S彎進氣道旋流畸變數值模擬及特性分析

張曉飛，姜 健，符小剛

(中國飛行試驗研究院發(fā)動機所，陜西 西安 710089)

1 引言

上世紀70年代末，狂風戰(zhàn)斗機試飛中，不同飛行條件下左、右發(fā)動機先后發(fā)生喘振，事后研究表明，喘振由進氣道旋流引起[1]。后來戰(zhàn)斧巡航導彈[2]、A300的APU[3]上再次驗證了旋流對發(fā)動機穩(wěn)定性的影響，而其共同特點是采用了S彎進氣道。文獻[4]的研究也表明，S彎進氣道是導致旋流產生的一個重要因素。

旋流是進氣道/發(fā)動機相容中危害最大的干擾參數[5～7]。反向旋流(與發(fā)動機旋轉方向相反)會直接導致發(fā)動機失速喘振，甚至熄火停車，同向旋流會導致發(fā)動機推力下降，長期處于對渦旋流中的發(fā)動機極易出現(xiàn)高循環(huán)疲勞失效[8]。

本文對某S彎進氣道在多種機動狀態(tài)下的旋流畸變進行了數值模擬，對S彎進氣道旋流的產生和發(fā)展機理進行了分析，并利用旋流評價指標對旋流畸變程度進行了量化，最后對其特性進行了總結。

2 S彎進氣道模型及數值模擬方法

本文模擬的S彎進氣道，考慮了機頭和前機身對進氣道的影響[9]。進氣道為腹部進氣，上唇口與機身之間有附面層隔道。進氣口為一倒掛鏟斗形狀，從入口到出口，截面從圓角矩形過渡到圓形。進氣道有三道調節(jié)板，采用二級調節(jié)板調節(jié)入口氣流。調節(jié)板上有幾千個直徑較小的附面層抽吸孔，計算時適當增大孔徑，但為保持孔流量不變，抽吸孔減少到500個。建立的進氣道CFD幾何模型如圖1所示。

圖1 S彎進氣道CFD幾何模型Fig.1 CFD model of a S-duct inlet

高速飛行器數值模擬通常采用壓力遠場邊界條件[10～12]。為滿足該條件，計算域為長60 m、寬40 m、高40 m的長方體，其中五個面設置為壓力遠場邊界條件，余下一個面設置為壓力出口，進氣道出口也設置為壓力出口。邊界條件設置如圖2所示。

圖2 邊界條件設置示意圖Fig.2 Boundary conditions

作一半徑4 m、高12 m(左端截面與機頭距離4 m)的圓柱體，罩住飛機頭部/前機身和進氣道入口，以控制進氣道入口、機頭/前機身和進氣道上唇口間的網格數量。在圓柱體內部，左端面到上唇口前1 m作為第一部分，以控制機頭和前機身下方區(qū)域的網格，用非結構網格。上唇口至第三道調節(jié)板后緣作為第二部分，這部分結構較復雜，用非結構網格，調節(jié)板上每個孔周向布6個網格點進行局部加密。第三道調節(jié)板至進氣道出口作為第三部分，用六面體網格，近壁邊界層網格第一層厚1 mm，之后逐層增厚，比例系數為1.2，共6層。圓柱體之外的區(qū)域，從內向外逐漸由細網格過渡到外場的粗網格，以減小整個計算域的網格數量。整個計算網格數為230萬。

本文計算的是超聲速工況，雷諾數很高，故采用標準k-ε湍流模型加壁面函數的方法。用FLUENT軟件進行計算。

3 數值計算結果

計算工況為高度11 km、馬赫數1.4。分別計算了側滑角 β 為0°、攻角α為-3°、0°、5°、10°、15°、20°，及攻角為0°、側滑角為5°、10°的8種機動動作。計算過程中，確保發(fā)動機在同一工作狀態(tài)，即進氣道出口靜壓相同。

圖3為攻角變化時進氣道內外流場的縱剖面馬赫數云圖，及相應的進氣道出口旋流速度矢量圖(順航向，本節(jié)同)。從圖中看，該S彎進氣道出口固有的對渦旋流結構不隨攻角變化，但隨著攻角的增加，上壁面氣流分離減弱，下壁面氣流分離增強。

圖4給出了側滑角變化時進氣道內外流場的縱剖面和某橫截面(通過進氣道出口圓心水平面)的馬赫數云圖，以及進氣道出口截面的旋流速度矢量圖。從圖中看，右側滑飛行時，該S彎進氣道出口固有的對渦旋流結構已變?yōu)檎w渦。5°側滑角時上壁面分離嚴重，并占主導趨勢，出口旋流的渦核位于右側上半部；10°側滑角時下壁面分離嚴重，并占主導趨勢，出口旋流的渦核位于右側下半部。

4 旋流產生和發(fā)展機理分析

圖5給出了攻角和側滑角均為0°、攻角為20°、側滑角為10°時，三種典型飛行條件下進氣道流道沿程截面的總壓云圖和速度矢量圖。

由圖中可看出，在攻角、側滑角均為0°和攻角為20°飛行時，氣流在一彎處的上壁面已分離且分離區(qū)較大，同時由于流道上彎，使得一彎的橫截面上伴隨著較大的向上速度分量。氣流通過二彎后，上壁面分離加劇，同時下壁面也出現(xiàn)一定程度的分離。由于上部氣流為低壓區(qū)，流速相對較低，使得一彎后的向上速度分量減少較小。與之相反，下部氣流為高壓區(qū)，流速相對較快，使得一彎后的向上速度分量減少較大。由于二彎后的幾何截面由矩形收縮到圓形，使得矩形上部左右邊緣的氣流向圓周方向流動，最終在進氣道出口截面上部產生明顯的對渦旋流。對比圖5(a)和圖5(b)可明顯看出：攻角為20°飛行時，上壁面分離有所減弱，而下壁面分離略為加劇，從而使得出口流場的高壓區(qū)相對增加，流場畸變強度相對減弱(即在攻角變大過程中，氣流通過S彎進氣道的順暢程度略有增加)。這是由該S彎進氣道本身的幾何特點所決定。

圖3 不同攻角下進氣道縱剖面馬赫數云圖及出口截面旋流速度矢量圖Fig.3 Mach number contour of vertical section and swirl vector of outlet section at different AoA

圖4 不同側滑角下進氣道的縱剖面、橫剖面馬赫數云圖及出口截面旋流速度矢量圖Fig.4 Mach number contour of vertical and transverse section and swirl vector of outlet section at different AoS

圖5 不同攻角和側滑角時進氣道流道沿程截面的總壓云圖和速度矢量圖Fig.5 Total pressure contour and velocity vector on the typical section along the flow direction at different AoS and AoA

側滑角為10°飛行時(圖5(c))，由于向右側滑飛行，進氣道沿程流道中右側始終存在低壓區(qū)。氣流通過二彎后下壁面也產生了分離，從而最終在進氣道出口截面右下部形成低壓區(qū)，該低壓區(qū)決定了旋流的渦核位置。旋流產生的原因和攻角飛行時不同，其整體渦是由于流動的不對稱和分離流通過一彎、二彎后在進氣道橫截面上產生的向上速度分量受幾何截面影響共同造成。可以明顯看出，進氣道出口旋流為渦核處于非中心位置的整體渦旋流，其強度較攻角飛行時大得多。

5 旋流的量化和評價指標研究

由圖6、圖7和表1可看出，隨著攻角的增大，該S彎進氣道出口面平均總壓恢復系數略有增加，周向畸變指數先急劇減小后略有增加，說明隨著攻角的增大，出口流場的總壓畸變程度略有減弱；隨著側滑角的增大，面平均總壓恢復系數降低較多，周向畸變指數變大，說明隨著側滑角的增大，出口流場的總壓畸變程度加劇。此結果與圖5反映出的直觀流場結構相符。然而，由于總壓畸變評價指數著眼于高低壓區(qū)的相對范圍，無法反映實質為速度畸變的旋流畸變。

圖6 面平均總壓恢復系數隨攻角和側滑角的變化Fig.6 Area-averaged total pressure recovery vs.AoA or AoS

圖7 周向畸變指數隨攻角和側滑角的變化Fig.7 Circumferential distortion index vs.AoA or AoS

表1 總壓畸變指數評價結果Table1 Evaluation results using total pressure distortion index

下面采用南航彭成一教授[13]提出的新機試飛中的旋流評價指標來描述和評價旋流，該評價指標能準確評定數值計算和風洞模擬出的典型旋流的強度及結構[14～16]。四個旋流評價指標為：整體渦強度整體渦指數、對渦強度和對渦指數。純整體渦時，整體渦指數為1，對渦指數為0；純對渦時，整體渦指數為0、對渦指數為1。

應用該旋流評價指標，對數值模擬出的進氣道出口流場旋流畸變進行量化，結果如表2所示。整體渦強度和對渦強度隨攻角及側滑角的變化分別如圖8、圖9所示。

表2 旋流畸變指數評價結果Table 2 Evaluation results using swirl distortion index

圖8 整體渦強度隨攻角和側滑角的變化Fig.8 Intensity of bulk swirl vs.AoA or AoS

圖9 對渦強度隨攻角和側滑角的變化Fig.9 Intensity of twin swirl vs.AoA or AoS

由圖8和圖9可看出，隨著攻角的增大，整體渦強度、對渦強度均有減弱，說明旋流畸變略有減弱；而隨著側滑角的增大，整體渦強度、對渦強度急劇增加，且遠大于攻角飛行時的量值，圖5(a)和圖5(c)的對比中也能明顯反映這個情況。從表2中可看出：攻角飛行時，整體渦指數非常小，而對渦指數較大且接近于1，表明流場是典型的對渦結構，這與圖3反映出的流場結構完全一致；側滑飛行時，整體渦指數和對渦指數均在0.5左右，說明流場結構是局部渦旋流(一種特殊的整體渦旋流，渦核沒有位于出口截面中心位置)。

6 結論

(1)該S彎進氣道出口固有的對渦旋流結構不隨攻角變化，但旋流畸變強度隨著攻角的增大有所降低，總壓畸變強度也有所下降。

(2)側滑飛行狀態(tài)下，該S彎進氣道出口對渦旋流結構消失，旋流以整體渦結構出現(xiàn)。

(3)該S彎進氣道出口的旋流，是由于流動的不對稱和分離流通過一彎、二彎后在進氣道橫截面上產生的向上速度分量受幾何截面影響共同造成。

(4)大側滑角飛行狀態(tài)下，總壓畸變指數不大，但旋流畸變強度較大，極有可能在空中造成發(fā)動機喘振甚至熄火停車。

(5)本文引入的旋流評價指標，能較為準確地評定旋流畸變強度和旋流流場結構。

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