先进超声速战机采用的Bump进气道近年来受到研究人员广泛的关注[1-2]，Bump进气道基本原理是将一个圆锥体转化为一个等效压缩曲面，Bump压缩曲面上存在法向和横向压强梯度，二者的联合作用相当于存在无源边界层吹出装置，可将大部分机身边界层吹出进气道口外[3]，去除了现在大多数超声速战斗机进气道设计中的边界层隔道、泄放系统和旁路系统[4]。目前，Bump进气道设计技术已经应用于多种型号飞机。
针对Bump进气道的相关研究发现，存在特定超声速来流、负迎角下机体涡进入进气道并导致性能急剧下降的问题；并且某Bump进气道在飞机来流马赫数大于1.60时，进气道性能降低比较明显，其主要的超声速飞行马赫数被限制在1.60左右。从提升进气道性能及拓宽飞行包线的角度，有必要开展流动控制研究，对改善进气道在超声速来流、负迎角下进气道性能做技术探索；在其主要的超声速飞行马赫数，也有必要进一步提高进气道性能，力争提高其在更高飞行马赫数下的性能。
近几年，国内、外对亚声速大S弯进气道流动控制做了广泛研究，发表了大量的学术论文，借鉴这些进气道流动控制技术，本文开展了某Bump进气道内、外流动控制研究。以某飞机前机身/Bump进气道组合体数模为研究对象，借助CFD数值模拟技术开展进气道内、外流场性能计算；根据内、外流场特点，分别设计机身扰流片及进气道抽吸及射流流动控制装置，以提高Bump进气道在飞机主要超声速飞行条件下气动性能；采用CFD技术分别对不同参数组合的流动控制装置效能进行了计算，并对典型控制装置流动机理进行了分析。
1 基准模型流场特性 1.1 计算方法通过求解雷诺平均N-S方程(RANS)以模拟真实流场。笛卡儿坐标系下的RANS方程[5]为：
式中，FI和FV分别为无粘及有粘通量矩阵，Q为源项矢量。采用湍流模型为Wilcox标准k-ω模型。
参考相关文献[6-7]，针对前机身/进气道一体化数模，在特定计算域生成结构网格，网格节点数约1200万。外流计算域出口为与机身截断面重合位置，内流计算域出口为进气道延长段出口；图 1为进气道物面网格，在可能采用流动控制装置的区域进行了局部网格加密。
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| 图 1 进气道物面网格 Fig. 1 Inlet surface mesh |
计算边界条件给定方法是：飞机内、外流计算数模在特定的远前方来流参数下，通过调节进气道出口静压来模拟不同节流状态。研究采用的前机身/进气道组合体内、外流计算方法及流动控制装置效能计算方法经过了大量算例计算，并与实验数据及相关文献进行了比对分析，验证了计算技术的可靠性[8]。
1.2 内、外流场特性图 2为某飞机主要超声速飞行M∞=1.60，当α=0°、β=0°时，在进/发匹配点流量，机身棱线涡的发展过程图片(切面图片色温为总压恢复图谱)。气流在机头到座舱起始的区域内，在棱线位置并未产生棱线涡；越过座舱起始区后，在座舱起始区与Bump鼓包起始区的范围内，在棱线往外略靠下区域逐步产生棱线涡，但进入Bump影响区后，棱线涡消失，转化为低能流；研究表明，此时棱线涡转化为的低能流并不会进入进气道。
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| 图 2 α=0°棱线涡的发展过程 Fig. 2 Developing process of edging vortex at α=0° |
当α=-4°、β=0°，在负迎角来流作用下，计算结果后处理表明，此时棱线涡强度Γ(Γ公式见参考文献[9])明显增强，进入Bump影响区后棱线涡转化成的低能流会有部分进入进气道(如图 3)。
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| 图 3 α=-4°通过棱线涡核心区流线 Fig. 3 Streamlines through ridge vortex core at α=-4° |
综上分析，可以看出：在M∞=1.60下棱线涡主要影响飞机负迎角状态下进气道进口流场，对0°迎角状态下的进气道进口流场几乎无明显影响。
图 4为M∞=1.60，α=0°、β=0°时进气道内流流线，可以看出：靠近壁面的流线流动发生明显的转弯，但核心流流线则比较均匀，从该图看不出进气道内流发生明显的流动分离。
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| 图 4 内流流线 Fig. 4 Streamlines of internal flow |
2 内、外流动控制装置设计 2.1 扰流片方案设计[10-12]
在前机身/进气道组合体设计扰流片的目标是：破碎棱线涡，改变低能流流向使其在负迎角下不被摄入进气道。作为技术探索，此次设计的扰流片未采用特定翼型，而是直接采用小尺度矩形叶片。根据流场特点共完成了五组扰流片设计及效能计算分析。
设计的两种扰流片高度分别约为0.6δ、1.2δ(δ为扰流片安装位置当地边界层厚度)，其叶片几何长度为对应高度的2.5倍。设计时，研究了M∞=1.60、α=-1°～-5°机身棱线及进气道入口流场，在此基础上，开展扰流片控制方案设计。在α=-4°时，扰流片拟安装位置流线分布如图 5。
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| 图 5 扰流片拟安装区流线分布 Fig. 5 Distribution of streamlines through the area being about to fix spoiler |
方案1扰流片高度约为1.2δ，其位于Bump起始区，且正好位于棱线涡涡核位置，扰流片与当地气流迎角夹角约为15°，计算结果表明，其未能有效提高进气道在负迎角下性能；出于更加有效破碎并改变低能流流向的目的，在方案1基础上在顺气流方向又加装一片扰流片，形成方案2，但是方案2的效能计算结果表明其仍未能产生预期效果。
方案3、方案4为在更靠近机头站位进行棱线涡的控制，此时棱线涡强度较方案1、方案2所在站位棱线涡强度要弱、且边界层厚度也要略小，因此设计的扰流片高度选择了0.6δ。方案3为同向旋转扰流片，方案4为反向旋转扰流片。方案5为将方案1与方案3组合起来的扰流片流动控制方案。最终形成的五组扰流片方案如图 6(绿色薄片为扰流片)。
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| 图 6 棱线涡控制方案 Fig. 6 Flow control schemes of the airframe ridge vortex |
2.2 抽吸及射流方案设计 2.2.1 抽吸[13]
根据进气道内流场特点，先后设计了多组抽吸方案，比较典型的8组流动控制方案如图 7，方案1为第一拐弯段前、靠近机身对称面一侧的抽吸槽；方案2为进气道喉道略靠后且靠近机身对称面一侧抽吸槽；方案3进气道正激波位置靠近机身对称面一侧抽吸槽；方案4为进气道后段低能流聚集区(远离机身对称面一侧下方)抽吸槽；方案5是方案1基础上减小抽吸槽长度、宽度，只在低能流聚集区进行抽吸；方案6为进气道后段低能流聚集区(远离机身对称面一侧下方)设计的多段抽吸槽；方案7为进气道后段低能流聚集区(远离机身对称面一侧下方)设计的一环抽吸孔；方案8为第一拐弯段前、靠近及远离机身对称面的两侧、低能流聚集区设计的两个抽吸槽。
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| 图 7 典型抽吸流动控制方案 Fig. 7 Typical configurations of suction flow control |
2.2.2 射流[14-15]
典型的3组方案如下：
方案1：设计了两道射流槽(图 8)，射流槽位于进气道后段，两道射流槽分布于两侧，射流流向角ϕ、侧向角φ，左侧ϕ=25°、φ=60°；右侧ϕ=20°、φ=75°。
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| 图 8 射流方案1 Fig. 8 Micro-jet configuration 1 |
方案2：射流槽站位同抽吸流动控制方案1抽吸槽所在站位，射流槽射流流向角ϕ=45°、φ=45°；
方案3：射流槽站位同方案2射流槽站位，射流槽射流流向角ϕ=15°、φ=75°。
3 流动控制装置效能计算 3.1 扰流片效能计算[16]计算结果表明：在M∞=1.60，α=-2°、-4°，设计的五组扰流片均未起到明显提高进气道总压恢复的目的；α=0°时，计算结果表明此时扰流片的存在几乎对进气道总压恢复无任何影响。
以方案1扰流片为例，对其流动控制未取得效果的机理进行分析。无扰流片时，通过扰流片后缘点站位切面的棱线涡强度比有扰流片状态要强；无扰流片，除大的棱线涡外，在其上部靠近机身棱线位置还存在一个比较小的旋涡，但是当安装扰流片时，该旋涡消失。总体看，方案1设计的一片扰流片，虽然并未破碎掉大棱线涡，但是削弱了其强度，消除了次级小涡的存在。
图 9为α=-4°、采用方案1时，通过扰流片边缘的流线分布，可以看出：通过扰流片边缘，特别是扰流片两侧的低能流流线最终还是有一部分进入了进气道，扰流片的存在并不能改变棱线涡转换成的低能流部分进入进气道的问题。
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| 图 9 α=-4°，通过扰流片边缘的流线分布 Fig. 9 Streamlines through flap edge at α=-4° |
方案2、3、4、5也存在类似的问题，虽然安装扰流片后可以对棱线涡起到一定的削弱作用，但是其形成的低能流随着流动的向后发展，在负迎角的作用下仍然会有部分进入进气道，从而对进气道的内流场特性产生影响。
3.2 抽吸及射流效能计算[17-18] 3.2.1 抽吸表 1、图 10为抽吸流动控制方案计算得到的总压恢复系数及出口总压恢复图谱。综合分析，可得以下结论：
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| 图 10 抽吸方案总压恢复图谱 Fig. 10 Contours of σ for micro-suction configurations |
| Case | 抽吸流量占比 | σ比基准提高值 |
| Case1 | 1.417% | 0.011% |
| Case2 | 1.516% | 0.177% |
| Case3 | 1.497% | 0.506% |
| Case4 | 1.423% | 0.009% |
| Case5 | 1.326% | 0.018% |
| Case6 | 1.605% | 0.071% |
| Case7 | 1.395% | 0.017% |
| Case8 | 1.562% | 0.022% |
①采用方案3控制效果最佳，相比无流动控制状态，可以提高进气道总压恢复系数0.506%，而其它方案对进气道总压恢复影响很小；
②采用方案1、2、3、4、5、8进行流动控制得到的进气道出口畸变情况大体与无流动控制情况一致，畸变没有明显的改变，但也没有明显的恶化。
重点对方案3流动控制机理进行分析。图 11给出了采用方案3进行流动控制时通过抽吸槽气流流线，Bump表面的低能流通过抽吸槽被吸除。图 12无、有抽吸的管道壁面极限流线变化表明：采用抽吸流动控制后，原来的分离区消失了，表明方案3抽吸流动控制有效的消除了管道壁面附近区域流动分离，利于提高总压恢复。
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| 图 11 经过抽吸槽气流流线 Fig. 11 Streamlines through the micro-suction slot |
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| 图 12 无、有抽吸壁面极限流线比较 Fig. 12 Limiting streamlines comparison for without and with micro-suction cases |
3.2.2 射流
表 2、图 13为抽吸流动控制方案计算得到的总压恢复系数及出口总压恢复图谱。综合分析，可得以下结论：
| Case | 射流流量占比 | σ比基准提高值 |
| Case1 | 3.764% | 0.283% |
| Case2 | 2.678% | 0.165% |
| Case3 | 3.105% | 1.599% |
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| 图 13 典型射流方案出口总压恢复图谱 Fig. 13 Contours of σ for typical micro-jet configurations |
① 3组射流流动控制方案均可不同程度的提高进气道总压恢复系数，采用方案3可以取得最明显的流动控制效果，相比无流动控制可提高σ值1.599%；
②方案1的两道射流槽对出口高低总压分布的改变是不明显的，但是方案2、3对出口高低总压分布的改变则非常大，方案2得到的出口高总压区主要集中于圆面上部而低总压区主要集中于圆面中间区域，采用方案3时进气道出口畸变得到明显改善。
图 14为进气道采用方案2、方案3时的射流流线比较(含射流槽附近流线局部放大)，可以看出：
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| 图 14 两方案射流流线比较 Fig. 14 Streamlines comparison of two micro-jet cases |
①采用方案2时，射流槽流出的射流流线紊乱，随着气流的向后发展射流流线甚至在进气道内旋转，导致出口流场很不均匀，而采用方案3时射流流线非常有规则的流向出口，并未产生明显的旋转、拐弯或转折；
②方案2流动控制效果差的根本原因是其射流角度设计不合理，特别是射流槽下方的射流角度设计最不合理，本来无流动控制时该位置气流就有一个向上转弯的趋势，而射流角度不但没有抑制这种趋势，而是朝着上偏的趋势，进而增加了主流的旋转趋势，最终起不到很好的流动控制效果，而方案3设计的射流角度非常合理，射流角度与射流槽附近主流向上偏转的趋势相反，最终射流对消了该位置主流的偏转趋势，射流与主流混掺形成的气流沿管道很“流畅”的向出口流动，在出口形成的总压恢复图谱也比较理想，畸变很小。
4 结论本文研究为针对某Bump进气道内、外流流动控制的探索性研究，目前仅得到了一些阶段性的结论，特别是针对机体涡的扰流片控制，接下来还需要做大量细致的研究工作。
通过研究，得到的一些基本结论是：
1)在M∞=1.60来流条件下，本文设计的五组扰流片控制装置，对改善负迎角下进气道性能没有明显帮助，扰流片即使削弱了棱线涡，但却很难改变其形成的低能流流向，不能改变其在负迎角下部分进入进气道的问题；
2)在M∞=1.60、α=0°、β=0°来流条件下，在所研究的8组抽吸流动控制方案中，最佳的抽吸装置是在唇口空间正激波略靠后、靠近机身对称面一侧设计的抽吸槽，在抽吸流量占主流流量1.497%的前提下，相对无流动控制状态，最大可以提高进气道总压恢复系数约0.506%，此时出口畸变与无流动控制结果相比无明显改变；
3)在M∞=1.60、α=0°、β=0°来流条件下，在所研究的3组射流流动控制方案中，最佳的射流装置可有效抑制因进气道壁面弯曲造成的气流转弯，同时射流与主流低能流相混掺，增加主流能量，削弱或抵消主流转弯或旋转趋势，在射流流量为主流流量3.105%条件下，相比无流动控制最大可提高σ值1.599%，出口流场畸变亦有明显改善。
研究者接下来还需要做更加深入的研究工作，系统评估流动控制装置在飞机其它飞行条件下的有效性。在隐身战机Bump进气道流动控制或工程发展中，需要从飞机总体角度来评估是否采用以及采用哪种控制技术，因此，本文的结论仅仅是提供了一种借鉴和参考。
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