自由射流試驗中進(jìn)氣道上斜板結(jié)構(gòu)影響仿真評估

蘇金友 ，劉冬根 ，鐘華貴 ，李 康

(1.航空發(fā)動機(jī)高空模擬技術(shù)重點(diǎn)實驗室，四川 綿陽 621000；2.中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，四川 綿陽 621000)

1 引言

隨著航空發(fā)動機(jī)試驗技術(shù)的發(fā)展，高空模擬試驗不再局限于直連式，特別是高超聲速飛行器的研制對空中工作環(huán)境模擬真實性要求的逐漸提高，進(jìn)氣道-發(fā)動機(jī)一體化試驗成為焦點(diǎn)。自由射流、半自由射流和推進(jìn)風(fēng)洞高空模擬試驗方法備受國內(nèi)外研究人員的關(guān)注，其中國外多家航空航天研究機(jī)構(gòu)著重發(fā)展了自由射流或推進(jìn)風(fēng)洞高空模擬試驗方法[1-3]。考慮到試驗的經(jīng)濟(jì)性，近年來針對自由射流試驗方法的研究工作較多，主要在氣動布局、試驗方法可行性等方面，但對具體試驗細(xì)節(jié)的研究相對較少，特別是非完整超聲速進(jìn)氣道自由射流試驗方法。

自由射流高空模擬試驗方法研究始于上世紀(jì)70年代[2]。80年代初，美國國家技術(shù)研究中心的Haas等[3]在超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行了超聲速進(jìn)氣道模型試驗，驗證了自由射流試驗方法可獲取全尺寸超聲速進(jìn)氣道的工作特性。80年代中期，美國阿諾德工程發(fā)展中心的Beale等[4]為評估自由射流試驗的可行性，采用F-16飛機(jī)進(jìn)氣道的15%縮尺模型在ASTF C-2高空艙進(jìn)行了自由射流試驗，并與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)對比，得到了與風(fēng)洞試驗一致性的結(jié)果。80年代末，Duesterhaus等[5]論述了在C-2高空艙進(jìn)行自由射流試驗的設(shè)備改造方案和相應(yīng)的測試方案，并分步實施亞聲速和超聲速的標(biāo)定工作。Beale等[6-7]采用F-15飛機(jī)進(jìn)氣道的16.29%縮尺模型對自由射流試驗方法進(jìn)行了再次確認(rèn)，隨后闡述了自由流態(tài)下飛機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)氣特性可以用自由射流試驗方法模擬、前機(jī)身模擬器可代替整個前機(jī)身進(jìn)行試驗研究，并且可采用進(jìn)氣參考面作為自由射流參數(shù)設(shè)置基準(zhǔn)的觀點(diǎn)。1993年Maywald等[8]在C-2高空艙進(jìn)行了亞聲速自由射流試驗應(yīng)用前驗證，并提出了試驗艙的改造要求。與此同時，Beale等[9]也在C-2高空艙15%縮比模型艙內(nèi)進(jìn)行了F-15飛機(jī)進(jìn)氣道模型自由射流試驗，從數(shù)據(jù)方面闡明了自由射流試驗可評估進(jìn)發(fā)匹配特性。從美國對自由射流試驗技術(shù)的研究思路看，主要沿著模型試驗論證-推進(jìn)風(fēng)洞試驗對比-亞聲速自由射流-超聲速自由射流從易到難的研究過程。進(jìn)入21世紀(jì)后，世界各國相繼開始向自由射流試驗設(shè)備的建設(shè)或現(xiàn)有設(shè)備改造方面進(jìn)行研究投入。1999年Benoit等[10]介紹了法國推進(jìn)試驗中心擬建可進(jìn)行飛行導(dǎo)彈自由/半自由射流試驗的試驗艙設(shè)計情況。2000年Taguchi等[11]在超聲速發(fā)動機(jī)模型試驗設(shè)備上進(jìn)行了超聲速進(jìn)氣道斜板截斷0°攻角自由射流試驗，但未與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)對比，且對自由射流噴管工作姿態(tài)也沒有詳細(xì)介紹。2001年，Albertson等[12]針對某雙燃料沖壓發(fā)動機(jī)半自由射流試驗布局進(jìn)行了優(yōu)化，優(yōu)化后的布局直接考慮了前機(jī)身附面層的影響。2002年，Serre等[13]介紹了法國的半自由射流試驗?zāi)芰?，要求試驗超聲速噴管需模擬前機(jī)身后或壓縮斜板前的流動條件，包括側(cè)壁流動和邊界層流動。2011年，法國在論證高超聲速導(dǎo)彈自由射流射流試驗方案時，Serre等[14]采用數(shù)值方法進(jìn)行了方案評估，為試驗提供了強(qiáng)有力的技術(shù)支撐。2014年，Chan等[15]也采用數(shù)值計算方法評估了自由射流噴管的菱形區(qū)范圍和自由射流試驗艙內(nèi)的氣流流動狀況。

從國外自由射流高空模擬試驗方法的研究歷程看，自由射流試驗需考慮進(jìn)氣道斜板附面層發(fā)展對進(jìn)發(fā)匹配試驗的影響。在一定條件限制下進(jìn)行自由射流試驗，同樣需要考慮斜板附面層對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣氣流的影響，特別是附面層位移厚度的影響[11]。本文以半自由射流式試驗方案為基準(zhǔn)，采用數(shù)值仿真方法對進(jìn)氣道的氣動特性進(jìn)行了仿真計算，并與試驗數(shù)據(jù)對比發(fā)現(xiàn)，通過截斷進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)方式的自由射流試驗，按常規(guī)要求直接模擬進(jìn)氣道截斷后氣流無法滿足發(fā)動機(jī)試驗要求。經(jīng)分析，認(rèn)為試驗中截去進(jìn)氣道上斜板的氣動布局需考慮該斜板帶來的氣流附面層造成的影響，可通過適當(dāng)調(diào)整試驗中來流氣流角修正該影響，進(jìn)而優(yōu)化自由射流試驗中進(jìn)氣道出口流場，得到相對準(zhǔn)確的試驗結(jié)果。

2 物理模型和計算方法

2.1 物理模型

某并聯(lián)組合沖壓發(fā)動機(jī)上置渦噴發(fā)動機(jī)，下置沖壓發(fā)動機(jī)，二者共用進(jìn)氣、排氣裝置。為采用自由射流試驗方法評估沖壓發(fā)動機(jī)的工作特性，利用數(shù)值仿真方法設(shè)計了試驗進(jìn)氣布局。仿真中發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)暫不考慮渦噴發(fā)動機(jī)，以沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道上邊緣為起點(diǎn)，水平截去渦噴發(fā)動機(jī)，保留水平截面以下部分。空中飛行條件下計算域選取矩形自由流空間(15 m×5 m×3 m)，沖壓發(fā)動機(jī)部分置于其中。因整個氣動結(jié)構(gòu)和流場特性具有強(qiáng)對稱性，空中飛行條件下的計算域取對稱結(jié)構(gòu)，如圖1所示。因試驗設(shè)備氣源能力有限，試驗中將截去圖1中進(jìn)氣道上斜板，僅模擬截去上斜板后下游的氣流條件。

圖1 空中飛行條件下的計算域Fig.1 Calculation domain for flight condition

2.2 邊界條件

空中飛行條件下的計算域中，自由來流給定馬赫數(shù)，計算域出口給定壓力邊界，壓力值為飛行高度環(huán)境壓力；發(fā)動機(jī)泄漏腔出口為飛行高度環(huán)境壓力出口邊界，尾噴管喉道面積按設(shè)計要求給定，對稱面給定對稱邊界，其余為固體無滑移壁面邊界。截去進(jìn)氣道上斜板后的計算域中，進(jìn)氣道進(jìn)口參數(shù)按完整進(jìn)氣道氣流第二道斜激波后氣流參數(shù)給定，氣流折轉(zhuǎn)角6°；依據(jù)空中飛行條件下計算域的計算結(jié)果，基于沖壓通道噴口可調(diào)斜板處氣流臨界原理，尾噴管出口給定壓力出口邊界，邊界位置取沖壓通道出口截面。截去進(jìn)氣道上斜板后的計算域及其邊界條件如圖2所示。

圖2 截去上斜板后的計算域及邊界條件Fig.2 Domain and boundary condition setting after cutting off ramjet inlet plate

2.3 計算模型和網(wǎng)格劃分

采用ANSYS CFX軟件進(jìn)行數(shù)值模擬。離散格式選用隱式二階迎風(fēng)格式。粘性模型選用Spa?lar-Allmaras一方程模型，工質(zhì)氣體采用理想氣體，用Sutherland經(jīng)驗公式表述氣體粘性特性。計算域離散化處理采用六面體分塊劃分，沖壓發(fā)動機(jī)空中飛行條件下的計算域網(wǎng)格劃分為約1 300萬個單元，截去進(jìn)氣道上斜板后計算域網(wǎng)格劃分成約700萬個單元，對進(jìn)氣道入口附近和截去上斜板后計算域中斜激波位置處網(wǎng)格進(jìn)行局部加密，如圖3所示。

圖3 網(wǎng)格劃分Fig.3 Mesh generation

3 模型驗證

為保證數(shù)值模擬結(jié)果精度以及試驗方案的可實施性，在高空臺進(jìn)行了進(jìn)氣道自由射流驗證試驗。圖4顯示了進(jìn)氣道上壁面靜壓分布試驗值與仿真值的對比，可看出二者一致性好。由此可認(rèn)為，本文采用的仿真方法可以很好地模擬自由流狀態(tài)下進(jìn)氣道內(nèi)的氣流參數(shù)。

4 計算結(jié)果與分析

4.1 計算工況

圖4 進(jìn)氣道上壁面靜壓試驗值與仿真值對比Fig.4 Comparison between testing results and simulation results for inlet upper wall static pressure

計算工況選取飛行俯仰角0°，截去和未截去進(jìn)氣道上斜板的自由來流的工況見表1，其中截去上斜板進(jìn)行了兩個進(jìn)氣氣流角工況計算。

表1 計算工況Table 1 Calculation conditions

4.2 流場對比分析

圖5給出了工況1對稱面和氣流流動方向橫截面馬赫數(shù)分布。從圖中可看出，馬赫數(shù)1.8的水平來流經(jīng)上斜板處產(chǎn)生一道斜激波，氣流角發(fā)生偏轉(zhuǎn)，沿斜板呈6°進(jìn)入沖壓通道進(jìn)氣道。進(jìn)氣道四周為消除附面層泄漏腔，左右和下側(cè)三面氣流經(jīng)過側(cè)板導(dǎo)流和進(jìn)氣道腹部導(dǎo)流溢出至大氣中，而上側(cè)氣流與進(jìn)氣道內(nèi)泄漏腔的泄漏流匯合進(jìn)入泄漏腔排出。氣流經(jīng)過上斜板后發(fā)生折轉(zhuǎn)，并且沿著上斜板和側(cè)板流動。從圖中x=-1.5 m橫截面馬赫數(shù)分布看，由于氣流粘性作用，氣流附面層沿壁面發(fā)展，同時也致使在進(jìn)氣道唇口前產(chǎn)生具有馬赫數(shù)梯度的進(jìn)氣條件。進(jìn)入超聲速進(jìn)氣道前緣的氣流，一部分溢出至大氣中，一部分經(jīng)發(fā)動機(jī)泄漏腔吸入，剩余部分流入進(jìn)氣道內(nèi)。從圖中對稱面馬赫數(shù)分布看，水平超聲速氣流經(jīng)過上斜板偏轉(zhuǎn)后，到達(dá)進(jìn)氣道亞聲速段唇口邊緣形成一系列波系；在唇口上緣形成一道較弱的斜激波，由于進(jìn)氣道內(nèi)泄流槽的作用，唇口上緣下壁形成一道膨脹波；在唇口下緣兩側(cè)則形成兩道斜激波。進(jìn)氣道亞聲速段吞入唇口處的膨脹波和斜激波后，兩道波系相交于進(jìn)氣道內(nèi)，經(jīng)壓力平衡在泄流槽后邊緣形成一道正激波，氣流由超聲速降為亞聲速，再由進(jìn)氣道擴(kuò)壓段進(jìn)入沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室。

圖5 工況1對稱面和橫截面上馬赫數(shù)分布Fig.5 Mach number distribution on symmetry plane and cross section for operation condition No.1

圖6給出了工況2的馬赫數(shù)計算結(jié)果。可見，截去斜板后，x=-1.5 m橫截面處馬赫數(shù)分布較為均勻，僅在進(jìn)氣道的泄流槽附近形成一道斜激波，經(jīng)過斜激波后氣流發(fā)生偏轉(zhuǎn)，在燃燒室進(jìn)口形成與工況1不同的馬赫數(shù)分布，見圖7。計算結(jié)果表明，工況2進(jìn)氣道內(nèi)氣流特性與工況1的差異較大，一是表現(xiàn)在進(jìn)氣道入口附近的激波系分布，二是表現(xiàn)在燃燒室進(jìn)口截面氣流分布。分析認(rèn)為，造成這種差異是因為超聲速進(jìn)氣道斜板的存在，氣流經(jīng)過斜板偏轉(zhuǎn)后沿壁面流動，在氣流粘性作用下必然在上斜板壁面形成附面層發(fā)展流態(tài)，導(dǎo)致沿壁面法線方向存在馬赫數(shù)梯度分布，如圖8所示。同時，附面層的發(fā)展致使氣流流道變窄，使得截去進(jìn)氣道上斜板工況中氣流流動方向與上斜板形成一個位移角(Δθ)，而工況2未考慮該位移角和徑向馬赫數(shù)梯度分布。

圖6 工況2對稱面和橫截面上馬赫數(shù)分布Fig.6 Mach number distribution on symmetry plane and cross section for operation condition No.2

圖7 子午面氣流馬赫數(shù)分布對比Fig.7 Comparison of meridian plane Mach number distribution

Fig.8x=-1.5 m橫截面與對稱面交叉線馬赫數(shù)分布Fig.8 Mach number distribution in centre line at cross section

4.3 來流氣流角對比分析

考慮Δθ的影響，工況1仿真計算得到唇口前氣流角為6.7°。故將計算工況2來流氣流角改為6.7°得到工況3，并對其氣流流動特性進(jìn)行仿真計算，結(jié)果見圖9。對比工況1和工況3計算結(jié)果發(fā)現(xiàn)，亞聲速進(jìn)氣道方形段內(nèi)馬赫數(shù)分布差別較大，但在圓形段和燃燒室進(jìn)口截面馬赫數(shù)分布(圖10)基本等同。表2給出了三個工況下燃燒室進(jìn)口截面氣動特性參數(shù)計算結(jié)果對比，表中燃燒室進(jìn)口總壓不均勻度定義為截面總壓最大值與最小值之差與平均值的比值?？梢?，工況3燃燒室進(jìn)口截面總壓不均勻度與工況1的相近，相比工況2，偏差(改變值與原值之差與原值之比)從21.47%降為6.09%；氣流壓力恢復(fù)略有增加。

圖10 燃燒室進(jìn)口截面馬赫數(shù)分布Fig.1 0 Mach number distribution of combustor inlet

表2 計算工況下沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室進(jìn)口參數(shù)Table 2 Ramjet combustor inlet parameters under calculation conditions

圖11為燃燒室進(jìn)口截面徑向總壓分布曲線。從圖中可看出，工況2得到的燃燒室進(jìn)口截面流場分布無法準(zhǔn)確模擬工況1相應(yīng)截面氣流特性，進(jìn)而無法準(zhǔn)確模擬工況1沖壓發(fā)動機(jī)的工作特性；而工況3得到的徑向總壓分布與工況1的基本吻合。

圖11 燃燒室進(jìn)口徑向氣流總壓分布Fig.1 1 Ramjet combustor inlet radial flow total pressure distribution

圖12給出了三個工況子午面與x=-1.5 m橫截面交線處的徑向氣流角分布。因三個工況進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)和來流參數(shù)不同，工況2和工況3均沒有在亞聲速進(jìn)氣道內(nèi)模擬到與工況1氣流角分布一致的結(jié)果。工況1的氣流角分布是由上斜板前的斜激波與氣流在上斜板附面層發(fā)展的結(jié)果。工況2和工況3因無超聲速進(jìn)氣道上斜板，在亞聲速進(jìn)氣道前無法產(chǎn)生徑向氣流角變化的分布，也就決定了隨后的進(jìn)氣道內(nèi)波系無法與工況1的相同，即進(jìn)氣道來流條件有差異。工況3僅在無斜板情況下改變了來流氣流角，但得到了與工況1基本相同的燃燒室進(jìn)口截面氣流流場。這說明在截去進(jìn)氣道上斜板自由射流試驗時，可考慮通過改變來流氣流角進(jìn)行沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室進(jìn)口氣動參數(shù)模擬。但在該情況下應(yīng)注意來流氣流角對燃燒室進(jìn)口氣動參數(shù)的敏感性，以減小試驗的模擬偏差。

圖12 x=-1.5 m橫截面與子午面交線上來流氣流角分布Fig.1 2 Flow angle distribution in center line of cross section

4.3 壁面靜壓對比

圖13和圖14分別給出了進(jìn)氣道內(nèi)上、下壁面中心線上的靜壓分布，上壁面取泄流槽后緣為起點(diǎn)，下壁面取唇口處為起點(diǎn)。由圖可知，工況2和工況3同樣均未得到與工況1壁面靜壓分布一致的結(jié)果，特別是圖中黑色方框區(qū)域一致性較差。工況2在上壁面泄流槽后出現(xiàn)靜壓陡降，下壁面唇口附近靜壓低于工況1約0.15個縱坐標(biāo)比值；工況3在上壁面泄流槽后區(qū)域的靜壓分布與工況2在x≥1.75 m區(qū)域的基本吻合，下壁面唇口附近處靜壓分布與工況1的一致性較好。

圖13 上壁面靜壓分布Fig.1 3 Static pressure distribution of upper wall

圖14 下壁面靜壓分布Fig.1 4 Static pressure distribution of lower wall

5 結(jié)論

通過改變來流氣流角的工況3計算得到了與工況1基本一致的沖壓發(fā)動機(jī)燃燒室進(jìn)口截面氣動特性，經(jīng)計算和分析表明：

(1)組合動力沖壓發(fā)動機(jī)自由射流試驗需考慮超聲速進(jìn)氣道上斜板氣流附面層的影響；

(2)截去超聲速進(jìn)氣道上斜板的沖壓發(fā)動機(jī)自由射流試驗，可采用調(diào)整來流氣流角的方式模擬燃燒室進(jìn)口截面氣流參數(shù)；

(3)截去超聲速進(jìn)氣道上斜板的自由射流試驗中，來流氣流角的影響較大，試驗前需進(jìn)行來流氣流角標(biāo)定。