帶鼓包的背負式大S彎進氣道流場特性及參數(shù)影響規(guī)律

賈洪印, 周桂宇, 唐靜, 吳曉軍, 馬明生

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 計算空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

進氣道作為推進系統(tǒng)的重要組成部分,其性能的優(yōu)越將直接影響戰(zhàn)斗機的性能。對于高隱身需求的作戰(zhàn)飛機,進氣道系統(tǒng)的雷達散射面積能否有效控制直接影響飛機的隱身性能[1]。為降低飛機進氣系統(tǒng)的雷達散射面積,進氣道布局形式上可采用背負式設(shè)計,同時,為實現(xiàn)對發(fā)動機進口端面的有效遮擋,可采用緊湊的蛇形大S彎內(nèi)管道形式[2]。這種高隱身的進氣道系統(tǒng)設(shè)計近些年來受到了越來越多飛行器設(shè)計者的青睞[3],如美國的“B2”、“X-47”等飛行器就采用了背負式進氣道布局結(jié)合大S彎內(nèi)管道的設(shè)計方案。然而,背負式進氣道布局自身有一定缺陷[4],在較大迎角時不能很好利用高能來流的沖壓,在設(shè)計時需充分考慮機身、機翼、進氣道唇口等部件對進氣道性能的干擾影響。緊湊式大S彎內(nèi)管道設(shè)計容易造成流動分離,使得總壓恢復(fù)系數(shù)降低,流場畸變增大,降低進氣道性能[5]。

在背負式進氣道、無附面層隔板進氣道(DSI)研究方面,羅普格魯門公司的Williams等[6]通過試驗方法對背負式進氣道進行了大量研究,指出背負式進氣道的性能與飛機布局細節(jié)密切相關(guān),必須與機體進行一體化綜合設(shè)計。同時,通過對后掠的三角翼外形的研究發(fā)現(xiàn),邊條漩渦對背部進氣口的低能量氣流起到有利的“掃除”作用,可以提高大迎角時總壓恢復(fù)和降低畸變。波音公司Richard[7]對軍用飛機超聲速進氣道系統(tǒng)進行了詳細介紹,分析了F35采用的機身兩側(cè)DSI進氣系統(tǒng)入口波系和鼓包對附面層排除機理;洛克希德馬丁公司的Hamstra等[8],采用先進的鼓包修型技術(shù),提升了DSI進氣道附面層排除能力;Kim等[9]將傳統(tǒng)進氣道壓縮面置換為三維鼓包,通過優(yōu)化鼓包長度和高度,提升了進氣道的總壓恢復(fù),降低了進氣道出口畸變。Tan和Guo等[10]將背負式進氣道方案與無附面層隔板技術(shù)進行了結(jié)合,研究了鼓包高度對DSI進氣道性能的影響。國內(nèi)在背負式大S彎進氣道設(shè)計及分離流動控制方面也開展了大量的研究工作。南京航空航天大學(xué)張航和譚慧俊等[11]對安裝在背部的類X-47狹縫式進氣道進行了設(shè)計和仿真,獲得了該類進氣道的流動特征和工作特性。北京航空航天大學(xué)李大偉等[12]針對無人機特點,設(shè)計了一種短擴壓、大偏距、背負式S形進氣道,并通過仿真的方法,分析了進氣道出口流場圖譜和機身對進氣道性能的影響。

在大S彎進氣道性能預(yù)測方面,AIAA從2012年至今共組織召開了4屆推進空氣動力學(xué)研討會[13-15],針對設(shè)計的大S彎進氣道研究標(biāo)模,考核現(xiàn)有CFD代碼、網(wǎng)格和湍流模型在大S彎進氣道內(nèi)分離流動預(yù)測的可靠性,給出CFD模擬的指導(dǎo)原則。來自NASA、波音、DLR等空氣動力學(xué)研究機構(gòu)采用自主開發(fā)的CFD代碼,系統(tǒng)研究了不同網(wǎng)格、不同湍流模型、不同來流速度對大S彎進氣道內(nèi)流動的影響。

從目前公開發(fā)表的文獻來看,國內(nèi)相關(guān)方面的研究大多集中在對背負式進氣道[4]、DSI進氣道[16]、大S彎進氣道流動特性和進氣道內(nèi)流動控制技術(shù)的研究[17],而針對背負式進氣道布局、帶大S彎擴散段的DSI進氣道一體化研究開展還相對較少。

本文以帶鼓包的背負式大S彎進氣道為研究對象,采用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格并結(jié)合自適應(yīng)技術(shù),通過數(shù)值求解NS方程,對超聲速來流條件下的進氣道流場特性及參數(shù)影響規(guī)律進行了一體化數(shù)值模擬研究。通過M2192大S彎進氣道模型,驗證了程序?qū)M氣道內(nèi)分離流動預(yù)測的可靠性。在此基礎(chǔ)上,對帶鼓包背負式大S彎進氣道在超聲速來流情況下入口激波分布、進氣道內(nèi)部流動情況以及出口流場的氣流品質(zhì)進行了分析,重點考察了進氣道入口鼓包高度、唇緣后掠角等幾何參數(shù)對進氣道性能的影響,得到了影響規(guī)律,可以為我國類似帶鼓包背負式大S彎進氣道設(shè)計提供參考。

1 數(shù)值方法

本文研究采用中國空氣動力研究與發(fā)展中心自主開發(fā)的大規(guī)模并行流場解算器MFlow進行計算。該解算器支持任意形狀的網(wǎng)格單元,方便對復(fù)雜流場區(qū)域進行自適應(yīng)加密,變量存儲于單元體心,控制方程采用有限體積方法進行離散,時間離散采用隱式的LU-SGS方法,空間離散集成了目前國際主流的空間離散格式和梯度求解方法,湍流模擬可采用SA一方程和SST兩方程湍流模型,為了加速流場收斂,軟件采用了FAS融合的多重網(wǎng)格方法、局部時間步長方法和基于MPI的大規(guī)模并行技術(shù)。目前,該軟件多次參加AIAA組織的阻力預(yù)測和高升力預(yù)測會議,數(shù)據(jù)對比中取得了較好的數(shù)值模擬結(jié)果[18-19]。

在本文的研究中,采用四面體和三棱柱單元混合的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,并結(jié)合了網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù),對進氣道入口激波位置進行了精細捕捉。主控方程對流項采用二階迎風(fēng)Roe通量差分裂格式進行離散,時間項采用隱式LU-SGS推進求解,梯度求解采用節(jié)點型Gauss方法,限制器采用Venkatakrishnan限制器,湍流模型采用SA一方程湍流模型和SST兩方程湍流模型。

1.1 控制方程

控制方程采用守恒形式的非定常可壓縮NS方程

(1)

式中,Ω表示控制體的體積,?Ω表示控制體封閉面的面積,W為守恒變量,Fc為無黏通量,Fv為黏性通量。

1.2 網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)

網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)的目的是使用盡量小的網(wǎng)格量獲得盡量高的計算精度,基本的思想是增加局部區(qū)域的網(wǎng)格分辨率,以便更好地捕捉流場細節(jié),使計算的精度增加。網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù)常用于含有激波或漩渦的流場,可以得到更精細的激波和漩渦結(jié)構(gòu)。自適應(yīng)探測器和網(wǎng)格細分策略是自適應(yīng)技術(shù)的2個關(guān)鍵技術(shù)。梯度探測器和法向馬赫數(shù)探測器可以有效地確定激波的位置,熵增探測器可以確定渦核及附近區(qū)域,不同探測器的定義式如下:

法向馬赫數(shù)探測器[20]

(2)

熵增探測器[21]

(3)

1.3 湍流模型

大S彎進氣道內(nèi)通常存在較強的逆壓梯度和黏性相互作用,產(chǎn)生復(fù)雜的流動分離現(xiàn)象,對湍流模型要求較高。本文研究采用工程上應(yīng)用廣泛且相對成熟的2個湍流模型,SA一方程模型和SST k-ω兩方程湍流模型。

將湍流方程寫為如下統(tǒng)一的守恒積分形式

(4)

SA一方程湍流模型公式的各部分及系數(shù)定義參見文獻[22],SST k-ω兩方程湍流模型公式各部分及系數(shù)定義參見文獻[23]。

本文中湍流模型方程的求解采用與主流控制方程解耦的方式進行,這樣一方面可以減少對主流控制方程的求解難度;另一方面可以很好地利用已有的層流流場解算器,從而減少編程工作量;最重要的是可以減少計算量,提高計算效率,因為解耦避免了求解高階矩陣。

2 方法驗證

為了驗證本文采用的數(shù)值計算方法在進氣道內(nèi)流計算中的可靠性,我們選取了RAE M2129大S彎進氣道模型對程序進行了考核驗證。該進氣道模型是在NASA和UK Ministry of Defense的支持下,在DRA/Bedford 13x9英尺風(fēng)洞進行了風(fēng)洞試驗,并被廣泛應(yīng)用于CFD程序驗證與確認[24]。

圖1給出了該進氣道外形的網(wǎng)格分布,計算采用三棱柱和四面體混合的網(wǎng)格單元。網(wǎng)格單元總數(shù)約為617萬,其中四面體單元160萬,三棱柱單元457萬,附面層第一層間距按y+=1選取,物面法向三棱柱網(wǎng)格單元數(shù)為35。為了驗證程序可靠性,共計算了2個不同流量條件下進氣道性能,對應(yīng)進出口氣流壓力比分別為0.950 78和0.747 63,來流馬赫數(shù)M為0.21,攻角α為0°,雷諾數(shù)為0.388 5×106。

圖1 M2129進氣道模型網(wǎng)格分布

圖2分別給出了采用2種不同湍流模型計算得到的進氣道上下壁面壓力分布與試驗值的對比情況?？梢钥闯?在不同流量條件下,SA和SST湍流模型計算得到的下表面分離位置較試驗比均略靠前,但整體來說,計算與試驗得到的壓力分布均吻合較好,說明程序可以捕捉到大S彎進氣道內(nèi)部典型流動特征。表1給出了采用不同湍流模型計算得到的進氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)與試驗值及文獻值的對比情況,可以看出,本文計算得到的總壓恢復(fù)系數(shù)與試驗及文獻值吻合較好,尤其是在小流量系數(shù)條件下,與試驗值差別不到1%,說明本文采用的數(shù)值計算方法可以用于大S彎進氣道性能分析,驗證了程序的可靠性。

圖2 計算與試驗進氣道上下壁面壓力對比

類型小流量系數(shù)p/pb=0.950 78大流量系數(shù)p/pb=0.747 63SA0.983 910.910 54SST0.983 970.909 29文獻值0.983 790.907 94試驗值0.989 740.927 98

3 計算結(jié)果討論分析

本節(jié)利用前面介紹的數(shù)值計算方法,對某帶鼓包的背負式大S彎進氣道在超聲速來流條件下的流場特性及參數(shù)影響規(guī)律進行了一體化數(shù)值模擬研究。該進氣道內(nèi)管道采用雙大S彎曲設(shè)計,唇口為后掠形狀,無附面層隔道,在進氣口處采用鼓包設(shè)計,這個鼓包起到對來流的壓縮作用,并產(chǎn)生一個把附面層氣流推離進氣道的壓力分布。為了較好地對流場特性進行捕捉,數(shù)值模擬分析時采用了網(wǎng)格自適應(yīng)技術(shù),提升局部流場特性捕捉精度。圖3給出了自適應(yīng)前后進氣道入口附近網(wǎng)格分布?？梢钥闯?網(wǎng)格自適應(yīng)后進氣道鼓包處的壓縮激波模擬的更加精細。

圖3 背負式進氣道自適應(yīng)前后網(wǎng)格分布

3.1 進氣道超聲速流場特性分析

圖4給出了該背負式進氣道在超聲速M為1.53情況下計算得到的進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)與試驗值對比曲線,其中橫坐標(biāo)為流量系數(shù),縱坐標(biāo)為總壓恢復(fù)系數(shù),可以看出,計算得到的總壓恢復(fù)系數(shù)與試驗值吻合較好,隨著流量系數(shù)的逐漸增大,進氣道出口總壓恢復(fù)逐漸降低,總壓損失嚴重。圖5給出了不同流量系數(shù)條件下出口截面上總壓分布,可以看出,隨著流量系數(shù)的增大,總壓分布變得越來越不均勻。

圖4 計算與試驗總壓恢復(fù)系數(shù)對比

圖5 不同流量系數(shù)對應(yīng)出口截面的總壓分布

圖6給出了在流量系數(shù)為0.6時進氣道入口附近馬赫數(shù)分布云圖,可以看出,機頭產(chǎn)生第一道斜激波后,鼓包壓縮產(chǎn)生錐型波,系列錐形波經(jīng)鼓包壓縮后形成末激波。在末激波后面,氣流變成亞聲速,進入進氣道內(nèi)。在進氣道外唇口附近,在該流量系數(shù)下進氣道產(chǎn)生溢流,使得唇口外表面氣流加速,局部變成了超聲速。隨著進氣道流量的增大,進氣口處的末激波會逐漸發(fā)生內(nèi)移,造成總壓損失逐漸加大,進氣道性能下降。

圖6 進氣道入口附近馬赫數(shù)分布云圖

圖7給出了進氣道內(nèi)不同截面的總壓分布和空間流線分布?？梢钥闯?氣流在經(jīng)過鼓包以后在進氣道的下壁面發(fā)生了分離,形成了一個較低動量的區(qū)域,隨著流動不斷向下游傳播發(fā)展。氣流在S彎管道內(nèi)部,由于在轉(zhuǎn)彎位置曲壁頂部壓強大于底部壓強,在附面層內(nèi),速度低于核心流,為了平衡徑向壓強梯度,需要附面層內(nèi)速度較低的氣流向內(nèi)轉(zhuǎn)折一個更大的角度,從而出現(xiàn)由頂部到底部的橫向流動,形成二次流。同時,我們可以發(fā)現(xiàn),氣流在經(jīng)過第二道S彎時,由于曲壁產(chǎn)生的壓力梯度改變符號,使得下壁面附近的低能量區(qū)域有向頂部移動的趨勢。圖8分別給出了流量系數(shù)在0.6和0.77情況下進氣道出口截面速度矢量分布,圖中云圖采用馬赫數(shù)著色?？梢钥闯?隨著流量系數(shù)的不同,出口截面的二次流的形態(tài)會有所差別,在小流量時,呈現(xiàn)的是一對反方向旋轉(zhuǎn)的漩渦結(jié)構(gòu),而在大流量時,進氣道出口截面會出現(xiàn)3對渦的結(jié)構(gòu)。

圖7 進氣道內(nèi)不同剖面總壓及空間流線分布

圖8 不同流量系數(shù)對應(yīng)出口截面速度矢量圖

3.2 鼓包高度對進氣道性能影響

對于帶鼓包的背負式大S彎進氣道,影響其性能的參數(shù)較多,由于本文研究的進氣道采用鼓包+后掠唇口的設(shè)計,不同的鼓包幾何參數(shù)會對進氣道的性能產(chǎn)生一定的影響,本節(jié)主要考察進氣道入口處不同鼓包高度對進氣道性能的影響。選取了3個高度A、B、C,具體外形示意圖如圖9所示。

圖9 不同鼓包高度示意圖

圖10給出了不同鼓包高度對進氣道性能影響規(guī)律曲線,可以看出,隨著鼓包高度的增大,進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸降低。為分析其原因,圖11給出了流量系數(shù)為0.6,鼓包A和鼓包C2種情況下進氣道入口處的激波分布。結(jié)果顯示,隨著鼓包高度的增加,鼓包處的壓力等值線發(fā)生后移,在鼓包后面越容易發(fā)生分離。圖12給出了鼓包A高度下進氣道內(nèi)不同剖面的總壓云圖和空間流線分布,與圖7鼓包C高度下進氣道內(nèi)不同剖面總壓云圖對比可以看出,隨著鼓包高度的升高,鼓包后的低能量分離區(qū)逐漸變大,在來流和S彎曲壁的逆壓梯度共同作用下逐漸向下游發(fā)展,從而導(dǎo)致進氣道性能逐漸下降,總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸降低。

圖10 不同鼓包高度對進氣道性能影響曲線

圖11 不同鼓包高度對進氣道入口附近波系影響

圖12 鼓包A高度下進氣道內(nèi)總壓和空間流線分布

3.3 唇緣后掠角對進氣道性能影響

對于背負式進氣道,不同的外流條件會對進氣道入口處的氣流產(chǎn)生較大的影響,從而影響進氣道的性能。本節(jié)主要考察進氣道不同唇緣后掠角對其性能的影響,我們選取了3個唇緣后掠角(35°,40°,45°)進行了計算分析,圖13給出了不同唇緣后掠角的外形對比示意圖。圖14給出了不同唇緣后掠角對進氣道性能影響的規(guī)律曲線,可以看出,隨著后掠角的增大,進氣道出口截面的總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸降低,為分析其原因,圖15給出了唇緣后掠角為35°和45°情況下的進氣道對稱面壓力分布,可以看出,進氣道唇口位于末激波后面,處于亞聲速區(qū)域,隨著后掠角的增大,進氣道內(nèi)的壓力逐漸降低,唇口位置產(chǎn)生的高壓區(qū)位置逐漸后移,從而影響了進氣道的入口氣流,導(dǎo)致進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸降低。

圖13 不同唇緣后掠角示意圖 圖14 不同唇后掠角對進氣道性能影響曲線

圖15 不同唇緣后掠角對稱面壓力分布云圖對比

4 結(jié) 論

本文通過對帶鼓包的背負式大S彎進氣道流場特性及參數(shù)影響規(guī)律的一體化數(shù)值模擬研究,可以得到以下結(jié)論:

1) 不同湍流模型對大S彎進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)預(yù)測影響較小,SA和SST湍流模型計算得到的S彎管道下表面分離位置較試驗比均略靠前,計算得到的S彎管道內(nèi)壓力分布和出口總壓恢復(fù)系數(shù)均與試驗值吻合較好,說明本文采用的數(shù)值計算方法可用于大S彎進氣道內(nèi)外流一體化性能分析。

2) 對于帶鼓包的背負式大S彎進氣道,在超聲速時來流時,進氣道入口處鼓包壓縮產(chǎn)生錐形波,系列錐形波不斷壓縮,起到附面層排除的作用;鼓包后形成的低動量區(qū)域隨著流動不斷向下游發(fā)展,在彎曲管道曲率和壓力梯度共同作用下,產(chǎn)生二次流動,流量系數(shù)不同,進氣道出口截面的二次流形態(tài)差異較大。

3) 分析了不同鼓包高度、唇緣后掠角對進氣道性能影響規(guī)律,結(jié)果表明,在一定范圍內(nèi),適當(dāng)降低鼓包高度或減小唇緣后掠角,有利于進氣道性能改善。