V ∞ )
V 2 B L I = F m ˙ + V 0
Δ E B L I = 1 2 F ( V 2 B L I + V 0 )
可以得出排气速度 V 2 B L I < V 2 n o B L I，能量消耗 Δ E B L I < Δ E n o B L I，即采用BLI推进系统能减少排气速度，从而减少能量的消耗。
由式（6）~式（9）的公式推导［23，26-27］可看出BLI进气系统通过吸入低速边界层可降低进气道入口气流速度，进而降低所需发动机功率，提高整个推进系统推进效率。
综上，BLI推进技术自20世纪40年代被提出到如今再度迎来研究复兴，国内外学者在其收益原理、收益影响因素和收益评估方法等方面开展了大量研究，结果显示BLI推进技术带来效益的同时也带来了严峻的技术挑战。

2 气动布局与边界层吸入式进气道设计

2.1 机体-进气道一体化气动布局

气动布局作为BLI进气道设计过程中的第一环至关重要，不仅要确保目标厚度边界层的产生与便捷吸入，还需实现与发动机核心机以及机体之间的高度协同集成。过去十年中研究人员在新型BLI进气道构型、机体-推进系统一体化等方面取得了显著进展。2016年NASA开发了一种后置边界层推进器单通道涡轮发电飞机STARC-ABL［28］（构型效果见图3（a）［29］）。作为NASA“新航空展望”项目的一部分，它与传统飞机存在显著差异，即安装在其两翼上的发动机起飞时提供80%的推力，巡航时提供55%的推力，其余推力由安装在尾部的全电边界层抽吸（BLI）涡扇发动机提供。研究人员估算这种新设计可使能效提高约10%。德国包豪斯航空研究院的推进式机身（PFC）概念同STARC-ABL相似（见图3（b）［30］和图3（c）［30］），也是在垂尾根部安装了环形机身风扇对边界层进行抽吸；但与NASA采用涡轮发动机发电驱动尾部风扇不同，PFC是在后机身尾部内安装了一台双转子涡轴发动机，低压轴通过行星减速齿轮系统驱动机身风扇。空气通过机身尾部高度为0.54 m的环形入口进入风扇，在风扇后通过S形管道为核心机供气。研究结果显示PFC布局相比同级别2035年服役的传统单通道客机可节油9%~14%。可以看出该类BLI进气道主要吸入周向相对均匀的机身边界层。
图 3 常规布局BLI飞行器及BLI进气道

Fig.3 Conventional layout BLI aircraft and BLI inlet

相比之下，美国极光飞行科学公司和麻省理工学院联合研究的D8布局（图4（a）［31］）、法国宇航院（ONERA）的Nova布局（图4（b）［32］）、剑桥大学-麻省理工学院静音飞机计划布局（图4（c）［33］）所采用的BLI进气道设计难度更大，一方面型面上与机体之间需要采用保型设计，另一方面沿机体发展而来的非轴对称边界层导致BLI进气道入口畸变很大，径向畸变和周向畸变同时存在。其中，在D8布局的双垂尾中间2台紧密安装的半埋入式发动机可对机身尾部的边界层进行抽吸。ONERA的Nova概念机则是在单垂尾两侧嵌入式安装了2台发动机。仔细对比上述研究可以看出一个共同特性即BLI进气道取消了常规进气道的隔道装置以吸入机体边界层，且通常布置于飞行器尾部以保障进气道入口边界层的目标厚度。
图 4 非常规BLI推进飞行器

Fig.4 Unconventional BLI propulsion aircraft

2.2 边界层吸入式进气道型面几何建模方法

典型BLI进气道的型面如图5 ［34］所示，其设计主要包括唇口设计和扩压器设计。其中前者包括外唇口和内唇口型线设计、出/入口形状及面积确定；后者主要包括进出口截面面积及形状设计，以及沿程截面面积/形状、中心线分布规律设计。与常规非边界层吸入进气道不同，BLI进气道入口常需要与机体表面融合吸入边界层，而其出口通常内置于机体，这使得进出口截面中心常存在偏距，天然地衍生出了沿程截面中心线的具体分布规律，它决定着进气道弯曲程度，进而直接影响气流在进气道内的偏转情况。目前BLI进气道扩压器中心线变化规律主要分为缓急相当（1#）、前缓后急（2#）和前急后缓（3#）这3种［35］，如图6 ［35］所示。
图 5 典型BLI进气道［34］

Fig.5 Typical BLI inlet［34］

图 6 中心线、沿程截面面积分布规律［35］

Fig.6 Distributions of centerline and streamwise cross-sectional area［35］

沿程截面面积变化规律则决定进气道扩压器的扩张比，进而显著影响扩压器内逆压梯度。工程上常用扩散因子等指标限定面积渐增速率。与扩压器中心线分布规律一样，也可分为缓急相当、前缓后急和前急后缓3种（见图6）。1985年，Lee和Boedicker［36］研究发现缓急相当的面积变化规律可以保证进气道内气流沿流向均匀扩压，进而缓解或者抑制流动分离。2022年Chiang等［37］在针对某BLI进气道的气动优化研究中，采用参数化方法将进气道截面面积沿程变化规律引入设计变量，以反映流道的扩压与弯曲特性，结合高保真RANS（Reynolds-Averaged Navier-Stokes equations）仿真与梯度驱动的多目标优化方法，对不同工况下的几何形态进行迭代求解。结果表明面积分布的合理调整可有效减弱弯道中段的流动分离，进而使出口畸变指数显著下降，同时保持甚至略微提升总压恢复系数。
除了中心线、沿程截面面积分布规律之外，在BLI进气道设计过程中，复杂约束下的进气道沿程截面形状确定也十分关键。为了与机体更好地融合，BLI进气道通常由非圆形入口逐渐过渡为下游风扇或压气机入口需要的圆形［38］。这一方转圆的过程处理不当将诱发额外二次流，设计中常采用截面形状函数（如超椭圆公式）插值控制［39］。2005年NASA兰利中心详细给出了类似图5所示BLI进气道的设计过程，其中沿程截面由共用长轴的上下2个超椭圆半模组合而成，截面的形状通过调节超椭圆指数n和长短半轴之比AR来控制（如图7 ［40］所示），显然该方法难以做到通用。2009年南京航空航天大学谭慧俊团队［41］提出了一种基于曲率控制的截面形状生成与过渡技术（见图8），可实现进气道任意进口截面形状向出口圆截面的光滑过渡，并且可以添加任意形状的中间控制截面进行辅助控制。其背后的数学原理即一个封闭的几何图线（如进气道的横截面形状）与某一沿弧长的曲率分布k（s）一一对应。于是2个任意形状截面之间的型面过渡问题便转化为2个定义域相同的任意函数之间的过渡问题。通过控制各对应函数段之间的过渡方式，便可对截面形状的过渡规律进行控制，相比NASA兰利研究中心的方法更具通用性。
图 7 NASA所设计BLI进气道典型截面形状及沿程控制参数［40］

Fig.7 Typical cross-sectional shapes and streamwise control parameters of NASA-designed BLI inlet［40］

图 8 基于曲率控制的任意形状扩压器通用设计方法［41］

Fig.8 General design method for arbitrary shape diffusers based on curvature control［41］

与上述“进出口截面面积与形状确定→中心线分布规律选择→沿程截面面积分布规律选择→沿程截面形状变化规律确定→生成三维BLI进气道型面”这一进气道扩压器设计思路不同的是，2022年北京航空航天大学Li等［42］在其研究中，确定BLI扩压器入口形状及面积之后即采用图9（a）所示z（x）函数和控制参数k 1、k 2确定进气道对称面上下壁面型线。继而，基于进出口截面面积/形状、中控面控制参数（Wx 、k 2以及由上下壁面型线确定的N c、M c点位置）唯一确定中控面。最终，由确定的上下壁面型线、中控面以及进出口截面即可得出整个进气道的三维型面（图9（b））。
图 9 Li等研究的BLI进气道设计方法［42］

Fig.9 BLI inlet design method investigated by Li et al.［42］

此外，进气道唇口的形状设计对于有效捕获边界层气流、避免唇口分离和减小溢流阻力也至关重要，但其设计相对比较简单。通常在确定进气道喉部面积与形状之后，选取标准翼型无量纲数据反求即可确定。需要注意的是上述设计参数和确定方法与常规S弯进气道设计参数及对应确定方法基本相似。除了这些，BLI进气道还涉及独特的设计变量即边界层吸入比（Ingestion Fraction）。这一变量可用进气道入口所吸入边界层内低能流体量与入口截面吸入的整个流量的比值来量化［43］。
总体而言，从目前公开文献和工程实践来看，除了无隔道带来的进气道入口形状需便于与机体融合之外，相较于非BLI进气道，BLI进气道并不存在完全独立的一套气动设计方法和流程，沿程截面形状、中心线/研究截面面积分布类型等方面两者几乎没有差异。最大的差异在于沿程截面面积的确定上，在发动机对进气道气动需求确定的情况下，根据气动方程可以较为准确地确定非BLI进气道入口等特征截面面积，而边界层吸入时则需要较多次数的迭代。

2.3 边界层吸入式进气道型面气动优化方法

完成BLI进气道设计后，为提升出口气流品质，通常还需对扩压器部分进行优化。优化变量主要涉及中心线、沿程截面形状及面积分布等几何参数，近年来已发展出多种高效的气动优化方法。表1 ［7，37，40，44-62］汇总了近20年内典型研究中采用的优化策略及其效果，其中以伴随优化和多目标遗传算法应用最为广泛，分别体现出计算效率和全局搜索能力的优势。这类优化方法在无需额外控制装置的前提下，可有效改善气流品质，因此受到研究者高度重视。
表1 国内外亚声速进气道优化总结

Table 1 Review of domestic and international research on subsonic inlet optimization

作者 进气道类型 优化方法 总压恢复变化量/% 总压畸变变化量/% 流量/（kg∙s-1）
Lee等［44］ BLI 伴随优化 +3.25 -52.5 未知
Kim和Liou［45］ BLI 伴随优化 -0.38 -12.50 未知
Zingg等［37，46-48］ BLI 伴随优化 +1~+1.4 -90 未知
Kenway和Kiris［49］ BLI 伴随优化 未知 -37.5 76.23~76.01
Kucuk和Tuncer［50］ M2129 伴随优化 +0.6 -17.60 2.82~2.92
+1 -33.70 2.82~2.90
+1.5 -71 2.82~2.50
Kamat等［51］ S弯 伴随优化 未知 -8.36 未知
于广元［52］ S弯 伴随优化 +0.3 -7.72 3.19~3.26
+0.29 -6.55 3.18~3.25
Lee和Kim［53］ S弯 伴随优化 +1 -25 未知
+1.5 -3 未知
唐静等［54］ DSI 伴随优化 +5 -3 未知
刘雷［40］ BLI 遗传算法 +0.76 -3.25 9.06~9.13
曾丽芳等［55］ S弯 遗传算法 +1.26 -20.89 未知
张乐等［56］ S弯 遗传算法 +5.46 -38.70 未知
Chiereghin等［57］ S弯 遗传算法 +0.062 -10 未知
Aranake等［58］ 蛇形 遗传算法 +0.26 -50 未知
He等［59］ 内鼓包S弯 粒子群优化方法 +0.01 -27.85 未知
Rodriguez等［60-61］ BLI 拟牛顿法 +0.022 0 未知
Florea等［7，62］ BLI 全局加局部优化 +1 -30 未知

注：DSI—Diverterless Supersonic Inlet。

在进行气动型面优化时，传统方法是对控制型面的函数进行操作，使进气道获得最佳性能。采用这种方法得出的优化型面受到函数表达式的约束，形变的自由度下降。另外，在进气道型面变化时需相应地调整其内部网格，在大变形位置，网格质量难以保证。因此，为兼顾变形灵活性与网格质量，常采用自由变形方法（FFD）［63］进行参数化建模。该方法通过构建变形空间控制几何和网格变形，已被广泛应用于BLI进气道的伴随优化中。
Lee等［44］采用伴随方法对NASA的A型BLI进气道进行了优化设计，并将BLI进气道的优化问题表述为
Min DPCPavg
S u b j e c t   t o   | Z i | ≤ Z L      i = 1,2 , 3 , …
即最小化周向畸变，约束条件设置为优化区域的纵向坐标小于设计极限Z L，Z L设置为10%进气道进口高度。优化区域为进气道进口的下表面壁面区域，如图10 ［44］所示。优化区域布置了52×9 个控制点，总计468个变量。由壁面极限流线的分布情况可以看出，在优化区域内产生了波浪状的表面，有效减弱了底部低能流集中现象，改善了横向流动，出口总压分布更为均匀，畸变明显降低（见图11 ［44］，图中DPCP为圆周畸变指数）。该研究展示了局部小幅壁面变形在提升进气道气动性能方面的潜力。
图 10 NASA的A型BLI进气道控制点分布及优化前后壁面极限流线对比［44］

Fig.10 Control point distribution and comparison of surface limiting streamlines before and after optimization for NASA BLI Inlet A［44］

图 11 优化前后出口总压恢复系数和畸变对比［44］

Fig.11 Comparison of exit total pressure recovery coefficient and distortion before and after optimization［44］

多伦多大学的Zingg等［37，46-48］采用伴随优化方法对某BLI进气道的内部型面开展了优化设计。其将目标函数J表示为总压恢复系数（PR）、周向畸变指数（D）和旋流指数（S）的加权函数，表达式为
M i n    J J = a b P t , o u t , 0 * P t , o u t * + ( 1 - b ) D D 0 + ( 1 - a ) S S 0
式中：3个目标之间的相对权重由a和b决定；下标0是基准进气道的初始值；最小化J的第1项即最小化出口总压损失。
图12 ［37］展示了基准型面的自由变形控制区域和优化结果。在优化区域内设置了8个横截面，每个横截面都有8×8的控制点阵列。由沿程截面优化型线可以看出，a=1.0、b=0.8状态下（仅对进气道出口总压恢复和周向畸变指标进行优化），优化的进气道底部型线上凸，流道被分为左右2个通道，出口截面上的2对旋涡往截面中心移动，降低周向总压的不均匀度。然而旋涡的增大造成出口旋流加强。对于a=0.95、b=0.9的状态，得益于进气道截面下部外型线向两侧的扩张，以及两侧中部位置型线的向内收缩，底面的旋涡得到很好的抑制，进气道出口的各项参数性能均得到提升。
图 12 多伦多大学BLI进气道优化结果［37］

Fig.12 Optimization results of University of Toronto BLI inlet［37］

Kenway和Kiris［49］基于伴随方法对STARC-ABL概念飞机的短舱进气进行了优化，设计变量包括机身和短舱型面，共11个，并在短舱上设置厚度约束以避免结构过薄。由图13 ［49］的优化结果可知，进气道进口椭圆在垂直方向轴长增加、水平方向减小；机身顶部略向外鼓出、机腹略内缩，有助于削弱机身顶部高总压区；尾部则形成鼓包结构，以促进近壁低能流向轮毂周向扩散。优化后，机体进气道一体化构型下进气道的总压畸变约为1%，机翼机体进气道一体化构型下进气道的总压畸变仅为2%。
图 13 STARC-ABL进气道型面优化结果和出口性能对比［49］

Fig.13 Comparison of inlet profile optimization results and exit performance for STARC-ABL［49］

Rodriguez等［60-61］将燃油消耗作为优化目标，使用梯度算法对BLI进气道以及和机体结合的多个设计参数进行了优化设计。设计变量包括进气道长度、短舱倾斜角、挂架高度等18个设计变量。其利用复变量差分计算梯度，并结合NEEP程序进行一维热力循环分析。结果表明，优化后进气道出口总压恢复系数和周向总压畸变均有所改善，发动机燃油消耗率相应降低。
联合技术研究中心的Florea等［7，62］采用全局与局部成形相结合的多目标优化方法，对短距BLI进气道开展优化设计，全局设计变量包括进气道偏距、壁面曲率与形状、唇罩轮廓及厚度、长径比等，局部型面优化进一步提升了进气道性能。随后，NASA与联合技术研究中心于2017年对装配该短距进气道的 BLI 推进器开展风洞试验。联合技术研究中心设计和制造了抗畸变的风扇叶片流叶片［64］，并在AIP和导流叶片下游安装可旋转的气流参数测量耙（见图14 ［65］）。来流边界层厚度设置为N2A翼身融合飞机上80%站位的边界层厚度。设计工况下进气道总压恢复系数达到96.5%，风扇在设计及变工况下均表现出较高效率和稳定裕度，整体推进系统相较先进常规方案具有显著燃油节省潜力。
图 14 联合技术研究中心（UTRC）的短距BLI进气道和BLI推进器［65］

Fig. 14 Short BLI inlet and BLI propulsor from the United Technologies Research Center （UTRC） ［65］

需要指出的是，由于BLI进气道出口流场对边界层状态和几何变化高度敏感，为获得既满足流量和推进效率，又兼顾风扇稳定性的综合折中解，往往需要在较宽的设计空间内进行多轮迭代。与常规进气道相比，这种“强调畸变控制的多目标优化”使BLI进气道在方法形式上虽与非BLI进气道类似，但在目标设定、约束条件和变量选择上均更加聚焦于“边界层吸入带来的专门性问题”，这也是BLI进气道气动设计的一个显著特点。
综上，现有研究表明，BLI进气道在几何构型和设计流程上总体延续了常规进气道的基本框架，但由于必须吸入机体边界层，其气动布局与型面设计更突出“机体-进气道-风扇”的强耦合与一体化。几何型面设计方面，BLI进气道需要通过更多轮的迭代来尽可能减弱二次流和流动分离；区别于常规进气道以单一的总压恢复为优化目标，BLI进气道更注重“总压恢复-畸变控制-结构约束”的多目标综合权衡。总体来看，现有的设计方法能够在一定程度上缓解边界层吸入带来的畸变问题，但对复杂三维流动的定量控制能力仍然有限，需要进一步深化研究内流机理与流动控制技术。

3 边界层吸入式进气道研究方法

BLI进气道内部包含大量的低速剪切层、逆压梯度诱导的分离区以及强烈的二次流结构，这使得BLI进气道内流特性复杂。为有效发挥其优势，国内外学者针对BLI进气道内流特性、气动性能等开展了大量研究。研究方法从大类上看主要包括理论分析、数值仿真以及试验研究。鉴于理论分析常融于后两者，在此主要介绍后两者。

3.1 数值仿真方法

相较于试验测量，数值仿真能够提供更加翔实的流场细节，特别是在预测风扇面总压恢复、畸变以及边界层发展与流向分离方面。数值仿真BLI进气道时通常有2种策略：一是建立包括进气道周围区域的完整外流场，将进口边界设为远场，使机体表面边界层在计算域内自然形成；二是于进气口截面处直接施加预先估算或试验测量的边界层速度/总压分布来模拟附面层吸入。显然，前者的物理逼真度更高，能够更准确地描述进气道入口处边界层特性，但通常需要更多的计算资源或者计算时间成本。2015年刘雷就曾出于对计算效率考虑，以总压分布函数的形式给定所研究BLI进气道入口总压分布，如图15 ［40］所示。
图 15 BLI进气道及其入口总压分布函数［40］

Fig. 15 BLI inlet and its inflow total pressure distribution function［40］

在BLI进气道的数值模拟中，网格拓扑与湍流模型的选择对仿真精度具有重要影响。欧盟“CENTRELINE”项目中，Magrini等［66］基于风洞试验数据对不同网格结构（见图16 ［66］）和RANS模型进行对比，结果表明网格拓扑对局部流动影响有限，但对积分量如阻力有显著影响。湍流模型方面，k-ω SST（Shear Stress Transport）模型在多数情况下与试验吻合较好，但对分离区预测偏大；SA与SA-RC模型对尾流和曲率效应的模拟能力存在差异。总体来看，基于RANS的CFD方法可在3%误差内较准确地预测BLI进气道的总压恢复特性［67］，但没有一个模型在所有方面都表现出绝对优势。
图 16 网格拓扑结构示意图［66］

Fig.16 Schematic diagram of computational mesh topology［66］

基于RANS仿真方法难以准确地预测BLI进气道内流动和畸变特性这一问题困扰着学术界和工程界［68-69］。近年来不少学者采用大涡模拟（LES）、分离涡模拟（DES）等尺度分解技术来捕捉BLI流动中的非定常涡结构和畸变动态。混合RANS/LES（如IDDES（Improved Delayed Detached Eddy Simulation）、Zonal DES等）方法在附面层内使用RANS、自由涡区启用LES，从而在可控计算成本下提高预测精度［70］。空客与ONERA［70］的联合研究显示，DES方法对附面层分离和尾流模拟更具优势，与风洞试验数据符合更好。Delot等［71］针对某无人机EIKON构型的大偏距紧凑进气道进行DES仿真，发现DES所得的时间平均流场总体上与RANS/URANS（Unsteady RANS）相近，但对旋流畸变等指标的预测更贴近试验值。Berens等［72］分别对同一高度集成进气道和经典RAE M2129 S弯进气道进行了DES研究，结果显示：在整体流动特性上DES与RANS所得的平均总压恢复系数和出口流速分布均与试验吻合良好，但所有仿真方法预测的总压畸变指数均偏高，其中DES结果反而比RANS更高。这表明BLI进气道出口流场存在强动态特性，瞬时畸变值可能显著超过稳态值。因此，仅采用稳态畸变指标（RANS）或对DES结果进行时均处理来评估进气道/发动机匹配都是不充分的，必须关注畸变的非定常行为。
为进一步提升模拟精度，研究者尝试采用更直接的模拟方法对进气道内复杂流动开展数值模拟。2019年Thompson和Komives［73］采用四阶精度的壁面模型LES（WMLES）对某超紧凑S弯进气道进行仿真，并将结果与经典DDES（Delayed Detached Eddy Simulation）及试验油流进行了对照。结果表明WMLES计算得到的总压恢复系数和畸变指数更接近试验值，但WMLES未能捕捉到第2个弯道后部上下壁面附近出现的流动分离。分析认为这是由于所用壁面函数模型假定近壁区法向压力梯度为零，不适用于强不利压力梯度环境，导致WMLES低估了该区域的附面层分离倾向。由此可见：BLI进气道这类复杂分离流中LES及其变体的适用性尚需进一步验证和改进。
近年来，格子玻尔兹曼方法（Lattice Boltzmann Method， LBM）也被引入了进气道的非定常模拟研究。Guerrero-Hurtado等［74］采用LBM对大偏距S弯进气道的旋流畸变开展了研究，结果显示LBM成功捕捉到了进气道内主要的流动拓扑结构及其随时间的演化特征，与时间分辨PIV（Particle Image Velocimetry）测量得到的涡对运动情况基本一致。然而，与PIV试验数据相比LBM预测的湍流脉动强度偏低，即对涡量的耗散可能过强，需要通过改进亚格子尺度模型来提高模拟精度。

3.2 试验研究方法

模拟真实飞行器尾部/机翼表面厚附面层是开展BLI进气道试验研究的首要难题。常用的方法之一是在模型前方布置长距离的平直钝体表面，使边界层沿程发展后进入进气道。NASA［21］在Glenn研究中心8 ft×6 ft（1 ft= 0.304 8 m）跨声速风洞的BLI进气道试验（见图17 ［21］）中即采用长前体并配合壁面粗糙带来形成成熟湍流附面层。当风洞尺寸受限或需要加快附面层发展时，可在前体表面布置粗糙带、扰流柱等触发转捩，从而在较短距离内获得所需厚度［75］。2024年汪昆［26］设计一大量边界层吸入的狭缝式进气道并对其内流机理及畸变控制开展了数值模拟和试验测量。如图18 ［26］所示，研究过程中参考Otten和Van Kuren［76］的方法，采用扰流柱来加厚边界层，以获得不同的进口边界层厚度。此外，还有研究通过喷流或吸气板等主动手段人为调控附面层特性，但装置较复杂，多用于特定平台。实际试验往往综合采用多种被动/主动措施，关键是保证所得附面层在厚度与速度剖面上具有良好的稳定性和可重复性，并满足几何缩比与雷诺数相似要求。
图 17 NASA Glenn研究中心8 ft×6 ft跨声速风洞中BLI进气道试验装置［21］

Fig.17 Experimental setup of BLI inlet in the NASA Glenn research center 8 ft×6 ft transonic wind tunnel［21］

图 18 狭缝式进气道试验模型［26］

Fig.18 Test model of flush-mounted inlet［26］

值得强调的是传统试验测量手段在捕捉BLI进气道关键内部流动特征方面如旋流特征等并不是无所不能的，尤其是BLI进气道与下游风扇等气动部件耦合在一起进行研究时。2018年在NASA进行的Fan Rig试验中尽管使用了风洞PIV与风扇面探针阵列，但仍难以捕捉某BLI推进系统风扇入口面上快速变化的非定常畸变模式［77］。2024年汪昆在狭缝式BLI进气道（见图18 ［26］）下游安装旋转测量耙（见图19 ［26］），测量了进气道AIP截面口时均旋流特征分布。
图 19 狭缝式BLI进气道出口旋流测量装置［26］

Fig.19 Exit swirl measurement setup for flush-mounted BLI inlet［26］

在BLI进气道试验中，出口畸变的定量表征至关重要，不同畸变指标适用侧重点不同［78-79］。DC60由于历史沿用和规范要求，仍是发动机涵道进口畸变控制的主要考核指标，在风扇稳定性初步估算、进气道设计方案筛选时优先关注。但DC60偏重最不利情况，在畸变分布较均匀时可能显得过于严格。DPCPavg等全环指标用于表征总体畸变水平，更适合评估推进系统性能，如对推力和燃油消耗的影响［80］。对于具有显著旋流畸变的BLI构型，仅考虑总压畸变并不充分，还需引入旋流角等指标。空客在相关验证项目中已将旋流畸变作为关键设计参数进行考察［70］。综上，在BLI进气道研究中应综合考量多个指标：以DC60把握畸变严重程度，以DPCPavg衡量总体畸变水平，并关注动态畸变评估非定常风险。Ma等［81］的最新BLI风扇综述亦指出，只有同时考虑总压与旋流畸变及其波动特性，才能更全面地评价BLI推进系统的性能与稳定性。
综上，针对BLI进气道这种兼具厚附面层、强弯曲与强三维分离的复杂内流结构，数值仿真与试验测量已经形成优势互补的研究体系。数值方面，基于RANS的工程化仿真在总压恢复预测方面已具备较高精度，但在复杂分离流和畸变动态刻画上仍存在不足。DES、LES、WMLES等尺度分解方法以及混合RANS/LES策略在捕捉非定常涡结构和尾迹特性上有明显优势。格子玻尔兹曼方法等新型介观方法在并行效率和瞬态结构捕捉方面展现出一定潜力，但湍流建模精度不足；试验方面主要通过长前体段、粗糙带和扰流柱等手段加厚边界层，以及通过喷流/吸气板等主动措施调控附面层特性；畸变评估方面由单一DC60指标扩展为DC60、DPCPavg以及旋流畸变和动态畸变等多指标组合，评估重点从“最不利静态畸变有多大”逐渐转向“整体畸变水平、旋流结构以及非定常波动是否在可接受范围”。

4 边界层吸入式进气道内流机理

非均匀边界层吸入、不规则几何结构以及与下游风扇复杂的耦合作用使得BLI进气道内不可避免地产生一系列复杂的流动现象，这使得BLI进气道内部主要流动结构、畸变形成机制及畸变对下游风扇气动性能影响成为研究重点。

4.1 内部主要流动结构及畸变形成机制

BLI进气道由于需要吸入机体沿程边界层，因此与机体存在强耦合。贴合机体表面的进气道入口与发动机入口（进气道出口）通常存在偏距，入口到出口沿程中心线常采用S形曲线（如图5所示）。由于进气道弯曲和扩压作用，内壁面出现逆压梯度，当边界层动能不足以克服此不利压力梯度时，流动会从壁面分离。在S弯进气道中，第1次弯曲将流体向下偏转，使上壁面受到较高静压、下壁面静压较低。随后在第2个弯曲段，上壁面经受强逆压梯度，容易出现大范围分离泡，如图20 ［82］、图21 ［83］和图22 ［18］所示。NASA［84］试验研究显示进气道弯曲会诱发横向压力梯度，使边界层低速流向内侧偏移，形成横向的二次流运动。S形弯道中，这种压力驱动的横向流动逐渐演变为一对沿流向延伸的对转涡对。弯道的曲率使高压流体绕过外侧、低能量流体被挤向内侧，下游就形成了2个相反旋转的涡核。S型进气道内普遍存在这种压力驱动的涡流。这些对转涡会卷吸边界层的低能量流体向管道中心迁移，从而在下游风扇接口平面（AIP面）产生低压区，破坏流场均匀性。此外，对于扁平S弯进气道，除主涡对外，矩形截面拐角处还可能出现角涡，进一步扰乱流场。大尺度二次流涡系是BLI进气道内流动的显著特征之一。这种涡系在无流动控制时通常难以自行衰减，会一直延伸至进气道出口截面，并成为畸变的主要来源之一。
图 20 典型BLI进气道总压剖面［82］

Fig.20 Total pressure profiles of a typical BLI inlet［82］

图 21 N2-B进气道剖面图［83］

Fig.21 Cross-sectional view of N2-B inlet［83］

图 22 典型BLI进气道（未流动控制）内部流动结构示意图［18］

Fig.22 Schematic of internal flow structure in a typical BLI inlet （without flow control） ［18］

2015年刘雷即设计一边界层吸入的半埋入式S弯进气道并对其内流特性开展数值研究［40］，不仅揭示了上述进气道出口对涡形成机制，还通过分析进气道对称面总压及沿程速度分布发现：在大量附面层吸入及沿程逆压梯度、横向压差的综合作用下，从入口截面开始，进气道底部出现明显的、沿流向渐厚且向截面中部挤压的低能流体区，并在第1弯稍后的位置出现流动分离至出口，出口截面低能流体区域面积约占流道面积的30%。Cranfield大学［85］的高速PIV测量结果显示机体边界层吸入后S弯进气道出口截面的湍流旋涡强度显著增加，二次流分离涡是诱因之一。Mårtensson［86］的研究表明：在某些情况下飞行马赫数、迎角、侧滑角等飞行姿态变化也会影响机体表面边界层的发展以及进入进气道的来流条件，从而改变畸变特性。小迎角可能对BLI畸变产生缓解作用，其机制是通过诱导更多来自自由流区域的高速气流进入进气口下部。该现象揭示进气口位置与飞行姿态之间的复杂干扰机制，需结合CFD分析与试验验证进行气动匹配优化。

4.2 出口畸变对风扇/压气机气动与结构响应的影响

BLI进气道出口畸变对下游风扇/压气机的气动性能和稳定裕度有直接影响，会降低其效率、增加叶片载荷波动并缩小稳定裕度［17］。非均匀来流会导致压气机各叶片工作状态不一致，局部区域可能远离设计最佳攻角，从而整体性能下降。Gladin等［87］的研究表明进气畸变可使风扇级效率下降约1%~3%，甚至整个发动机性能受损。BLI畸变在一定程度上抵消了BLI回收动能所带来的部分燃油效率收益，需要在总体设计中加以权衡。BLI畸变空间位置固定，而风扇/压气机则高速旋转，每个叶片会周期性经过畸变区，从而受到周期性变化的气动力。这种非定常载荷会引起叶片振动和高周疲劳（HCF）问题［88］。以NASA Rotor 67风扇模型为例，Ma等［81］的研究表明在典型BLI畸变条件下，其风扇效率下降约4.5%，总压比下降超过2.9%。这种性能退化主要源于叶片在周向不同区域经历不同的进口总压，导致叶片负荷不均，部分叶片可能偏离最佳工作点，从而降低风扇/压气机的效率和总压比。性能下降的幅度因畸变类型、严重程度以及风扇设计而有所不同。Mårtensson和Rasimarzabadi［89］的研究也指出风扇效率会因周向畸变而降低。更为关键的是畸变对压气机稳定性的影响。非均匀来流使得压气机局部区域更接近失速工况。当低压畸变区经过某些叶片时，它们所工作的气流接近失速边界，而同时其他叶片可能仍运行在稳态裕度内。随着畸变强度增加，可能出现个别叶片首先失速并形成失速单元。这些失速单元可能随转子旋转发展为旋转失速，威胁整个压气机的稳定。特别是当畸变导致叶尖区域出现径向总压亏损时（即叶尖径向畸变），会明显缩小风扇/压气机的稳定工作范围，对失速裕度产生严重不利影响。在畸变强度较高时，部分叶片可能提前进入失速，诱发全级喘振［90］。Hu等［91］的研究表明当入口设置有环向畸变时，失速扰动发展成旋转失速的过程明显比均匀来流更快。
需要指出的是——尽管BLI畸变不可避免，但轻度的BLI畸变并非不可接受，Perovic等［92］的研究报告显示通过优化设计，压气机可以在一定程度上容忍畸变而不发生失稳，但在厚边界层吸入时需考虑主动/被动流动控制来确保发动机稳定。
综上，现有工作已较系统地揭示出BLI进气道内部流动与出口畸变的主导机理：在厚边界层和S形弯曲扩压的共同作用下，内壁逆压梯度诱导的大尺度分离泡、弯道压力梯度驱动的对转二次流以及底部低能量核心区，共同塑造了AIP平面上强烈的总压亏损和显著的周向/径向旋流结构，其强度与位置对入口边界层参数、几何偏距、飞行马赫数及姿态高度敏感，因而使畸变具有明显的三维性和非定常性。在此基础上畸变一方面通过使叶片在周向上周期性跨越高/低压区导致负荷分布不均与效率下降，另一方面通过在叶尖、盘根等敏感区域引入局部高负荷或接近失速的工作状态，显著压缩稳定裕度并放大旋转失速与喘振风险，同时增加叶片气动力波动和高周疲劳隐患。

5 边界层吸入式进气道内流控制

研究人员积极探索并发展了多种流动控制技术，旨在改善进气道出口气流品质，优化下游风扇进口条件，从而充分发挥BLI的潜在效益。这些技术可大致分为被动流动控制、主动流动控制以及两者的组合。表2 ［18，93-99］简要总结了近年来公开发表的流动控制技术及其控制效果。
表2 BLI进气道流动控制方法

Table 2 Flow control methods for BLI inlets

研究者 控制方法 畸变指数改善效果 总压恢复影响
Owens等［93］ 涡流发生器（VG阵列） DPCP畸变降低约80% 降低约0.5%
Küçük等［94］ 涡流发生器（VG优化） 畸变降低约80% 降低0.35%
Yi等［95］ 涡流发生器 DC60畸变降低>50% 基本不变
Scribben等［96］ 主动连续微射流 周向畸变降低约70% 提高约2%
Allan等［97］ 射流+涡流发生器 畸变降低>50% 基本不变
Anderson等［98］ 射流+涡流发生器 畸变降低 基本不变
Gissen等［99］ 合成射流+涡流发生器 周向畸变降低约35% 降低<1%
Liu等［18］ 吸气控制+扰流片 DC60降低约93% 提高约0.52%

注：VG—Vortex Generator； DPCP—Circumferential Pressure Distortion。

5.1 被动流动控制

被动控制主要通过在进气道内添加固定装置或优化几何设计来改善流场，无需额外能量输入，在设计工况下通常损失较小的总压恢复。常见且比较成熟的被动控制手段即涡流发生器。其原理是在近壁区产生沿流向的涡对，将主流高动量流体卷入边界层，从而增加近壁边界层内低能流体的能量，延迟流动分离，并削弱二次流和出口畸变。VG类型包括微型VG、传统叶片式VG、导流片以及在进气道唇口设置的类似棱边的突起或脊条等。大量研究表明在BLI进气道内加装涡流发生器能够显著降低发动机面总压畸变，而对总压恢复的负面影响很小（如图23 ［93］、图24 ［93］所示）。Küçük等［94］针对某半埋入式BLI进气道的被动控制数值模拟结果显示优化布置的微小翼可使进气道出口总压畸变下降近80%，而总压恢复仅降低约0.35%。NASA兰利研究中心［93］在小尺度风洞试验中通过在BLI进气道内壁布置矩形微小翼阵列，将发动机面平均畸变降低约80%，而总压恢复几乎保持不变（仅微降约0.5%）。Jiang等［100］针对某S弯进气道的试验研究表明：弯道内壁安装微型VGs可使进气道出口畸变指数降低约40%，而总压恢复仅轻微下降。Yi等［95］通过参数优化设计了双弯道进气道内的微小翼，实测结果表明DC60畸变指数降低了一半以上，而总压恢复系数几乎不受影响。由此可见，涡流发生器能在扩压道内部产生有利的纵向涡，以调控壁面附近的低能量流体，进而显著改善BLI进气道的出口流场品质。
图 23 VG对畸变的抑制效果［93］

Fig.23 Suppression effect of VG on distortion［93］

图 24 VG对总压恢复的影响［93］

Fig.24 Effect of VG on total pressure recovery［93］

虽然被动控制结构简单且在典型状态控制效果显著，但该类控制类似于“开环控制”，当进气道工作状态发生变化时，被动激励装置无法根据实际情况调节激励参数，在部分非设计工况甚至可导致进气系统性能显著下降。特别是叶片式涡流发生器，其外凸的叶片对机务维护非常不利，且在外物撞击下还可能脱落或形成碎片，给发动机的工作安全带来危害［101］。

5.2 主动流动控制

主动控制则主要依靠额外能量输入对流场施加有针对性的扰动，以抑制分离、降低畸变。与被动控制相比，主动控制类似于“闭环控制”，能在需要的时间和位置出现［102］，更具灵活性，控制效能在不同工况下也更稳定。因此，主动控制被国内外学者及工程技术人员广泛应用于包含BLI进气道在内的各类进气道内流控制研究之中，并发展出各种主动流动控制技术。常见的主动流动控制主要包括边界层抽吸、微射流（稳定射流、合成射流、扫掠射流）、等离子体激励等。

5.2.1 抽吸/排气系统

边界层抽吸（Bleed）通过在进气道壁面开孔/缝，利用压差或外加动力抽吸近壁低动量流体（如图25 ［103-104］所示），可减薄进入进气道的附面层厚度、改善主流品质。2015年刘雷［40］针对δ/h=20%的BLI进气道开展抽吸控制研究，结果表明喉部附近是最优抽吸位置：一方面可使下游较大范围流场受益，另一方面靠近第一弯，有利于抑制“对涡”形成和分离发展。该位置150°吸气角、2%吸气比吸气为最佳吸气方案。按该方案吸气控制时总压恢复系数相对原型增加0.37%，周向总压畸变和旋流畸变分别下降21.10%和51.76%。分离强度明显减弱但未完全消失。吸气控制装置安装角的选择比吹气时更为关键，需综合考虑附面层内流体运动方向、附面层厚度以及主流运动方向。Owens等［97］的试验也表明抽吸约进气道流量1.5%可使畸变指标降低超过一半。进一步验证了抽吸控制在改善BLI进气道出口气流品质方面的有效性。
图 25 微量吸气控制［103-104］

Fig.25 Micro-suction flow control［103-104］

5.2.2 微射流

与边界层抽吸“直接消除低能流体”的思路不同，微射流控制的思路则是“帮扶低能流体”，实现帮扶的思路通常有2种。一是直接往BLI进气道内边界层注入微量高能流体，补充能量以提高其克服逆压梯度的能力，进而减弱甚至消除流动分离；二是在特定的位置以一定的角度注入，诱导产生旋涡，在实现进气道内原有主流与边界层内低能流体掺混的同时亦实现小量的能量补充。相比吸气控制，微射流/吹气控制的效果相对更加突出，为此国内外诸多学者对其开展了大量研究，发展出了稳定射流、扫掠射流、合成射流等多种射流方式。
其中，稳定射流（见图26 ［105-106］）相对较为传统，陈健华［35］、刘雷等［107］先后设计一边界层吸入式进气道，并在分析其内流特性的基础上对其开展了稳定射流控制，详细分析射流角度、位置、射流量、射流孔间距等关键参数对控制效果的影响。结果显示吹气量变化对总压恢复、周向总压畸变以及旋流畸变三者的影响趋势不同，吹气量越大进气道总压恢复及出口周向总压畸变改善越明显，而旋流畸变随吹气量的增加先快速下降，随后变缓，甚至在某些方案下出现增加的趋势，出现这种现象主要是由于吹气量增加到一定程度后，吹出的气流与进气道内主流发生了掺混；为此，吹气角度并非越大越好，需尽量满足吹气角度较小，保证吹出的气流始终位于附面层内，避免与主流掺混而造成损失；气流分离点之前（唇口、喉部、第1弯）吹气时分离起始位置后移且吹气量越大，后移幅度越大，直至最终分离现象消失。分离区域内吹气则在分离点与吹气点之间出现小范围气流分离，吹气点之后分离气流重新附着；吹气量方面，所研究方案中效果最好的吹气量约占进气道主流流量的1.5%。Scribben等［96］在一款蛇形进气道（模拟BLI工况）内沿弯曲内壁喷入约1%流量的微射流，结果其出口周向总压畸变下降约70%而总压恢复略有提升（增幅约2%）。
图 26 稳定微射流［105-106］

Fig.26 Steady micro-jets［105-106］

为了减少射流所需的高压用气量，Harrison等［103， 108］提出了一种基于引射泵原理的吸气-射流组合流动控制技术（见图27 ［103，109］），并将其用于控制某边界层吸入的S弯进气道内部旋流。研究发现消耗相当于主流流量1%的高压空气（引自高压压气机）可以使进气道出口截面的畸变指数下降75%。但同时会在出口截面上形成大尺度的整体旋涡，这对发动机稳定工作非常不利［101］。相比于连续射流，脉冲射流的工作效率更高［110］，可在更少的流量消耗情况下达到相同的控制效果。NASA兰利实验中心Gorton等［106］采用脉冲射流（见图28）对某边界层吸入的S弯进气道进行了内流控制试验研究，结果表明仅需相当于0.4%主流流量的脉冲射流流量即可将畸变指数DC60降低到0.1以下，降低幅度达65%以上；当增加至0.55%的主流流量时，DC60降低幅度最大，达84%。因此，相较于常规连续射流，非稳定射流具有更大的湍流强度，可在更少的流量消耗情况下达到相同的控制效果。
图 27 基于引射泵原理的吸气-射流组合流动控制技术［103，109］

Fig.27 Combined suction-jet flow control technology based on ejector pump principle［103，109］

图 28 脉冲射流激励器［106］

Fig.28 Pulsed jet actuator［106］

长期应用于机翼等外流流场控制的交替脉冲射流——流体振荡器（图29 ［111］），显著区别于传统脉冲射流。它既会产生“吹气时注入高动量，抽吸时吸出低能量”的直接效应，也会产生“射流诱导流向涡实现掺混、延缓/抑制分离”的二次效应［112］。2016年北京航空航天大学孟腾等［112］基于该技术开展了某沿程为矩形截面的S弯进气道内流控制研究，结果表明当射流频率为554 Hz、角度为45°、射流量为0.293%的主流流量时进气道总压恢复系数增加0.403%，总压畸变指数和分离区长度分别减少6.96%和8.07%。Vukasinovic等［113］开展了类似研究，结果表明一个周期内约0.25%主流流量的射流就可降低进气道畸变指数68%。波音公司Lakebrink和Mani［111］的研究也力证了这种流动控制方法的有效性。显然，这种能以被动控制结构形式实现非稳态主动激励控制收益［114］的激励器，对于S弯进气道内流控制表现出了潜力。但是该激励器仍需要高压气源。而铺设引气装置往往并非易事，甚至从整个系统能量的角度而言，付出的代价极有可能大于引气激励获得的收益。
图 29 基于流体振荡器气动激励前后超紧凑蛇形进气道对称面瞬时马赫数分布［111］

Fig.29 Instantaneous Mach number distributions on symmetry plane of an ultra-compact serpentine inlet before and after fluidic oscillator actuation［111］

为此，寻求无外加质量源的流动激励器显得非常必要。于是合成射流技术（图30 ［115-116］）脱颖而出。它可在无质量输出的前提下通过腔体内膜片的周期性振动输出动量，交替地从周围流场中吸入和喷出流体，向边界层输运能量，从而控制流动分离和改善流动特性，又被称为零质量射流技术。北京航空航天大学王晋军和陈占军［115］首次将该技术引入到S弯进气道内流控制之中，结果表明在展向不同位置施加合成射流，可通过改善展向不同区域流动分离，促生不同旋转方向的流向旋流。这些流向旋流和二次流相互作用可降低二次流强度，进而提高进气道总压恢复系数。然而，受当时试验条件和激励器水平限制，该研究中未开展试验，仿真分析中合成射流的峰值速度也偏低，最大平均射流速度为39.8 m/s。南京航空航天大学李斌斌等［117］基于斜出口合成射流激励器开展了S进气道内流控制试验研究。结果表明共振频率下，当来流速度V=80 m/s时出口总压恢复系数增加约0.37%，而所耗合成射流量仅为主流的0.24%。航空工业空气动力研究院牛中国等［118］也采用零质量射流对某大S弯进气道进行了流动控制研究，结果表明进气道流量系数等于0.9时施加控制可使其总压恢复系数提高约1.32%。对比上述研究发现：当主流速度较低时较低的射流速度即可获得较好的收益，而当主流速度较高时控制效果相对较弱。Amitay等［119］的试验发现，在非BLI蛇形管中，合成射流可在来流马赫数0.2条件下完全附着原本分离的流动。
图 30 基于合成射流的某S形进气道内流控制装置示意图［115-116］

Fig.30 Schematic of internal flow control setup for an S-duct inlet based on synthetic jets［115-116］

Grossman等［120］2003年首次提出的等离子体合成射流技术，因可达到更高的射流速度（接近600 m/s），从而展现出更大的优势。国内国防科技大学罗振兵［121］、空军工程大学吴云［122］等团队针对此技术深耕多年，发展出了多种先进的等离子体合成射流激励器。厦门大学林麒等［116］基于等离子体合成射流激励器针对某S弯进气道开展了内流控制研究，结果表明流动控制后进气道出口总压恢复大幅提高，内部流动分离得到有效抑制。但试验中风洞风速为25 m/s，仍无法证实等离子体合成射流可以高效抑制高速内流边界层分离。实际上，接近600 m/s的射流速度只是一个瞬时峰值，一个周期内高速射流的占空比相对较低。此外，激励器内部物理场变化如火花放电过程中激励器内部温度的升高，会使其持续放电存在困难。

5.2.3 等离子体激励器

等离子体激励器（见图31 ［123］）通过在电极间施加高压产生低温等离子体，从而在近壁区气流中施加体积力或局部热作用，以操纵边界层、抑制流动分离或减小阻力。等离子体激励具有结构简单、响应快速、无机械部件等优点。然而，其在飞行雷诺数条件下的控制效果、能量消耗、耐久性，以及与BLI进气道复杂流动的耦合机制仍需深入研究。目前已有少量尝试将等离子体激励用于进气道流动控制。例如，研究者在S弯进气道内安装栅极式等离子放电装置，初步结果显示一定频率和电压下可推迟内壁分离发生并降低出口畸变，但效率与可靠性仍待提高［124］。杨晖等［125］应用介质阻挡放电等离子体技术对某S弯进气道实施的流动控制数值研究也给出了类似的结论。其对总压恢复系数、畸变指数的改善幅度分别在1%和10%以下。
图 31 基于等离子激励的某S形进气道内流控制装置示意图［123］

Fig.31 Schematic of internal flow control setup for an S-duct inlet based on plasma actuation ［123］

5.3 组合流动控制

组合控制则是由2种或2种以上流动控制技术组合形成的流动控制手段。对于进气道复杂内流控制，被动控制和主动控制各有优势，各种具体的流动控制手段也各有特点。相关研究显示在设计工况范围内涡流发生器对进气道总压恢复的控制效果要比非定常射流、稳态射流控制对应的效果好，而对于进气道出口畸变而言，其控制效果则比后两者差。类似的研究无悬念地促使研究者将2种或多种流动控制手段组合，以期实现优势互补，达到控制效果的最佳化。事实上，在2009年AIAA会议中Anderson［126］就曾明确指出NASA格伦研究中心率先开展了组合流动控制研究，并提出了第1代组合流动控制系统，由微型叶片与位于微型叶片下游的微射流一起构成。该组合控制在满足设计压力恢复和畸变目标的前提下，需要引用1%~2%的发动机气流进行微射流控制。不足之处是从发动机引气过多，微型叶片使用寿命短且易损坏。为此，为了应对S弯和蛇形进气道内复杂流动，格伦研究中心团队的学者对第1代组合控制系统进行了改进，使用了强度更高、寿命更长的楔形涡流发生器作为被动控制装置，如图32 ［126］所示。通过向涡流发生器产生的旋涡中注入少量高压气流实现主被动组合流动控制。其中，射流出的高压气流一方面增加壁面边界层动能，另一方面与涡流发生器产生的旋涡相互作用，增强高能流体与低能流体之间的掺混，使得出口压力的分布更加均匀。改进后的组合流动控制激励器所需的引气量降低至第1代的10%，有效削弱了常规射流的大引气量对发动机的不利影响，并且能控制的工况范围更大，填补了涡流发生器可控范围小的不足。
图 32 Anderson所开展组合流动控制研究［126］

Fig.32 Combined flow control investigation by Anderson ［126］

2014年佐治亚理工Gissen等［99］在风洞（见图33）中采用合成射流+微小翼的混合方案（见图34和图35），对模拟BLI的偏置扩压器流场进行了控制。结果表明，合成射流阵列配合被动微小翼可减少约35%的周向畸变。尽管畸变降低幅度相对于连续喷流略小，但该方案对总压恢复几乎没有不利影响——试验中各工况总压恢复下降均不足1%［99］。考虑到对于内流边界层来说，吸气和吹气控制组合起来刚好“神似”零质量，刘雷等曾采用吹-吸组合手段针对某边界层大量吸入的S弯进气道开展了流动控制研究［127］，结果表明吹-吸气组合控制的收益显著高于单一吹（吸）气控制效果，能够彻底消除流动分离，显著降低进气道出口畸变。2022年迈阿密大学Zha和Xu［128］也采用联合射流方式对某S弯进气道开展了吹-吸组合流动控制研究，同样呈现出了“1+1>2”的显著控制效果。但上述2项研究都只是基于CFD数值模拟的理论研究，且模拟过程中都未涉及实现“吹-吸气质量源需求平衡，系统零质量”的关键装置。
图 33 偏移扩散器原理图［99］

Fig.33 Schematic of offset diffuser［99］

图 34 试验设计原理图［99］

Fig.34 Schematic of experimental design ［99］

图 35 合成射流AIP面时均总压等值线图［99］

Fig.35 Time-averaged total pressure contours at AIP with synthetic jets［99］

2019年Burrows等［129］基于微型凹陷-流体振荡器阵列对某BLI进气道复杂内流进行了组合流动控制研究（图36），结果显示该组合流动控制技术不仅可以高效抑制进气道内流动分离，还可以高效调控进气道内复杂二次流。当进气道出口马赫数Ma AIP=0.7时，不大于0.7%的振荡射流流量与进气道主流流量比值（Cq ）即可实现进气道出口畸变指数降低80%。
图 36 基于微型凹陷-流体振荡器阵列的BLI进气道内流控制［129］

Fig.36 Internal flow control of a BLI inlet based on a micro-dimple and fluidic oscillator array［129］

综上，通过对近几十年针对常规S弯进气道与BLI进气道流动控制研究统计可以看出，BLI进气道内流控制研究所采用的流动控制技术大多延续了传统S形进气道内流控制所采用的技术，并未对其发展针对性的流动控制手段。从公开发表的文献数量来看，采用被动流动控制的研究相对较少，主动控制相对最多，且近年来发展出了多种先进主动流动控制手段：边界层抽吸、微射流/吹气等，并分析不同控制策略在减弱附面层分离、缓解“对涡”结构、降低总压与旋流畸变方面的优劣特点，指出抽吸类方法通过直接移除近壁低能流体，可显著改善出口畸变，但存在流量损失和系统复杂度增加等代价；而微射流/吹气则通过补能与诱导涡结构“帮扶”低能流体，在抑制分离和均匀化流场方面表现更为主动有效，但对能量消耗与布置空间提出了新的约束。组合流动控制效果并非单独流动控制技术的简单叠加，常表现出显著“1+1>2”的控制效果，具有广泛的应用前景。因此，引起国内外学者和工程技术人员的广泛关注。

6 总结与展望

当前边界层吸入式推进技术展现出了可观的节能、减排、降噪潜力。作为其核心组成部分的边界层吸入式进气道受到国内外学者及工程技术人员的广泛关注，其最显著的标签为强融合和强耦合——结构上与机体强融合，气动上与上游机体、下游风扇/压气机强耦合。历经半个多世纪的发展，BLI进气道技术背后BLI推进技术收益原理，BLI进气道设计与研究方法、内流机理与控制方面都取得了显著进展。但将BLI进气道技术从概念推向成熟的工程应用，仍面临一系列关键技术挑战。
1） 在气动布局方面需实现BLI效益在全机层面最大化且兼顾稳定性和可控性。
2） 在内部流动机理方面，边界层吸入导致的BLI进气道内复杂三维分离流、二次流和湍流畸变尚未被完全理解，特别是畸变的非定常演化规律及其对风扇的瞬态影响需要更深入的研究，这使得改进畸变预测模型、发展更科学畸变度量方法非常必要。
3） 在仿真与试验技术方面，当前的RANS等稳态仿真方法对BLI进气道内沿程畸变发展与迁移的捕捉精度有限；DES/LES等非常规仿真虽有所提高但计算开销巨大，亟需发展更高效的混合求解策略和湍流模型；试验上则需要结合更加先进的测量技术（如时间分辨PIV、压力敏感涂料等）获取BLI内部流场的详尽数据，用于丰富流动机理认知并验证数值工具。
4） 在流动控制与优化方面，尽管多种主被动控制手段已证明可不同程度改善BLI进气道气动性能，但实际工程应用中还需考虑控制效果的稳定性、系统复杂性和能量代价，未来应加强对多种控制方法的集成与优化，甚至结合智能控制策略以适应不同飞行状态的需求；与此同时，得益于优化算法与人工智能技术的快速发展，气动型面优化再次成为研究热点，相关成果进一步凸显了该方向的巨大潜力。
为充分发挥“强融合”实现边界层吸入而带来的利好，同时有效抑制“强耦合”导致的上下游部件“边界层吸入”应激症，未来BLI进气道技术的研究将继续围绕以下3个方向：
1） 在理清边界层吸入式推进收益原理、影响因素的基础上，发展BLI进气道与飞行器的高效融合设计方法。
2） 在借助高精度数值仿真方法与先进测量技术揭示BLI进气道复杂内流特性的基础上，应进一步发展优化设计手段与先进可靠的流动控制技术，以期最终改善并提高其出口气流品质。
3） 将BLI进气道上下游部件纳入其研究范畴开展一体化或子系统级别的研究，在揭示彼此间动态耦合机制的基础上发展抗畸变风扇等技术，以提高相邻部件对BLI进气道所输出不利因素的耐受度。

本研究工作得到南京航空航天大学高性能计算平台支持，在此表示感谢。

References

Publishing order | Descend order by publishing year | Descend order by cited within
[1]
SZODRUCH J. Innovation for sustainable aviation in a global environment： Proceedings of the Sixth European Aeronautics Days［M］. Lansdale： IOS Press； 2012.

[2]
European Environment Agency， EASA， EUROCONTROL. European aviation environmental report 2016［R］. 2016.

[3]
SUDER K， DELAAT J， HUGHES C， et al. NASA environmentally responsible aviation project’s propulsion technology phase I overview and highlights of accomplishments［C］∥51st AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston： AIAA， 2013.

[4]
SUDER K. Overview of the NASA environmentally responsible aviation project’s propulsion technology portfolio［C］∥48th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Reston： AIAA， 2012.

[5]
MOIROU N G M， SANDERS D S， LASKARIDIS P. Advancements and prospects of boundary layer ingestion propulsion concepts［J］. Progress in Aerospace Sciences， 2023， 138： 100897.

[6]
HALL C A， CRICHTON D. Engine design studies for a silent aircraft［J］. Journal of Turbomachinery， 2007， 129（3）： 479-487.

[7]
FLOREA R V， MATALANIS C， HARDIN L W， et al. Parametric analysis and design for embedded engine inlets［J］. Journal of Propulsion and Power， 2015， 31（3）： 843-850.

[8]
HALL D K， HUANG A C， URANGA A， et al. Boundary layer ingestion propulsion benefit for transport aircraft［J］. Journal of Propulsion and Power， 2017， 33（5）： 1118-1129.

[9]
LIEBECK R H. Design of the blended wing body subsonic transport［J］. Journal of Aircraft， 2004， 41（1）： 10-25.

[10]
SMITH A M O， ROBERTS H E. The jet airplane utilizing boundary layer air for propulsion［J］. Journal of the Aeronautical Sciences， 1947， 14（2）： 97-109.

[11]
THURSTON S， EVANBAR M S. Efficiency of a propulsor on a body of revolution-inducting boundary-layer fluid［J］. Journal of Aircraft， 1966， 3（3）： 270-277.

[12]
WISLICENUS G F. Hydrodynamics and propulsion of submerged bodies［J］. ARS Journal， 1960， 30（12）： 1140-1148.

[13]
BRANDAU J H. Performance of waterjet propulsion systems-a review of the state-of-the-art［J］. Journal of Hydronautics， 1968， 2（2）： 61-73.

[14]
LYNCH F. A theoretical investigation of the effect of ingesting airframe boundary layer air on turbofan engine fuel consumption： SM-23981［R］. Santa Monica： Douglas Aircraft Company， 1960.

[15]
DOUGLASS W M. Propulsive efficiency with boundary layer ingestion： MDC-J0783［R］. Long Beach： Douglas Aircraft Company， 1970.

[16]
SMITH L H. Wake ingestion propulsion benefit［J］. Journal of Propulsion and Power， 1993， 9（1）： 74-82.

[17]
BERRIER B L， MOREHOUSE M B. Evaluation of flush-mounted， s-duct inlets with large amounts of boundary layer ingestion： NASA-TP-2003-212170［R］. Hampton： NASA Langley Research Center， 2003.

[18]
LIU L， LI G Z， WANG B， et al. Suction control of a boundary layer ingestion inlet［J］. Aerospace， 2023， 10（12）： 989.

[19]
魏巍， 任思源， 达兴亚. 边界层吸入对方转圆进气道、风扇耦合影响［J］. 航空动力学报， 2020， 35（9）： 1943-1953.

WEI W， REN S Y， DA X Y. Coupling effect of boundary layer ingestion on rectangular-to-circular intake and fan［J］. Journal of Aerospace Power， 2020， 35（9）： 1943-1953 （in Chinese）.

[20]
PLAS A， CRICHTON D， SARGEANT M， et al. Performance of a boundary layer ingesting （BLI） propulsion system［C］∥45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reston： AIAA， 2007.

[21]
CELESTINA M L， LONG-DAVIS M J. Large-scale boundary layer ingesting propulsor research［C］∥AIAA Propulsion and Energy 2019 Forum. Reston： AIAA， 2019.

[22]
FELDER J L， TONG M T， SCHNULO S L， et al. Updated assessment of turboelectric boundary layer ingestion propulsion applied to single-aisle commercial transport［R］. Cleveland： NASA Glenn Research Center， 2022.

[23]
BLUMENTHAL B T， ELMILIGUI A A， GEISELHART K A， et al. Computational investigation of a boundary-layer ingesting propulsion system for the common research model［J］. Journal of Aircraft， 2019， 55（3）： 1141-1153.

[24]
DIAMANTIDOU D E， HOSAIN M L， KYPRIANIDIS K G， et al. Recent advances in boundary layer ingestion technology of evolving powertrain systems［J］. Sustainability， 2022， 14（3）： 1731.

[25]
达兴亚， 范召林， 熊能， 等. 分布式边界层吸入推进系统的建模与分析［J］. 航空学报， 2018， 39（7）： 122048.

DA X Y， FAN Z L， XIONG N， et al. Modeling and analysis of distributed boundary layer ingesting propulsion system［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2018， 39（7）： 122048 （in Chinese）.

[26]
汪昆. 狭缝式边界层吸入进气道的流动机理与畸变抑制研究［D］. 南京： 南京航空航天大学， 2024.

WANG K. Research on flow mechanism and distortion suppression of slot-shaped boundary layer ingesting inlet ［D］. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2024 （in Chinese）.

[27]
陈逖， 邱名， 江雄. 边界层吸入式推进系统研究进展［C］∥第三届中国航空科学技术大会. 北京： 中国航空学会，2017： 27-37.

CHEN T， QIU M， JIANG X. Progress in boundary layer ingesting propulsion system research［C］∥The 3rd China Aeronautical Science and Technology Conference. Beijing： Chinese Society of Aeronautics and Astronautics， 2017： 27-37 （in Chinese）.

[28]
WELSTEAD J， FELDER J L. Conceptual design of a single-aisle turboelectric commercial transport with fuselage boundary layer ingestion［C］∥54th AIAA Aerospace Sciences Meeting. Reston： AIAA， 2016.

[29]
YILDIRIM A， GRAY J S， MADER C A， et al. Performance analysis of optimized STARC-ABL designs across the entire mission profile［C］∥AIAA SCITECH 2021 Forum. Reston： AIAA， 2021.

[30]
MELLER F， KOCVARA F. Specification of propulsive fuselage aircraft layout and design features： D1.02［R］. Brussels： European Commission， 2018.

[31]
CLARK I A， THOMAS R H， GUO Y P. Aircraft system noise of the NASA D8 subsonic transport concept［C］∥AIAA Aviation 2021 Forum. Reston： AIAA， 2021.

[32]
ONERA. NOVA-NextGen ONERA versatile aircraft： Aircraft configuration image ［EB/OL］. （2016-09-15） ［2025-12-16］.

[33]
FELDER J L， KIM H D， BROWN G V. Turboelectric distributed propulsion engine cycle analysis for hybrid-wing-body aircraft［C］∥47th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston： AIAA， 2009.

[34]
BERRIER B L， CARTER M B， BRIAN G A. High Reynolds number investigation of a flush-mounted， s-duct inlet with large amounts of boundary layer ingestion： NASA/TP-2005-213766［R］. Hampton： NASA Langley Research Center， 2005.

[35]
陈健华. 附面层吸入式进气道主动流动控制研究［D］. 哈尔滨： 哈尔滨工业大学， 2009.

CHEN J H. Investigation of active flow control in a boundary layer ingesting offset inlet［D］. Harbin： Harbin Institute of Technology， 2009 （in Chinese）.

[36]
LEE C， BOEDICKER C. Subsonic diffuser design and performance for advanced fighter aircraft［C］∥Aircraft Design Systems and Operations Meeting. Reston： AIAA， 1985.

[37]
CHIANG C， KOO D， ZINGG D W. Aerodynamic shape optimization of an S-duct intake for a boundary-layer ingesting engine［J］. Journal of Aircraft， 2022， 59（3）： 725-741.

[38]
罗钜， 刘辉， 高雁飞， 等. 边界层吸入式电动涵道风扇设计研究［J］. 航空动力， 2023（4）： 39-41.

LUO J， LIU H， GAO Y F， et al. Electric ducted fan design based on boundary layer ingestion［J］. Aerospace Power， 2023（4）： 39-41 （in Chinese）.

[39]
MCDILL P L. An experimental evaluation of S-duct inlet-diffuser configurations for turboprop offset gear box applications： NASA-CR-179454［R］. Washington， D.C.： NASA， 1986.

[40]
刘雷. S弯进气道出口畸变控制及其对跨声速风扇流场影响研究［D］. 哈尔滨： 哈尔滨工业大学， 2015.

LIU L. Investigation of S-shaped inlet distortion control and its impact on the flow field of the rear transonic fan-stage［D］. Harbin： Harbin Institute of Technology， 2015 （in Chinese）.

[41]
周慧晨， 谭慧俊， 李湘萍. 复杂变截面进气道的一种设计方法［J］. 航空动力学报， 2009， 24（6）： 1357-1363.

ZHOU H C， TAN H J， LI X P. Unique design method of subsonic inlet with complex cross-sectional shape［J］. Journal of Aerospace Power， 2009， 24（6）： 1357-1363 （in Chinese）.

[42]
LI Z P， ZHANG Y F， PAN T Y， et al. Study on the aerodynamic performance of boundary-layer-ingesting inlet with various geometries［J］. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers， Part G： Journal of Aerospace Engineering， 2022， 236（1）： 60-71.

[43]
SAMUELSSON S. Conceptual design of propulsion systems for boundary layer ingestion［D］. Gothenburg： Chalmers University of Technology， 2019.

[44]
LEE B J， LIOU M S， KIM C. Optimizing a boundary-layer-ingestion offset inlet by discrete adjoint approach［J］. AIAA Journal， 2010， 48（9）： 2008-2016.

[45]
KIM H， LIOU M S. Shape design optimization of embedded engine inlets for N2B hybrid wing-body configuration［J］. Aerospace Science and Technology， 2013， 30（1）： 128-149.

[46]
GAGNON H， ZINGG D W. Two-level free-form and axial deformation for exploratory aerodynamic shape optimization［J］. AIAA Journal， 2015， 53（7）： 2015-2026.

[47]
KOO D， ZINGG D W， CHISHTY W A， et al. Optimizing intakes for embedded engines［C］∥24th International Symposium on Air Breathing Engines， 2019.

[48]
CLARK C E， RASIMARZABADI F， ELLA H A EL， et al. S-duct with boundary layer ingestion： Geometry optimization and validation［C］∥AIAA SCITECH 2024 Forum. Reston： AIAA， 2024.

[49]
KENWAY G K， KIRIS C C. Aerodynamic shape optimization of the STARC-ABL concept for minimal inlet distortion［C］∥2018 AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures， Structural Dynamics， and Materials Conference. Reston： AIAA， 2018.

[50]
KUCUK U C， TUNCER I H. Adjoint based shape optimization of an S-shaped duct with SU2［C］∥AIAA SCITECH 2022 Forum. Reston： AIAA， 2022.

[51]
KAMAT V， RAO V， XU M， et al. Flow distortion based S-duct optimization using adjoint methodology［C］∥AIAA Aviation 2020 Forum. Reston： AIAA， 2020.

[52]
于广元. 基于自由变形技术的伴随方法优化设计大曲率扩压通道［D］. 南京： 南京航空航天大学， 2014.

YU G Y. Optimization design of large curvature diffusing duct based on adjoint method and free form deformation technique［D］. Nanjing： Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2014 （in Chinese）.

[53]
LEE B J， KIM C. Automated design methodology of turbulent internal flow using discrete adjoint formulation［J］. Aerospace Science and Technology， 2007， 11（2-3）： 163-173.

[54]
唐静， 贾洪印， 李彬， 等. DSI进气道鼓包外形优化［J］. 西北工业大学学报， 2017， 35（S1）： 77-81.

TANG J， JIA H Y， LI B， et al. Bump shape optimization for DSI inlet［J］. Journal of Northwestern Polytechnical University， 2017， 35（S1）： 77-81 （in Chinese）.

[55]
曾丽芳， 胡建新， 潘定一， 等. 亚声速无人机S弯进气道的多点多目标优化设计［J］. 推进技术， 2021， 42（3）： 495-504.

ZENG L F， HU J X， PAN D Y， et al. Multi-points and multi-objective optimization design of subsonic UAV S-shaped inlet［J］. Journal of Propulsion Technology， 2021， 42（3）： 495-504 （in Chinese）.

[56]
张乐， 周洲， 许晓平. 飞翼布局无人机保形非对称S弯进气道设计及优化［J］. 航空动力学报， 2016， 31（11）： 2682-2690.

ZHANG L， ZHOU Z， XU X P. Conformal asymmetry S-shaped inlet design and optimization of flying wing unmanned aerial vehicle［J］. Journal of Aerospace Power， 2016， 31（11）： 2682-2690 （in Chinese）.

[57]
CHIEREGHIN N， GUGLIELMI L， SAVILL A M， et al. Shape optimization of a curved duct with free form deformations［C］∥23rd AIAA Computational Fluid Dynamics Conference. Reston： AIAA， 2017.

[58]
ARANAKE A， LEE J G， KNIGHT D， et al. Automated design optimization of a three-dimensional subsonic diffuser［J］. Journal of Propulsion and Power， 2011， 27（4）： 838-846.

[59]
HE Y B， YANG Q Z， SHI Y Q， et al. Multi-objective optimization design of S-shaped inlet with internal bump［J］. Aerospace Science and Technology， 2022， 130： 107901.

[60]
RODRIGUEZ D. A multidisciplinary optimization method for designing boundary layer ingesting inlets［C］∥9th AIAA/ISSMO Symposium on Multidisciplinary Analysis and Optimization. Reston： AIAA， 2002.

[61]
RODRIGUEZ D， KROO I. A 2D multidisciplinary design method for boundary layer ingesting inlets［C］∥37th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reston： AIAA， 1999.

[62]
FLOREA R， REBA R， VANSLOOTEN P， et al. Preliminary design for embedded engine systems［C］∥47th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston： AIAA， 2009.

[63]
SEDERBERG T W， PARRY S R. Free-form deformation of solid geometric models［C］∥Proceedings of the 13th Annual Conference on Computer Graphics and Interactive Techniques. New York： ACM， 1986.

[64]
FLOREA R V， VOYTOVYCH D， TILLMAN G， et al. Aerodynamic analysis of a boundary-layer-ingesting distortion-tolerant fan［C］∥ASME Turbo Expo 2013： Turbine Technical Conference and Exposition. New York： ASME， 2013.

[65]
WOLTER J D， AREND D J， HIRT S M， et al. Development of a rotating rake array for boundary-layer-ingesting fan-stage measurements［C］∥53rd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Reston： AIAA， 2017.

[66]
MAGRINI A， ALLEGRETTA E， BATTISTON A， et al. Development and test of AFT-fuselage BLI propulsor experiment［J］. AIAA Journal， 2025， 63（5）： 1940-1957.

[67]
BABCOCK D A， NETO L T， DAVIS Z S. Summary of the 4thpropulsion aerodynamics workshop： S-duct results［C］∥AIAA Propulsion and Energy 2019 Forum. Reston： AIAA， 2019.

[68]
DORGAN A J， WINKLER C M. BCFD analysis for the 1st AIAA propulsion workshop： S-duct results［C］∥49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Reston： AIAA， 2013.

[69]
BABCOCK D A， MANI M. BCFD simulations of the 2nd AIAA propulsion and aerodynamics workshop： S-duct with vortex generators［C］∥51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Reston： AIAA， 2015.

[70]
SOLORZANO FLORES H A， BONNAUD C， ATINAULT O， et al. Numerical turbulence modeling in a transonic boundary-layer ingestion intake［J］. Journal of Propulsion and Power， 2025， 41（2）： 210-225.

[71]
BERENS T M， DELOT A L， TORMALM M H， et al. Numerical and experimental investigations on highly integrated subsonic air intakes［C］∥52nd Aerospace Sciences Meeting. Reston： AIAA， 2014.

[72]
BERENS T M， DELOT A L， CHEVALIER M， et al. Numerical simulations for high offset intake diffuser flows［C］∥52nd Aerospace Sciences Meeting. Reston： AIAA， 2014.

[73]
THOMPSON R J， KOMIVES J R. Compressible flow through a diffusing serpentine inlet duct assessed with wall-modeled large eddy simulation［C］∥AIAA Aviation 2019 Forum. Reston： AIAA， 2019.

[74]
GUERRERO-HURTADO M， ZACHOS P， MACMANUS D， et al. Unsteady swirl distortion characteristics for S-ducts using Lattice Boltzmann and time-resolved， stereo PIV methods［C］∥AIAA Propulsion and Energy 2019 Forum. Reston： AIAA， 2019.

[75]
DOS SANTOS F L， EVEN N A， BOTERO L， et al. Influence of surface roughness geometry on trailing edge wall pressure fluctuations and noise［C］∥AIAA Aviation 2021 Forum. Reston： AIAA， 2021.

[76]
OTTEN L J， VAN KUREN J T. Artificial thickening of high subsonic Mach number boundary layers［J］. AIAA Journal， 1976， 14（11）： 1528-1533.

[77]
HARDIN L W， COUSINS W T， WOLTER J D， et al. Data analysis techniques for fan performance in highly-distorted flows from boundary layer ingesting inlets［C］∥2018 AIAA Aerospace Sciences Meeting. Reston： AIAA， 2018.

[78]
WANG K， HUANG H X， LIU L， et al. A new distortion evaluation method based on geometric association for arbitrary cross-sectional shape of inlet［J］. Aerospace Science and Technology， 2022， 128： 107728.

[79]
MAGHSOUDI I， VAZIRY M ALI， MAHMOODI M. Experimental investigation of flow and distortion mitigation by mechanical vortex generators in a coupled serpentine inlet-turbofan engine system［J］. Chinese Journal of Aeronautics， 2020， 33（5）： 1375-1391.

[80]
WANG K， LIU L， HUANG H X， et al. Behavior of flow distortion within a boundary layer ingestion inlet［J］. Aerospace Science and Technology， 2024， 146： 108947.

[81]
MA T， LU H N， LI Q S. A systematic review of boundary layer ingestion （BLI） fan： Current Status and future perspectives［J］. Progress in Aerospace Sciences， 2025， 154： 101082.

[82]
LUCAS J R. Effect of BLI-type inlet distortion on turbofan engine performance ［D］. Blacksburg： Virginia Polytechnic Institute and State University， 2013.

[83]
NASA. Optimization of hybrid wing-body aircraft ［EB/OL］. （2014-07-30） ［2025-12-16］.

[84]
WELLBORN S， REICHERT B， OKIISHI T. An experimental investigation of the flow in a diffusing S-duct［C］∥28th Joint Propulsion Conference and Exhibit. Reston： AIAA， 1992.

[85]
MIGLIORINI M， ZACHOS P K， MACMANUS D G， et al. A study on the development of the flow distortion downstream of an s-duct intake［C］∥33rd Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences， 2022.

[86]
MÅRTENSSON H. Fan performance and aerodynamic forces with boundary layer ingestion［D］. Stockholm： KTH Royal Institute of Technology， 2025.

[87]
GLADIN J， SANDS J， KESTNER B， et al. Effects of boundary layer ingesting （BLI） propulsion systems on engine cycle selection and HWB vehicle sizing［C］∥50th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston： AIAA， 2012.

[88]
HALL D K， GREITZER E M， TAN C S. Analysis of fan stage conceptual design attributes for boundary layer ingestion［J］. Journal of Turbomachinery， 2017， 139（7）： 071012.

[89]
MÅRTENSSON H， RASIMARZABADI F. Effects of distortion on a BLI fan［J］. The Aeronautical Journal， 2024， 128（1325）： 1362-1378.

[90]
REEDY T M. Analysis of radial inlet distortion on transonic fan performance［D］. Provo： Brigham Young University， 2025.

[91]
MA S， WANG Z Q， HU J. Response and stall mechanism for axial compressor under rotating inlet distortion［J］. Physics of Fluids， 2025， 37（2）： 027112.

[92]
PEROVIC D， HALL C A， GUNN E J. Stall inception in a boundary layer ingesting fan［J］. Journal of Turbomachinery， 2019， 141（9）： 091007.

[93]
ALLAN B， OWENS L， LIN J. Optimal design of passive flow control for a boundary-layer-ingesting offset inlet using design-of-experiments［C］∥44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reston： AIAA， 2006.

[94]
KÜÇÜK U C， BARAN Ö U， UZOL O. Passive flow control in boundary layer ingesting semi submerged inlet［C］∥51st AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. Reston： AIAA， 2015.

[95]
YI J， KIM C， LEE B J. Adjoint-based design optimization of vortex generator in an S-shaped subsonic inlet［J］. AIAA Journal， 2012， 50（11）： 2492-2507.

[96]
SCRIBBEN A R， NG W， BURDISSO R. Effectiveness of a serpentine inlet duct flow control technique at design and off-design simulated flight conditions［J］. Journal of Turbomachinery， 2006， 128（2）： 332-339.

[97]
OWENS L， ALLAN B， GORTON S. Boundary-layer-ingesting inlet flow control［J］. Journal of Aircraft， 2008， 45（4）： 1431-1440.

[98]
ANDERSON B H， MILLER D N， ADDINGTON G A， et al. Optimal micro-jet flow control for compact air vehicle inlets： NASA/TM-2004-212937［R］. Cleveland： NASA Glenn Research Center， 2004.

[99]
GISSEN A N， VUKASINOVIC B， MCMILLAN M L， et al. Distortion management in a boundary layer ingestion inlet diffuser using hybrid flow control［J］. Journal of Propulsion and Power， 2014， 30（3）： 834-844.

[100]
JIANG F， KONTIS K， WHITE C. Numerical investigation and mode analysis of the S-duct［J］. Physics of Fluids， 2024， 36（11）： 115150.

[101]
黄河峡， 孙姝， 于航， 等. 亚声速S弯进气道研究的新进展［J］. 推进技术， 2020， 41（12）： 2641-2658.

HUANG H X， SUN S， YU H， et al. Recent progress in subsonic S-shaped inlets［J］. Journal of Propulsion Technology， 2020， 41（12）： 2641-2658 （in Chinese）.

[102]
战培国， 程娅红， 赵昕. 主动流动控制技术研究［J］. 航空科学技术， 2010， 21（5）： 2-6.

ZHAN P G， CHENG Y H， ZHAO X. A review of active flow control technology［J］. Aeronautical Science and Technology， 2010， 21（5）： 2-6 （in Chinese）.

[103]
HARRISON N， ANDERSON J， FLEMING J. Computer analysis of active flow control of a boundary layer ingesting serpentine inlet diffuser［C］∥44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reston： AIAA， 2006.

[104]
FERRAR A， O’BRIEN W， NG W， et al. Active control of flow in serpentine inlets for blended wing-body aircraft［C］∥45th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Reston： AIAA， 2009.

[105]
GHAEDAMINI HAROUNI A. Flow control of a boundary layer ingesting serpentine diffuser via blowing and suction［J］. Aerospace Science and Technology， 2014， 39： 472-480.

[106]
GORTON S， OWENS L， JENKINS L， et al. Active flow control on a boundary-layer-ingesting inlet［C］∥42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reston： AIAA， 2004.

[107]
刘雷， 陈浮， 宋彦萍， 等. 大量附面层吸入S弯进气道内吹气控制［J］. 航空动力学报， 2015， 30（10）： 2498-2507.

LIU L， CHEN F， SONG Y P， et al. Blowing control in S-shaped inlet with significant boundary layer ingestion［J］. Journal of Aerospace Power， 2015， 30（10）： 2498-2507 （in Chinese）.

[108]
HARRISON N A， ANDERSON J， FLEMING J L， et al. Active flow control of a boundary layer-ingesting serpentine inlet diffuser［J］. Journal of Aircraft， 2013， 50（1）： 262-271.

[109]
HARRISON N， ANDERSON J， FLEMING J， et al. Experimental investigation of active flow control of a boundary layer ingesting serpentine inlet diffuser［C］∥45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reston： AIAA， 2007.

[110]
GARTNER J， AMITAY M. Flow control in a diffuser at transonic conditions［C］∥45th AIAA Fluid Dynamics Conference. Reston： AIAA， 2015.

[111]
LAKEBRINK M T， MANI M. Numerical investigation of dynamic distortion and flow control in a serpentine diffuser［C］∥2018 AIAA Aerospace Sciences Meeting. Reston： AIAA， 2018.

[112]
孟腾， 董金钟， 吴西云. 流体振荡器在进气道流动控制中的应用研究［J］. 科学技术与工程， 2016， 16（32）： 319-324， 341.

MENG T， DONG J Z， WU X Y. Active flow control with fluidic in S-shaped inlet［J］. Science Technology and Engineering， 2016， 16（32）： 319-324， 341 （in Chinese）.

[113]
VUKASINOVIC B， BURROWS T J， GLEZER A， et al. Experimental and numerical investigation of controlled flow distortion in a subsonic offset diffuser by trapped vorticity［C］∥55th AIAA Aerospace Sciences Meeting. Reston： AIAA， 2017.

[114]
王士奇. 流体振荡器： 一种有前途的非稳态激励器［J］. 航空动力， 2022（1）： 18-21.

WANG S Q. Fluidic oscillator： A promising unsteady actuator［J］. Aerospace Power， 2022（1）： 18-21 （in Chinese）.

[115]
陈占军， 王晋军. 合成射流改善S形进气道流场特性的研究［J］. 中国科学： 技术科学， 2012， 42（9）： 1054-1060.

CHEN Z J， WANG J J. Numerical investigation on synthetic jet flow control inside an S-inlet duct［J］. Scientia Sinica （Technologica）， 2012， 42（9）： 1054-1060 （in Chinese）.

[116]
LIU R B， MEI X Y， XUE S H， et al. Active flow control of S-duct by plasma synthetic jet［J］. Journal of Zhejiang University： Science A， 2022， 23（8）： 652-668.

[117]
李斌斌， 程克明， 顾蕴松. 斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制［J］. 实验流体力学， 2012， 26（2）： 34-37.

LI B B， CHENG K M， GU Y S. Separation flow control of beveled synthetic jet actuator in S-shaped inlet［J］. Journal of Experiments in Fluid Mechanics， 2012， 26（2）： 34-37 （in Chinese）.

[118]
牛中国， 杜希奇， 金沙， 等. 进气道零质量射流控制技术研究［C］∥第五届中国航空学会青年科技论坛.北京： 中国航空学会， 2012： 86-90.

NIU Z G， DU X Q， JIN S， et al. The technology of zero-mass jet control on inlet［C］∥The 5th Youth Science and Technology Forum of the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics. Beijing： Chinese Society of Aeronautics and Astronautics， 2012： 86-90 （in Chinese）.

[119]
AMITAY M， PITT D， GLEZER A. Separation control in duct flows［J］. Journal of Aircraft， 2002， 39（4）： 616-620.

[120]
GROSSMAN K， BOHDAN C， VANWIE D. Sparkjet actuators for flow control［C］∥41st Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reston： AIAA， 2003.

[121]
周岩， 罗振兵， 王林， 等. 等离子体合成射流激励器及其流动控制技术研究进展［J］. 航空学报， 2022， 43（3）： 90-132.

ZHOU Y， LUO Z B， WANG L， et al. Plasma synthetic jet actuator for flow control： Review［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2022， 43（3）： 90-132 （in Chinese）.

[122]
WANG H Y， LI J， JIN D， et al. Response of the shock wave/boundary layer interaction to the plasma synthetic jet［J］. Acta Physica Sinica， 2017， 66（8）： 084705.

[123]
JIANG F， KONTIS K， WHITE C. Plasma flow control inside the S-duct［J］. Physics of Plasmas， 2025， 32（3）： 033504.

[124]
ZONG H H， CHIATTO M， KOTSONIS M， et al. Plasma synthetic jet actuators for active flow control［J］. Actuators， 2018， 7（4）： 77.

[125]
YANG H， LI F， SONG Y Y， et al. Numerical investigation of electrohydrodynamic （EHD） flow control in an S-shaped duct［J］. Plasma Science and Technology， 2012， 14（10）： 897-904.

[126]
ANDERSON B. Active “fail safe”Micro-array flow control for advanced embedded propulsion systems［C］∥47th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. Reston： AIAA， 2009.

[127]
LIU L， CHEN F， LUO K， et al. Blowing-suction control in S-shaped inlet and its impact on fan-stage performance［J］. AIAA Journal， 2019， 57（9）： 3954-3968.

[128]
XU K W， ZHA G C. System energy benefit using co-flow jet active separation control for a serpentine duct［J］. Aerospace Science and Technology， 2022， 128： 107746.

[129]
BURROWS T J， VUKASINOVIC B， LAKEBRINK M T， et al. Control of flow distortion in offset diffusers using trapped vorticity［J］. International Journal of Heat and Fluid Flow， 2019， 75： 122-134.

Options
Outlines

/

〈 〉

Address: No.238, Baiyan Buiding, Beisihuan Zhonglu Road, Haidian District, Beijing, China

Postal code : 100083

E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

Total visits: 6658907 Today visits: 1341All copyright © editorial office of Chinese Journal of Aeronautics

All copyright © editorial office of Chinese Journal of Aeronautics

Total visits: 6658907 Today visits: 1341