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Electrical Engineering and Automation December 2013, Volume 2, Issue 4, PP.44-51

Design and Numerical Simulation of Submerged

S-shaped Inlet Duct Sangcao Ge #, Rong Cui

National Key Laboratory on Aero-Engines, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100191, China

#Email: gesangcao2006@163.com

Abstract

Submerged S-shaped inlet applied on Blended Wing Body aircraft would ingest fuselage boundary layer, as the boundary layer

cannot resist adverse pressure gradient in duct and may cause flow separation, thus leading to the total pressure loss and outlet

distortion, which is the core problem of S-shaped inlet. Wall curvature of S-shaped duct can cause local adverse pressure gradient,

while wall pressure gradient is important reasons for the development of the boundary layer and loss. In order to control and

optimize the wall pressure distribution of the S-shaped inlet and investigate the relationship between the pressure distribution and

aerodynamic performance of the S-shaped inlet, the paper developed a two-dimensional geometry model which can build the

association of wall pressure distribution and wall curvature allocation; then three-dimensional model was built. By numerical

simulation, the wall pressure distribution and aerodynamic performance of S-shaped inlet duct were analyzed in this paper at the

condition of uniform intake and boundary layer ingestion. The results showed that the wall pressure distribution trend at different

longitudinal locations remains approximately, and at the condition of uniform intake the wall pressure distribution of three-

dimensional model is similar to the two-dimensional model, so the feasibility of the design method is proved; and further the

ingested boundary layer causes large scale of flow separation at the inner wall, the total pressure recovery decreases and the outlet

distortion index increases.

Keywords: S-shaped Inlet; Wall Curvature; Wall Pressure Distribution; Boundary Layer Ingestion (BLI); Pressure Recovery;

Distortion

埋入式 S 形进气道内通道设计及数值模拟

格桑草，崔容

北京航空航天大学航空发动机气动热力重点实验室，北京 100191

摘 要：应用于翼身融合布局飞机的埋入式 S 形进气道由于摄入的机身边界层在 S 形通道中难以抵抗逆压梯度而会导致

流动分离，这是造成 S形进气道流动损失和出口畸变的核心问题。S形管道壁面曲率会导致壁面当地的不利压力梯度，管

道壁面压力梯度是影响壁面边界层发展和管道损失产生的重要原因。为优化控制 S 形进气道壁面压力分布并研究其与 S

形进气道气动性能的关系，首先从进气道壁面压力分布与壁面曲率关系出发，建立二维壁面参数化模型，然后进行三维

模型设计并进行数值模拟，分析均匀进气与畸变进气即边界层摄入两类进气工况下，S形进气道壁面压力分布的规律及其

气动性能。结果表明：在不同纵向截面位置，S形进气道内外壁面压力分布趋势相互近似，且在均匀进气时二维模型与三

维模型壁面压力分布相似，验证了设计方法的可行性；畸变进气时，摄入的边界层在 S 形管道内壁面处发生较大尺度分

离，使进气道总压恢复系数下降而出口畸变指数增大。

关键词：S形进气道；壁面曲率；壁面压力分布；边界层摄入；总压恢复系数；畸变

基金资助：受国家自然科学青年基金*支持资助（批准号：10902008）

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引言

出于隐身、降阻、降低油耗等考虑，翼身融合布局飞机的进气道通常将发动机布置在机身后部，且埋入

机身上表面[1-2]。埋入机身上表面的进气道区别于常规吊舱式进气道，除管道面积扩张会导致沿流动方向的逆

压梯度外，首先，由于存在进出口高度差，埋入式进气道剖面形状为 S 形，气流流入 S 形管道后内外壁面曲

率会导致壁面当地的不利压力梯度[3]；另外，由于将发动机安装在机身脊背，机身上表面边界层发展至进气

道可达约 20-30%进口高度[4]，故进气道进口不可避免地将会摄入在机身上表面发展的边界层，摄入的边界层

作为低能流难以抵抗大的逆压梯度而更容易引发流动分离，致使进气道总压恢复系数显著降低，增加发动机

进口流场畸变[3]。传统 S 形进气道主要是借鉴早期文献给出的中心线和面积变化规律经验方程进行设计[5-8]。

该设计方法由于直接进行三维设计，不能有效建立内外壁面几何与壁面压力分布的动力学关联，忽略了壁面

曲率对流动的影响。基于以上分析，本文即从壁面压力分布与壁面曲率的关系出发[9]，建立二维壁面参数化

模型，研究壁面几何与压力分布的动力学关联；在此基础上引入面积变化规律进行三维 S 形进气道内通道设

计及数值模拟，分析 S 形进气道壁面压力分布的规律及边界层摄入对进气道气动性能的影响。

1 S 形进气道内通道设计

1.1 S 形进气道流动问题

S 形进气道内通道流动的主要特征是经历了 S 形曲线的两个转弯，当流体流过曲率壁面时，静压分布发

生改变。在第一个转弯处，需要径向压力梯度将流体向内转向，因此外壁面压力高于内壁面压力；在第二转

弯处，流动转为轴向方向，此时内壁面压力高于外壁面压力。这意味着流体质点在 S 形拐弯处的离心力需要

径向压力梯度平衡[10]。图 1 所示为典型非扩压 S 形管道内外壁面压力分布：内壁处流体经历由凸到凹的曲率

流动，进口凸曲率导致加速，出现吸力峰值，出口凹曲率导致压力峰值出现。外壁面处流体流经由凹到凸的

曲率流动，故其吸力峰值和压力峰值出现的顺序与内壁相反。由此可知，S 形进气道内壁压力沿轴向变化以

逆压梯度占主导。而外壁压力变化则以顺压梯度占主导[11]。

图 1 典型 S 形管道壁面压力分布 图 2 二维壁面模型示意图

1.2 S 形进气道二维壁面参数化模型

影响 S 形进气道壁面压力分布主要取决于壁面曲率和一维轴向面积变化所带来的轴向压力梯度变化[12]。

为研究 S 形进气道壁面曲率变化对壁面压力分布的影响，从二维出发建立二维壁面参数化模型，利用控制参

数量化前后半程的逆压分配，并在内外壁面型线增加一组控制点，作为前后两个 S 形转弯的划分点。二维壁

面模型示意见图 2 所示。

内外壁面型线均由如下分段 4 次方程描述： 4 3 2

4 3 2 1 0 1

4 3 2

4 3 2 1 0 2

( )( )

( )

c

c

a x a x a x a x a x x xz x

b x b x b x b x b x x x

(1)

方程中包含 10 个待定系数，由已知条件中的由进（出）口位置、进（出）口斜率、进（出）口曲率、

内（外）壁面分段点连续、分段点斜率连续、分段点曲率连续可确定 9 个待定系数。此时给出内外壁面分段

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点 Mc、Nc位置，即可获得最后一个待定系数，内外壁面型线也可相应确定。

内壁分段点 Mc 可通过引入内壁前半程落差与内壁总落差之比这一无量纲参数来确定，定义为内壁半程

落差比 ξ，该参数能够较客观地反映 S 形流道进出口弯道处曲率的总体变化趋势。内壁半程落差比的数学描

述如下式所示：

1

1 2

cM M

M M

z z

z z

(2)

另外，考虑到扩张通道逆压梯度对壁面压力分布的影响，通过半程面积比这一无量纲参数来描述，它表

征为如图 2 所示的分段点处截面积 Ac与进口截面积 A1 的比。半程面积比决定二维流道面积的轴向变化规律，

由该参数即可确定分段点 Nc的位置，并进一步控制壁面压力分布。半程面积比的数学描述如下所示：

1

cA

A (3)

由此，通过调整上述两个控制参数值，就可表征不同的壁面曲率，从而控制壁面的压力分布。因此只需

考察这两个参数对进气道性能的影响，即可获得较优的壁面压力分布规律。

1.3 三维 S 形进气道内通道设计

1.3.1 基本几何参数及设计状态

S 形进气道基本几何参数如表 1 所示。表 2 则给出进气道相关的设计参数。

表 1 进气道基本几何参数

参数 数值

风扇直径 D/m 1.7264

长度 L/m 3.8

偏距△H /m 0.6837

表 2 设计点状态

设计点 数值

巡航高度 H/m 11000

巡航马赫数 M0 0.85

流量 mass/(kg/s) 155

1.3.2 S 形进气道内通道模型设计

图 3 所示为设计流程图，由内外壁面位置及控制参数可确定二维壁面型线、中心线及沿程截面高度；由

进出口面积及面积变化规律可确定沿程面积值；然后给出截面型线的型式，可确定沿程截面宽度，并进行造

型。

图 3 设计流程图

a 控制参数

由控制参数定义，当内壁半程落差比 ξ 值较大时，即 S 管道内壁进口处曲率变化较大而出口变化平缓。

考虑到边界层速度分布在进口相对饱满，适当增大内壁前半段的逆压，使前半程承担一定逆压而缓和内壁后

半程逆压将有利于流动。半程面积比 α 是二维流道面积的关键控制量，为进一步缓和后半程逆压，可使二维

内外壁面位置及控制参数 ξ、α

二维壁面型线

中心线、沿程截面高度

面积规律 进出口面积

沿程宽度及沿程截面型线

几何建模

沿程面积值 A

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流道面积先扩张后收缩，即 α 略大于进出口面积比。

根据上述分析，选取半程落差比和半程面积比分别为：ξ=0.6，α=1.35。图 4 所示为该控制参数下的二维

壁面模型。

图 4 二维壁面型线 图 5 二维横截面型线

b 进出口面积

在亚声速时，进气道气动性能主要是喉道马赫数 Mth的函数，当 Mth 超过 0.8 以后接近声速时进气道性能

会迅速恶化，进气道通常按最大 Mth等于或小于 0.75 来确定尺寸[13]。因此，本文选取 Mth为 0.75。喉道面积

由流量公式确定，出口面积由风扇尺寸确定。

c 面积变化规律

S 形进气道的三维设计需要引入沿程面积变化，而面积变化将会对轴向压力梯度产生影响。对亚声速流

动，压力变化与面积变化呈正相关，故扩张通道中沿轴向的压力分布呈逆压梯度。为避免由于轴向逆压梯度

而导致分离，进气道的面积扩张应尽量缓和[8]，故在模型设计中均采用缓急相当的面积变化规律：

1])/(2)/(3)[1/(/ 32

121 LxLxAAAA (4)

d 截面型线

截面型线由上下两半椭圆组成，上下半椭圆沿中心线过渡至出口圆截面[4]。其面积为：

bhbhbhA xs 2

1

2

1

2

1

(5)

式中 hs 为上半椭圆纵向高度，hx 则为下半椭圆纵向高度，b 为截面宽度。横截面型线示意如图 5 所示。

然后给定进口上下半椭圆高度的比例（此处给定为 10:1），由面积变化规律可进一步得到沿程上下半椭

圆高度，至此沿程截面型线变化的所有参数都可确定。

1.3.3 S 形进气道内通道模型

图 6 所示为基于二维参数化模型，引入面积变化规律，建立的三维 S 形进气道模型。

图 6 S 形进气道三维模型 图 7 网格模型

2 数值验证及结果分析

在边界层处进行加密处理，根据 y+计算公式取第一层壁面网格高度为 0.2mm。计算域为在进气道模型前

后各延长一个风扇直径 D，网格数约为 24 万。

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本文采用 Ansys CFX 软件进行数值模拟，采用的湍流模型为标准 κ-ε 模型，流体假设为理想气体。分别

计算均匀来流和畸变进气，即进口摄入边界层（20%、25%、30%进口高度）两种情况。进口边界采用压力

进口边界条件（总温，总压，轴向进气）；进口边界层以总压畸变形式给出，边界层内总压呈线性变化。出

口边界采用压力出口边界（给定出口静压）；壁面取为绝热无滑移、固体边界条件。

2.1 壁面压力分布分析

图 8 所示为二维参数化模型壁面压力分布。

图 8 二维模型壁面压力分布

二维模型内外壁面型线存在明显的凹凸曲率变化，故沿着其内外壁面，分别出现吸力峰值、压力峰值区

域，且压力变化较为缓和。

图 9 所示为均匀进气下近设计点处，三维 S 形进气道模型在不同纵向截面位置内外壁面的沿程静压系数

分布。图 10 所示为边界层摄入量为 25%入口高度时，近设计点工况，三维 S 形进气道模型在不同纵向截面

位置的壁面压力分布曲线。

(a) y/b=0 (b) y/b=0.35 (c) y/b=0.7

图 9 S 形进气道三维模型壁面压力分布(均匀进气)

(a) y/b=0 (b) y/b=0.35 (c) y/b=0.7

图 10 S 形进气道三维模型壁面压力分布(25%BLI)

首先，对比二维模型及三维模型静压系数曲线，均匀进气时三维模型壁面压力分布与二维模型相似；边

界层摄入时，其外壁面压力分布相似，而在内壁面呈现一定差异，可知边界层摄入使内壁在后半程均呈逆压

分布。

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由图 9 可知，不同纵向位置处，壁面静压系数曲线变化相似，内外壁面吸力峰值、压力峰值位置相同，

大致保持了壁面压力分布趋势。在偏离纵向中心截面越远处，曲率变化趋于缓和，内壁凸曲率处吸力峰值降

低。

由图 10 可知，在摄入 25%高度边界层时，不同纵向位置的壁面压力分布也保持相似，说明由控制壁面

压力分布出发的二维参数化模型，对三维模型也适用。相比均匀进气情况，摄入边界层时内壁在第一转弯处

达到的吸力峰值较小，且在近 x/L=0.4 处，压力分布为一段平直线，此处即发生较大尺度的分离，气流阻滞，

致使进气道流通能力下降，近外壁速度变化较急，故外壁处吸力峰值及压力峰值较突出。

2.2 流场分析

图 11、图 12、图 13 分别为二维模型纵向截面速度矢量图和三维模型在近设计点时的纵向截面速度矢量

图。

图 11 二维模型速度矢量分布 图 12 三维模型速度矢量分布（均匀进气）

图 13 三维模型速度矢量分布（25%BLI）

图 14 出口总压云图 (均匀进气) 图 15 出口总压云图(25%BLI)

二维模型未引入轴向面积扩张，其流动比较理想，并未发生分离。均匀来流情况下，在近设计点工况时，

三维模型沿内外壁面的气流流动均未发生分离；摄入边界层时，同样在近设计点工况，三维模型在内壁凹曲

率处出现大尺度的分离现象，回流发展至出口则形成低压区，使气流阻滞，图 14、图 15 所示即为模型在均

匀进气、25%BLI 摄入时，近设计点工况下的出口截面总压云图。

2.3 进气道总压恢复特性及出口畸变指数

总压恢复系数和出口畸变是衡量进气道性能的重要参数。

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总压恢复系数表征总压损失的大小；其定义式为： *

2

*

P

P

(6)

图 16 给出进气道总压恢复系数随流量系数 Φ 的变化曲线，可以看到进气道摄入边界层时，进气道总压

恢复明显下降。

图 16 总压恢复系数曲线 图 17 畸变指数曲线

畸变指数是衡量总压不均匀度的参数，其定义为： * *

2

2

( )P P

DCq

(7)

式中 *

2P 为出口截面平均总压， *P

为出口截面扇形区域内平均总压，本文取 60°扇形区域，

2q 为出口截面平

均动压。

图 17 为出口畸变 DC(60)随流量系数 Φ 的变化曲线，由图可知，在均匀进气条件下，除堵点外的各个工

况，出口总压畸变相近，变化较小。而进口边界层的摄入显著影响进气道出口总压不均匀度，使出口畸变指

数较高。且随着边界层摄入量增大，出口畸变随之增大。

3 结论

针对埋入式 S 形进气道，本文开展二维模型和三维设计研究，并对均匀进气及边界层摄入的畸变进气条

件进行数值模拟及分析，得到的具体研究结论如下：

（1）建立了与半程落差比、半程面积比相关联的二维壁面几何参数化模型。然后在此基础上引入面积

变化规律，建立基于控制壁面压力分布的 S 形进气道模型。

（2）三维 S 形进气道在不同纵向截面位置处的内外壁面压力分布曲线的吸力峰值、压力峰值位置相同，

故保持了近似的壁面压力分布趋势，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三维 S 形进气道壁面压力分布方法的可行性。

（3）由于边界层在 S 形进气道中难以抵抗大的逆压梯度而会导致在内壁后半程处发生分离，故一定量

的边界层摄入使进气道总压恢复系数明显下降而出口畸变指数增大，且当边界层量越大时，出口畸变相应越

大。

埋入式 S 形进气道摄入的边界层难以避免地将会在管道中发生分离，为有效改善流动、降低出口畸变，

需要考虑采取一定的流动控制措施。

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【作者简介】

格桑草（1988- ），女，藏族，硕士，研究方向：S 形进气道设计。Email: gesangcao2006@163.com