0.   引　言

为了避免飞行器前体低能流体进入进气道影响进气道性能，进气道设计需考虑低能流体的隔离与吸除。除流动控制手段外，常采用隔道设计，但在隔离低能流体的同时，隔道也导致了飞行器阻力与重量增加，降低了隐身性能^[2]。20世纪^[3-4]曾提出无隔道超声速进气道（diverterless supersonic inlet, DSI）概念（蚌式进气道），其鼓包压缩面通过锥形流理论生成，低能流体在鼓包流向和展向分布的压力梯度下流出进气道，无需边界层隔道。DSI进气道在飞行器减重、减阻、减雷达散射截面 （radar cross section, RCS）等方面具有明显优势^[5]，且鼓包和机身融为一体，有利于机体/推进一体化设计，已成为先进飞行器主要的进气道形式。

DSI进气道应用广泛，已应用于多种先进飞行器。国内外研究人员针对DSI进气道流动机理与设计准则开展了大量研究。Simon等^[6]实验研究指出了DSI进气道相对于传统二元进气道的优势；Kim等^[7-8]和朱宇等^[11]研究表明鼓包的高度和长度对进气道性能有显著影响；Tillston等^[9]研究表明展向压力梯度是DSI进气道排出低能流体的关键；Askari等^[10]研究了Y型布置的DSI进气道内流场特征；梁德旺等^[12]、钟易成等^[13]对DSI进气道进行了重构设计，并研究了其气动特性；乔文友等^[1,15]对DSI进气道的设计方法及流动特征开展了研究；郑晓刚等^[16-17]、Su等^[18]分别对鼓包设计和唇口形式进气道开展了深入研究，结果表明DSI进气道唇口外形显著影响着其气动性能。

鼓包取代了附面层隔道，DSI进气道的雷达波后向散射明显减小，是一种低可探测DSI进气道^[19]。低可探测DSI进气道设计涉及到鼓包外形、唇口型线、唇罩长度等多方面要求，各部件既相互影响，又各自对进气道性能有着不同的影响。已有研究多集中于单独对某一部件开展几何参数、来流参数的影响研究，难以综合反映受其他部件影响时各部件对进气道性能的影响程度，最终影响了进气道设计。开展低可探测DSI进气道几何敏感性分析，有助于明确同时考虑其他部件时各部件对进气道性能的影响程度，确定关键设计参数，对提升低可探测DSI进气道设计效率与性能具有重要意义。

敏感性分析方法基于概率统计理论，对输入的不确定性对系统输出的影响进行量化。与嵌入式方法在求解系统中嵌入含有特定系数的随机模型不同，非嵌入式方法将原系统作为黑箱进行模拟求解，具有求解精度高、操作简单等优势^[20]。非嵌入式敏感性分析方法主要包括数值积分、随机代理模型、基于抽样的方法和Taylor展开方法等^[19-20]。蒙特卡罗模拟（Monte Carlo simulation, MCS）作为一种基于抽样的方法，与设计变量维数无关，具有最广泛的适用性，但计算开销较大。对于非线性显著的气动分析问题，随着设计变量的增加，以多项式混沌展开（ polynomial chaos expansion, PCE）方法^[22]为代表的随机代理模型能有效缓解上述其他3种方法所面临的计算代价高昂的难题^[23-24]。非嵌入式多项式混沌（non-intursive polynomial chaos, NIPC）方法以齐次混沌理论^[25]为基础，根据设计变量分布决定基函数形式，通过构建输出响应的多项式混沌展开得到输出响应和输入变量之间的代理模型；根据正交多项式的特性，将输入变量的随机特性转移到多项式系数上，随后即可根据代理模型开展敏感性分析。NIPC所需样本量较小，并且可以提供准确的不确定性量化参数，已在模型不确定性、多学科分析等领域得到广泛应用^{[21, 26-28]}。

本文选取某低可探测DSI进气道不同设计参数，基于NIPC方法开展几何参数敏感性分析，得到影响进气道气动性能的关键参数。随后，以分析结果为依据，开展低可探测DSI进气道选型，并评估其在亚声速大攻角、最大飞行速度时的气动性能。

1.   计算方法

1.1   控制方程

求解三维、可压缩、定常Navier-Stokes（N-S）方程组，笛卡尔坐标下方程组形式如下：

其中：${\boldsymbol{Q}}$为守恒变量，${{\boldsymbol{F}}_{\text{c}}}$、${{\boldsymbol{G}}_{\text{c}}}$、${{\boldsymbol{H}}_{\text{c}}}$为3个方向的无黏通量，${{\boldsymbol{F}}_{\text{v}}}$、${{\boldsymbol{G}}_{\text{v}}}$、${{\boldsymbol{H}}_{\text{v}}}$为3个方向的黏性通量。对式（1）进行雷诺平均即可得到雷诺平均N-S （Reynolds averaged Navier-Stokes, RANS）方程组，其为封闭方程，同时考虑到进气道中出现的激波以及分离现象，湍流采用SST湍流模式。

采用非结构网格求解器PMB3D进行数值模拟，该求解器精度已在飞行器典型内、外流模拟中得到了验证^[28-29]。黏性通量采用二阶中心差分离散，对流项采用Roe格式离散，界面变量采用MUSCL （monotonic upstream-centered scheme for conservation laws）格式重构，时间推进采用近似因子分解法。

1.2   非嵌入式多项式混沌

相比于需要修改求解器的嵌入式方法，非嵌入式方法调用确定性的求解器获得待分析变量的响应，再通过重构获得PCE系数，从而开展参数敏感性分析。由于该方法无需修改求解器，大幅降低了敏感性分析难度，且分析所需样本量较少，提升了分析效率。数值模拟得到的系统响应可表示为：

其中：${a_j}\left(x\right)$表示确定部分耦合系数，${\psi _j}\left(\xi \right)$表示随机变量$\xi$的正交多项式，p为PCE阶数。正交多项式的形式依赖于随机变量的分布：随机变量为正态分布，对应Hermite多项式；随机变量为均匀分布，则对应Legendre多项式。

敏感性分析所需样本数为：

其中，${n_{\text{s}}}$表示过采样比，$\left(P + 1\right)$表示PCE项数。已有研究表明^[30]，过采样比取2时分析效果较好，因此本文取${n_{\text{s}}}$=2。PCE项数可表示为随机变量个数n的函数：

由于拉丁超立方方法^[31]存在取样空间均匀性不足的问题，因此采用优化的拉丁超立方方法^[32]抽样100个样本，通过最大最小距离法对样本分布进行优化，可有效提升样本分布的均匀性。采用Legendre多项式构建混沌多项式。获得所需样本后，由式（2）可得到：

随机变量的均值$\mu$和方差D可写为：

均值$\mu$即为PCE的零阶系数，方差D则为1到p阶系数的平方和。得到随机变量总方差与待分析变量的方差后，可通过Sobol指标^[33-34]开展全局敏感性分析。Sobol指标表示所有包含第i个变量的方差与总方差的比值：

2.   物理模型与性能参数

2.1   设计变量与定义

考虑先进飞行器对气动与电磁隐身性能的需求，基于锥导乘波体方法^[35]设计了超声速鼓包，S弯内管道则依据电磁波遮挡准则^[36]进行设计。融合前体的低可探测DSI进气道如图1所示。

图  1  低可探测DSI进气道示意图

Figure  1.  Schematic diagram of the low detectable DSI inlet

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选取喉道面积${A_{\rm th}}$、鼓包前移量$\Delta {L_{\rm b}}$、鼓包马赫数$M{a_{\rm b}}$、喉道位置${L_{\rm th}}$、唇罩前伸量${L_{\rm lip}}$、唇口前缘半径${R_{\rm lip}}$、进气道收缩量${D_{\rm inlet}}$共7个设计变量进行敏感性分析。其中：鼓包马赫数为设计鼓包时指定锥形流场的马赫数；鼓包前移量表示鼓包顶点沿流向向机头移动的距离，前移为负值，初始构型鼓包顶点距机头的流向距离约7.8 m；喉道位置表示喉道距机头的距离；唇罩前伸量表示唇罩最前端距喉道的距离；进气道收缩量表示沿展向进气道各个截面唇罩最前端至喉道上表面的垂直距离。图2给出了进气道对称面处进气道收缩量示意图，本文中各截面的收缩量相同。各参数取值范围如表1所示。

图  2  进气道对称面处收缩量示意图

Figure  2.  Schematic diagram of the inlet contraction in the symmetry plane

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表  1  设计变量取值范围

Table  1.  Value range of the design variables

变量编号	参数	初始值	取值范围
${{\text{v}}_1}$	${A_{\rm th}}$	0.62	[0.6, 0.64]
${{\text{v}}_2}$	$\Delta {L_{\rm b}}$	0	[–0.1, 0]
${{\text{v}}_3}$	$M{a_{\rm b}}$	1.8	[1.7, 1.9]
${{\text{v}}_4}$	$L_{{\rm th}}$	9.56	[9.5, 9.6]
${{\text{v}}_5}$	${L_{\rm lip}}$	0.8	[0.3, 1.0]
${{\text{v}}_6}$	${R_{\rm lip}}$	0.34	[0.1, 0.4]
${{\text{v}}_7}$	${D_{\rm inlet}}$	0.1	[0.1, 0.3]

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2.2   进气道性能参数

进气道性能参数包括总压恢复系数、总压畸变指数等。总压恢复系数$\sigma$表示进气道总压损失的大小，畸变指数$\gamma$反映了进气道出口气流总压的不均匀程度。本文考虑稳态总压畸变指数。

总压恢复系数$\sigma$计算式为：

其中，${p_{{\mathrm{t,av}}}}$表示进气道出口平均总压，${p_{{\mathrm{t}}\infty }}$表示进气道入口前自由来流总压。对于一般的发动机，$\sigma$降低1%将导致推力损失约1.25%。

稳态总压畸变指数$\gamma$计算式为：

其中，${p_{{\mathrm{t}},\min }}$表示进气道出口界面上所有小于${p_{{\mathrm{t,av}}}}$的压力的均值。

2.3   网格与边界条件

采用非结构网格，首层网格距离为$1 \times {10^{ - 6}}$ m，以保证${y^ + } \leqslant 1$，对鼓包及进气道唇罩前缘等流动复杂区域进行加密。由于几何具有对称性，计算时采用半模，网格量约400万，边界条件与飞行器表面网格分别如图3、图4所示。计算域中，对称面为对称边界条件，出口为压力出口边界条件，其他均为远场边界条件。飞行器物面为无滑移边界条件，进气道出口为亚声速出口边界条件，进气道出口给定发动机无量纲流量$\varphi$，$\varphi ={q_{\mathrm{t}}}/\left( {{\rho _\infty } \cdot {c_\infty }} \right)$，其中，$q_{\mathrm{t}}$为实际流量，${\rho _\infty }$为来流密度，${c_\infty }$为来流声速。

图  3  边界条件示意图

Figure  3.  Schematic of the boundary conditions

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图  4  表面网格分布

Figure  4.  Surface grid distribution

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根据先进飞行器任务剖面，本文关注亚声速大攻角（Ma = 0.6、攻角α = 30°）时进气道的总压恢复系数$\sigma$与稳态总压畸变指数$\gamma$，及最大飞行速度（Ma = 2.0、攻角α = 2.4°）时进气道的总压恢复系数$\sigma$，具体计算状态如表2所示，H为飞行高度。

表  2  来流条件

Table  2.  Freestream conditions

Case	Ma	$\alpha$/(°)	${{Re} _{{\text{mac}}}}$	$\varphi$	H/km
亚声速大攻角	0.6	30	6.4×106	0.370	5
最大飞行速度	2.0	2.4	5.5×106	1.295	16

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3.   结果与讨论

3.1   初始构型气动特性

初始构型在亚声速大攻角、最大飞行速度时的气动特性如表3所示。

表  3  初始进气道构型的气动特性

Table  3.  Aerodynamic characteristics of the original inlet configuration

Case	Ma	$\alpha /\left(^\circ \right)$	$\sigma$	$\gamma$
亚声速大攻角	0.6	30	0.724	0.092
最大飞行速度	2.0	2.4	0.794	0.076

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图5给出了不同工况下的空间涡量云图，不同工况下空间流线及表面压力分布如图6所示，图中C_p为压力系数。从图5左半部分可以看出，亚声速大攻角时，气流绕过前体形成前缘涡，且沿气流方向旋涡强度逐渐减小，并向进气道靠近。图6（a）的流线图则进一步反映出大攻角时前缘涡除了绕过进气道外，还有部分气流被吸入进气道。图5右半部分和图6（b）显示最大飞行速度时，由于攻角较小，并未出现前缘涡，鼓包前的流线形态也验证了这一特点。鼓包处静压明显高于周围机身静压，高压区的存在使得低能气流被排出进气道。

图  5  不同工况下空间涡量云图

Figure  5.  Spatial vorticity contours under different conditions

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图  6  不同工况下初始进气道构型流线及表面压力分布

Figure  6.  Streamlines and pressure distributions of the original inlet configuration under different conditions

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进气道截面及出口的马赫数云图及流线如图7所示。结合图6和图7可知：亚声速大攻角时，部分前缘涡进入进气道时，先加速至超声速，随后在进气道出口处减速至亚声速。图7中的进气道入口截面流线图表明，在截面上部出现了明显的旋涡且超声速区集中在截面的左下侧。由于进气道安装位置及内流道型面设计的原因，进入进气道的前缘涡逐渐向进气道左侧汇聚，中间截面的马赫数云图及流线分布表明进气道左侧存在旋涡。出口截面的马赫数云图和流线则表明进入进气道的流动经过发展，最终在进气道出口左下侧形成明显旋涡，堆积了大部分的低能流体。这是由于大攻角时总压恢复系数偏低、稳态总压畸变指数偏高所导致的。最大飞行速度时，鼓包的存在使得大部分低能流体被排出进气道，入口截面的马赫数云图表明，高速气流分布在入口截面的下半部分，且整体的马赫数分布也较为均匀。气流经过压缩面后进入进气道均为亚声速，低能流体主要分布在进气道截面上部以及下部两个角区。经过内流道的发展，低能流体仍分布在出口面上部，且在出口左上部出现流向涡，范围明显小于亚声速大攻角状态。

图  7  不同工况下初始进气道构型截面马赫数云图及流线

Figure  7.  Mach number contours and streamlines in cross-planes of the original inlet configuration under different conditions

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3.2   亚声速大攻角敏感性分析

Ma = 0.6、α = 30°时，进气道总压恢复系数$\sigma$以及稳态总压畸变指数$\gamma$对设计变量的敏感性如图8所示。可以看出，总压恢复系数$\sigma$对进气道收缩量、鼓包马赫数、唇罩前伸量3个变量较为敏感，其中$\sigma$对收缩量的敏感性最高，对鼓包马赫数和唇罩前伸量的敏感性接近；稳态总压畸变指数$\gamma$对各变量的敏感程度与$\sigma$大致相同，但最敏感变量由进气道收缩量转变为唇罩前伸量，且敏感性较强。

图  8  Ma = 0.6、α = 30°时Sobol指标柱状图

Figure  8.  Bar plot of the Sobol index at Ma = 0.6, α = 30°

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图9给出了$\sigma$和$\gamma$随3个敏感性较强的设计变量变化的趋势，以及性能参数发生突变或达到极值时的进气道出口总压分布云图（除待分析变量外，其他参数保持不变）。从图9（a）可以看出，随着收缩量的增加，$\sigma$单调增加，$\gamma$先减小后增大。在本文的参数范围内，$\gamma$变化超过23%，$\sigma$变化约为5.9%。从总压云图中则可以看到，随着收缩量的增加，进气道出口界面的低能流体由左半侧逐渐向右上部移动，且高总压区域显著增加，进气道出口左侧的低总压绝对量增加。但同时在出口界面边缘部分低总压的绝对量有所减小，从而导致$\sigma$单调增加，$\gamma$先减小后增大。从图9（b）可以看出，随着鼓包马赫数的增加，$\sigma$和$\gamma$单调增加，分别增加约3.7%和30.4%。总压云图也呈现出高总压区域单调增加的趋势，出口边缘的低总压值单调下降。从图9（c）可以看出，$\sigma$随唇罩长度的增加先增大后减小，$\gamma$变化趋势则与之相反；且在$\sigma$开始下降后，$\gamma$达到最小值，两者的变化幅度分别约为3.1%和22.2%。在$\sigma$达到最大前，总压云图随唇罩前伸量的变化趋势与前两者相同。进一步增加唇罩前伸量，右上侧边缘的低能区逐渐向左上半部偏转，且偏转范围增大，高总压值逐渐减小，从而导致$\sigma$减小，$\gamma$增加。

图  9  进气道性能随几何参数变化

Figure  9.  Variations of the inlet performance with geometric parameters

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收缩量变化时，进气道对称面截面马赫数云图如图10所示。由于本文研究收缩量影响时，进气道的其他几何参数不变，因此随着收缩量的增加，进气道唇罩前缘逐渐上移。结合图10与3.1节可知，亚声速大攻角时，部分前缘涡进入进气道，唇口处当地攻角为负攻角。收缩量为0.1时，唇口处流动需偏转一定角度后进入进气道，并在进气道上表面产生流动分离。由于分离区的存在，喉道前的流管收缩程度增强，使得进气道内马赫数进一步提升，最大马赫数超过1.5。随着收缩量的增加，唇口至喉道处的型面更为饱满，进入进气道流动需偏转的角度减小，从而减小了进气道上表面分离区，喉道前流管收缩程度和进气道内马赫数降低。当收缩量达到0.35时，进入进气道的气流在唇罩内表面几乎不发生偏转，进气道上表面分离区基本消除，进气道内马赫数下降明显。收缩量的增加实际上起到了整流作用。为了兼顾大攻角时的总压恢复和畸变性能，避免唇口处出现分离，应存在最佳收缩量。

图  10  不同收缩量进气道对称面马赫数云图

Figure  10.  Mach number contours in the symmetry plane of the inlet for different contraction amounts

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不同鼓包马赫数对应的进气道对称面型面以及鼓包顶点处进气道型面如图11所示。当其他几何参数不变，仅鼓包马赫数增加时，由$\theta \text{-} \beta \text{-} Ma$三者之间的关系可知，当激波角$\beta$固定时，气流偏转角$\theta$随着鼓包马赫数的增加而增加，故鼓包的高度增加。为保证其他几何参数不变，唇罩位置随之上移。

图  11  进气道不同位置型面对比

Figure  11.  Comparison of profiles at different locations of the inlet

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不同鼓包马赫数时，进气道对称面马赫数云图如图12所示。可以看出，随着鼓包马赫数增加，鼓包及进气道唇罩上移，唇罩处当地迎角的绝对值减小。此时气流在唇口处几乎不发生偏转即可进入进气道，唇口处的分离明显减小。由于唇口处当地攻角的绝对值减小，气流绕过唇罩后的加速减弱，同时在流动分离减弱的情况下，流动很快进入扩张的流管，速度减小，压力增大，进气道内马赫数下降明显，总压恢复得以提升。

图  12  不同鼓包马赫数进气道对称面马赫数云图

Figure  12.  Mach number contours in the symmetry plane of the inlet under different bump Mach numbers

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不同唇罩前伸量对应的进气道对称面马赫数云图如图13所示。和收缩量及鼓包马赫数变化时的流线分布类似，当唇罩前伸量为0.3时，进气道唇口产生流动分离，进一步收缩流管，进入进气道的气流最大马赫数超过1.5；鼓包顶点附近下表面形成压缩波，之后下表面流动发生分离。随着唇罩长度的增加，在唇罩前伸量为0.6时，此时唇口处和喉道附近的分离得以消除，马赫数降低，总压恢复系数得到提升。进一步增加唇罩前伸量至1.0时，进入进气道的气流在进气道上表面又产生了低速流动，对总压恢复系数及畸变指数造成影响。

图  13  不同唇罩前伸量进气道对称面马赫数云图

Figure  13.  Mach number contours in the symmetry plane of the inlet under different lip lengths

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不同唇罩前伸量沿流向截面的总压恢复系数云图如图14所示。在x = 9.5截面处，不同唇罩前伸量下的气流均在截面右下角存在流向涡；唇罩前伸量最小时，在截面上方还存在分离导致的低总压区；随着唇罩前伸量增加，截面上表面的分离区（图中红色虚线框内）消失，仅存在流向涡；唇罩前伸量最大时，流向涡范围最大。在x = 12.2截面处，唇罩前伸量为0.3和0.6时，在截面左侧均存在“肾形”对转旋涡，0.6时旋涡范围变小，整体的高总压恢复区范围变大，分布也较为均匀；但是，随着唇罩前伸量的增加，此截面右侧均出现分离导致的低总压区域；唇罩前伸量最大时，总压恢复系数的绝对量以及高总压恢复区范围均最小，总压分布均匀性下降。在进气道出口（x = 13.6），除唇罩前伸量为0.3的情况外，其余两个唇罩前伸量下均存在对转旋涡；当唇罩前伸量为0.6时，总压恢复系数整体上分布更为均匀，且低总压系数区域较小，其总压恢复及总压畸变性能均较好；当唇罩前伸量最大时，总压恢复系数绝对量明显小于其余两种情况，总压恢复性能最低，总压畸变性能优于唇罩前伸量为0.3的情况，略低于唇罩前伸量为0.6的情况。

图  14  不同唇罩前伸量下进气道流向截面总压恢复系数云图的对比

Figure  14.  The comparison of total pressure recovery coefficient contours in the streamwise cross-planes under different lip lengths

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综上，亚声速大攻角时，唇口处的流动分离与进气道内马赫数对进气道性能影响较大。鼓包马赫数的变化实际影响着激波后的气流偏转角，收缩量与唇罩前伸量的变化均改变了唇口处的当地迎角，收缩量的变化具有整流作用。合理地选择这3个几何参数，以消除唇口处的流动分离、降低进气道内马赫数，能够有效提升进气道在亚声速大攻角时的气动性能。

3.3   最大飞行速度敏感性分析

Ma = 2.0、α = 2.4°时，总压恢复系数$\sigma$对设计变量的敏感性如图15所示。$\sigma$对唇罩前伸量最为敏感，对其他变量的敏感程度较低。

图  15  Ma = 2.0、α = 2.4°时总压恢复系数的Sobol指标柱状图

Figure  15.  Bar plot of the Sobol index for the total pressure recovery coefficient at Ma = 2.0, α = 2.4°

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图16给出了Ma = 2.0、α = 2.4°时，总压恢复系数$\sigma$随唇罩前伸量的变化趋势。可见，随着唇罩前伸量增加，$\sigma$先增大后减小，且存在最佳的前伸量，变化幅度达到14%。进气道出口的低总压区集中于出口上半部，在唇罩前伸量为0.5时，$\sigma$达到最大值，进气道出口面的高总压区明显增加，低总压区面积减小，且其最小值也相较于初始构型有所提升。进一步增大唇罩前伸量，进气道出口面的$\sigma$迅速减小，在唇罩前伸量为1.0时，低总压区超过了进气道出口面积的一半，且总压最大值下降明显。

图  16  Ma = 2.0、α = 2.4°时总压恢复系数随唇罩前伸量变化

Figure  16.  Variation of the total pressure recovery coefficient with the lip length at Ma = 2.0, α = 2.4°

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唇罩前伸量为0.3、0.5、1.0时的进气道对称面马赫数云图如图17所示，分别对应图16中的初始状态、$\sigma$最大/最小值状态。唇罩前伸量主要影响进气道前激波的形态与位置，以及进气道下壁面的分离情况。从图17可知，3个典型唇罩前伸量对应的流动在进气道入口前存在明显的$\text{λ}$激波结构，且存在亚声速溢流。当唇罩前伸量最小时，$\text{λ}$激波的前支靠近鼓包顶点，且$\text{λ}$激波区范围也最大，并诱导边界层分离。此时由于分离起始位置接近鼓包顶点，部分分离区处于流管扩张部分，流动经历减速增压过程，逆压梯度进一步增强，分离区增大。由于分离泡较长，$\text{λ}$激波后流管有明显的收缩加速区，导致进气道内最大马赫数接近1，从而降低了进气道总压恢复性能。当唇罩前伸量增加时，由于当地马赫数的减小，唇罩前的$\text{λ}$激波强度减弱，边界层所面临的逆压梯度减弱，分离区减小。此外，可以看到分离泡仍在流管收缩的区域内，逆压梯度减小，致使分离区范围减小，此时进气道喉道附近流动均为亚声速，总压恢复系数得到提升。进一步增加唇罩前伸量，当地马赫数继续减小。虽然分离区减小，进入进气道的气流大部分都经过脱体激波，脱体激波范围明显增加，从而气流总压损失显著增加，导致进气道总压恢复系数明显下降。

图  17  不同唇罩前伸量下进气道对称面马赫数云图

Figure  17.  Mach number contours in the symmetry plan of the inlet under different lip lengths

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3.4   选型设计

经过3.2节与3.3节的分析，开展低可探测DSI进气道选型设计，最终确定进气道几何参数，如表4所示。其中，喉道位置、喉道面积、鼓包马赫数均不变，鼓包位置较原始构型略微前移，唇罩前伸量和唇口半径有所减小，收缩量则增大。

表  4  几何参数对比

Table  4.  Comparison of the geometric parameters

Index	Parameters	Basement	Optimization
${{\mathrm{v}}_1}$	${A_{{\mathrm{th}}}}$	0.62	0.62
${{\mathrm{v}}_2}$	$\Delta {L_{\mathrm{{b}}}}$	0	–0.08
${{\mathrm{v}}_3}$	$M{a_{\rm b}}$	1.8	1.8
${{\mathrm{v}}_4}$	$L{_{\mathrm{{th}}}}$	9.56	9.56
${{\mathrm{v}}_5}$	${L_{\mathrm{{lip}}}}$	0.8	0.6
${{\mathrm{v}}_6}$	${R_{\rm {lip}}}$	0.34	0.2
${{\mathrm{v}}_7}$	${D_{\rm {inlet}}}$	0.10	0.28

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经过选型设计后，进气道亚声速大攻角时总压恢复系数提升4.6%，稳态总压畸变指数降低10.9%，最大飞行速度总压恢复系数提升3.1%，稳态总压畸变指数降低35.5%，具体数值如表5所示。

表  5  初始构型与选型后构型性能对比

Table  5.  Performance comparison for different selected inlets

		Ma	$\alpha$/(°)	$\varphi$	$\sigma$	$\gamma$
亚声速大攻角	Basement	0.6	30	0.370	0.724	0.092
	Optimization	0.6	30	0.370	0.757	0.082
最大飞行速度	Basement	2.0	2.4	1.295	0.794	0.076
	Optimization	2.0	2.4	1.295	0.819	0.049

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初始构型与选型后构型在亚声速大攻角时的进气道对称面马赫数分布如图18所示。选型后构型流场分布符合前文所分析的各参数变化对流场的影响规律，即唇口处的分离区得到消除，进气道内马赫数下降明显，从而提升了进气道总压恢复及畸变性能。

图  18  亚声速大攻角时初始与选型后构型对称面马赫数云图

Figure  18.  Mach number contours in the symmetry plane of different inlet configurations with high attacking angles in subsonic flow

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初始构型与选型后构型在Ma = 2.0、α = 2.4°时的进气道对称面马赫数分布如图19所示。可以看出，两者均存在典型的$\text{λ}$激波结构。选型后构型$\text{λ}$激波的第一道斜激波波前马赫数更高，激波角更大，逆压梯度更强，导致鼓包前分离泡范围增大。由于原始构型的$\text{λ}$激波结构更靠近唇口，导致进气道中心截面上部进入进气道的低能流体范围明显大于选型后构型，降低了总压恢复系数，增加了稳态畸变指数。

图  19  最大飞行速度时选型前后构型对称面马赫数云图

Figure  19.  Mach number contours in the symmetry plane of different inlet configurations at the highest flight speed

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亚声速大攻角以及最大飞行速度时进气道出口的总压云图如图20所示。亚声速大攻角时，选型后构型的低总压区范围明显减小，由原始构型的左半部分向出口上部移动，进气道整体性能获得提升。最大飞行速度时，选型后构型的总压分布更为均匀，最大值增加。集中在出口上部的低总压区域相较于原始构型也有所减小，且低总压值提升明显，这得益于进气道入口激波后的低速流动范围减小。

图  20  不同工况下选型前后进气道构型出口总压云图对比

Figure  20.  Comparison of the total pressure contours for different inlet configurations under different conditions

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4.   结　论

基于NIPC对某低可探测DSI进气道亚声速大攻角、最大飞行速度时的气动特性开展了几何敏感性分析，并基于分析结果开展了选型设计，得到如下结论：

1） 亚声速大攻角状态下，稳态总压畸变、总压恢复系数对鼓包马赫数、唇罩前伸量、收缩量这3个变量较为敏感。总压恢复系数随唇罩前伸量的增加先增大后减小，随收缩量单调增加；稳态总压畸变指数随唇罩前伸量和伸缩量的增大均呈现出先减小后增大的趋势。

2） 最大飞行速度状态下，总压恢复系数对随唇罩前伸量最敏感。随着前伸量增加，总压恢复系数先增大后减小，且存在最佳前伸量。

3） 收缩量对进气道唇口流动具有整流作用，合理调整收缩量与唇罩前伸量，可消除亚声速大攻角时的唇口分离，减小超声速飞行时进入进气道的低能流体，降低进气道内马赫数，实现不同速域进气道性能的综合提升。

4） 基于分析结果开展选型设计后，进气道性能明显提升。较初始构型，在亚声速大攻角时，总压恢复系数提升4.4%、稳态总压畸变指数降低10.9%；在最大飞行速度时，总压恢复提升3.1%，稳态总压畸变指数降低35.5%。

本文仅针对低可探测进气道气动性能对几何参数的敏感性开展研究，后续将继续研究其隐身性能对几何参数的敏感性程度，以期全面反映几何参数对进气道气动、隐身性能的影响。