● 摘要
翼身融合是近年来所提出的一种整机气动性能优异的新型民用飞机布局，由于将嵌入式S形进气道安装在机身脊背，对机身边界层形成抽吸，可大幅提高升阻比。但是吸入的大量边界层低能流体在S形进气道中更容易引发流动分离而影响其气动性能，因此对嵌入式S形进气道带来更高的设计难度。现有S形进气道所采用的经验方程方法由于难以建立进气道壁面曲率与壁面压力分布的直接动力学关联，设计结果往往具有一定的不确定性，无法在嵌入式S形进气道的设计中直接应用。因此，针对边界层摄入的S形进气道，开展壁面曲率与壁面压力分布的研究，发展S形进气道设计方法，对于翼身融合布局飞机设计具有重要意义。
本文从壁面曲率与壁面压力分布关系出发，首先建立与“半程落差比、半程面积比”两控制参数相关联的二维壁面几何参数化模型；然后在二维模型基础上引入流向面积变化规律进行三维S形进气道设计，从而发展壁面压力分布可控的S形进气道设计方法。
其次，通过三维造型及其数值模拟，对比分析S形进气道三维模型和二维模型壁面压力分布规律，结果表明：在不同纵向截面位置，S形进气道壁面压力分布规律基本一致；且在均匀进气时，二维模型与三维模型壁面压力分布相似，由此验证了由二维参数化模型控制S形进气道三维模型壁面压力分布的可行性。此外，通过与同参数的传统S形进气道模型进行对比，结果表明采用控制壁面压力分布方法设计的S形进气道出口畸变指数相对降低了19%，进一步验证设计方法的正确性。
最后，针对不同的边界层摄入工况开展数值模拟，研究边界层摄入量对于S形进气道流动的影响规律，数值结果表明：由于摄入的边界层低能流体在内壁处更易发生分离，造成气流堵塞，且随着进气道进口边界层摄入量的增加，堵塞越严重，进气道出口畸变指数将达到0.6~0.8，将会严重影响下游压气机性能。由此，在分析边界层摄入时的进气道壁面压力分布规律的基础上，调整二维模型控制参数对进气道进行优化设计并进行数值验证，结果表明：当进气道进口摄入边界层高度为20%时，适当增大内壁后半程落差时，可有效提升进气道的性能，其总压恢复系数略有提升，出口畸变相对降低0.55~3.3%。
论文在上述研究中获得了初步的研究成果，对嵌入式进气道设计方法的进一步发展和工程应用奠定了基础。