不同抽吸孔布局的進(jìn)氣道抗反壓能力機(jī)理分析

王 亮

(神華準(zhǔn)格爾能源有限責(zé)任公司矸石發(fā)電公司,內(nèi)蒙古 鄂爾多斯 017000)

0 引言

超聲速發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道抗反壓能力一直是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)研究的重點(diǎn)和難點(diǎn)，國(guó)內(nèi)外對(duì)該方面也進(jìn)行了大量的研究，杜瑤等[1]研究了超聲速進(jìn)氣道正激波位置對(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)穩(wěn)態(tài)影響，通過(guò)對(duì)噴管喉道面積和壓縮部件導(dǎo)葉角的快速調(diào)節(jié)，獲得了能夠抑制正激波位置的變化規(guī)律。趙凱[2]通過(guò)高背壓改造汽輪機(jī)組軸系振動(dòng)異常事件的診斷及處理研究，獲得了在處理異常的同時(shí)降低機(jī)組啟動(dòng)次數(shù),減少機(jī)組的燃煤量,提高經(jīng)濟(jì)效益。姚程等[3]通過(guò)非定常數(shù)值模擬燃燒室反壓的脈動(dòng)作用，獲得了激波傳播與局部彈性壁板的流固耦合的振動(dòng)機(jī)理。李季等[4]通過(guò)邊界層對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)的影響，發(fā)現(xiàn)了不同燃料的當(dāng)量比的燃燒呈現(xiàn)不穩(wěn)定的狀態(tài)，激波串在隔離段內(nèi)前后振蕩傳播現(xiàn)象。Wagner等[5]分析了進(jìn)氣道/隔離段從起動(dòng)到不起動(dòng)過(guò)程的壓力分布情況，初次得到了壓力振蕩出現(xiàn)小喘、大喘和非振蕩現(xiàn)象。馮巖巖等[6]通過(guò)大渦模擬發(fā)現(xiàn)了微氣泡對(duì)光滑平板及部分粗糙平板湍流附面層具有較好的減阻效果。易仕和[7]開(kāi)展了基于NPLS開(kāi)發(fā)的密度場(chǎng)測(cè)量,雷諾應(yīng)力測(cè)量和氣動(dòng)光學(xué)波前測(cè)量等方法研究,再現(xiàn)了邊界層、混合層,激波等典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及其時(shí)空演化特性。Gülhan和H?berle[8]發(fā)現(xiàn)了泄流位置對(duì)超聲速進(jìn)氣道唇口的激波與附面層干擾引起分離的影響，發(fā)現(xiàn)了泄流能夠顯著改善激波/邊界層干擾區(qū)域的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。Herrmann等[9]通過(guò)不同的抽吸模型實(shí)驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)了抽吸孔具有穩(wěn)定亞臨界狀態(tài)的作用。蘇緯儀等[10]研究了分離包的前后壓差合理的設(shè)計(jì)抽吸孔，得到了抑制了附面層分離機(jī)理。董洪瑞等[11]比較了多種邊界層抽吸布局的激波與附面層干擾流動(dòng)機(jī)理，分析了各種模型在不同工況下的優(yōu)缺點(diǎn)，為超聲速進(jìn)氣道抽吸孔設(shè)計(jì)提供依據(jù)。H?berle和Gülhan[12]研究發(fā)現(xiàn)了在喉道位置安裝抽吸孔可以有效地控制不起動(dòng)現(xiàn)象，而在隔離段內(nèi)采用抽吸孔并不影響進(jìn)氣道的壓力分布和馬赫分布的現(xiàn)象。毛婭[13]基于CFD數(shù)值模擬設(shè)計(jì)了一種直接安裝于煙道內(nèi)的新型管道煙氣加熱裝置。發(fā)現(xiàn)了縮小相鄰兩燃燒器的中心間距能夠擴(kuò)大煙道壁面處的低溫區(qū),同時(shí)使中心燃燒器火焰長(zhǎng)度大幅減小。孫潤(rùn)鵬等[14]采用吹除技術(shù)對(duì)激波附面層干擾現(xiàn)象的研究，發(fā)現(xiàn)了吹除噴嘴越接近分離區(qū)域，吹除低能流體的效果越好。Titchener等[15]通過(guò)渦流發(fā)生器有效地控制中心面展向流，采用抽吸孔控制角渦分離流，明顯提高了進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)。胡向嘉[16]分析了肋式渦流發(fā)生器對(duì)壓氣機(jī)葉柵角區(qū)分離流動(dòng)的控制機(jī)理，發(fā)現(xiàn)了肋式渦流發(fā)生器安裝角不同，使得頂部流向渦會(huì)明顯變換旋向,從而導(dǎo)致渦流發(fā)生器角區(qū)分離流的相互作用出現(xiàn)較大的不同。

國(guó)內(nèi)外常采用斜抽吸孔來(lái)增加進(jìn)氣道抗反壓能力，采用垂直的抽吸孔布局研究較少，也缺少深入其機(jī)理研究。本文針對(duì)兩種布局抽吸孔的進(jìn)氣道進(jìn)行了不同壓比的機(jī)理深入研究，重點(diǎn)分析了不同壓比條件下抽吸孔內(nèi)流場(chǎng)變化，進(jìn)一步研究了進(jìn)氣道從起動(dòng)到不起動(dòng)的進(jìn)氣道激波傳播機(jī)理和壁面壓力變化，為后續(xù)類(lèi)似超聲速進(jìn)氣道抽吸孔設(shè)計(jì)提供基礎(chǔ)。

1 物理模型及邊界條件設(shè)置

為了較好的模擬兩種布局的進(jìn)氣道抗反壓能力，在進(jìn)氣道唇口反射激波與附面層干擾區(qū)域設(shè)計(jì)了兩種進(jìn)出口面積相等的抽吸孔，如圖1所示，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為2.6，進(jìn)氣道兩個(gè)壓縮角為10°和12°，在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下進(jìn)氣道前緣兩道斜激波相交于唇口，喉道高度65 mm，等值段后是擴(kuò)張段，進(jìn)氣道出口為壓縮段，出口高度為145 mm。

圖1 進(jìn)氣道簡(jiǎn)化模型

下面是進(jìn)氣道的邊界條件設(shè)置，進(jìn)氣道為二維模型，遠(yuǎn)前方為遠(yuǎn)流場(chǎng)，來(lái)流馬赫數(shù)為2.6，靜壓為5×104，設(shè)置三個(gè)壓力出口，壓力出口初始?jí)毫υO(shè)置與來(lái)流靜壓相等，進(jìn)氣道的上下壁面如圖2所示。

圖2 進(jìn)氣道的邊界條件設(shè)置

2 數(shù)值方法及反壓條件設(shè)置

數(shù)值模擬采用定常的雷諾平均方法，k-ω湍流模型，隱式的二階迎風(fēng)格式和密度求解器。在流場(chǎng)計(jì)算迭代過(guò)程的各殘差均降至6個(gè)數(shù)量級(jí)，同時(shí)進(jìn)氣道進(jìn)出口流量保持穩(wěn)定變化，認(rèn)為是結(jié)果收斂。燃燒室反壓采用Patch方法，即在進(jìn)氣道出口截一段區(qū)域設(shè)置為高壓低速，速度通常設(shè)置為亞聲速：v=80 m/s，燃燒室初始反壓設(shè)置為P=5×105Pa，進(jìn)氣道內(nèi)的反壓隨著燃燒室的壓力升高而增加，進(jìn)氣道壓比：PressureRatio(PR)=P/P0，在CFD計(jì)算時(shí)，P0設(shè)置為遠(yuǎn)前方來(lái)流壓力，通過(guò)逐漸增加燃燒室的反壓，觀察正激波移動(dòng)情況，當(dāng)進(jìn)氣道出現(xiàn)溢流時(shí)，進(jìn)氣道開(kāi)始出現(xiàn)不起動(dòng)現(xiàn)象。如圖3所示。

圖3 模擬燃燒室反壓條件和邊界條件設(shè)置

3 數(shù)值方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文采用的雷諾平均數(shù)值計(jì)算方法的可靠性，采用了文獻(xiàn)[17]中的模型進(jìn)行對(duì)比分析。其模型的楔面角分別為10°和14°，來(lái)流馬赫數(shù)為5，進(jìn)口總壓為2.12×106Pa，總溫為410 K。

圖4表示了在來(lái)流馬赫5條件下SWBLI的實(shí)驗(yàn)計(jì)算和數(shù)值結(jié)果。圖4(a)和圖4(c)分別表示不同楔角的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。圖4(b)和圖4(d)是相對(duì)應(yīng)的SWBLI的數(shù)值計(jì)算紋影圖。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，采用雷諾平均數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果得到的波系結(jié)構(gòu)相同。也就是說(shuō)，本文后續(xù)使用的該數(shù)值模擬方法能夠準(zhǔn)確地仿真激波傳播的波系結(jié)構(gòu)，并對(duì)附面層的流動(dòng)分離現(xiàn)象能夠較好的預(yù)測(cè)。

圖4 不同壓縮角實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬紋影圖比較

圖5是壁面壓力分布情況，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果趨勢(shì)接近，也進(jìn)一步證明了該文采用的數(shù)值方法的可靠性。

圖5 壁面靜壓分布的實(shí)驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果對(duì)比

4 結(jié)果分析

為了較好的模擬燃燒室反壓，在進(jìn)氣道出口設(shè)置低速高壓的邊界條件，初始?jí)罕葹镻R=10。下面是不同壓比條件下的密度梯度紋影圖6，當(dāng)PR=10時(shí)，帶有抽吸孔-1的進(jìn)氣道出口的反壓引起的激波還沒(méi)有影響到進(jìn)氣道進(jìn)口流動(dòng)，前緣兩道斜激波相交于進(jìn)氣道唇口，反射激波與下壁面的抽吸孔后緣相交。抽吸孔前緣形成膨脹波與反射激波相交，反射激波速度增加，壓力降低。同樣，在PR=10時(shí)，帶有抽吸孔-2的進(jìn)氣道出口反壓的也沒(méi)有影響到進(jìn)氣道上游的流動(dòng)。

圖6 不同壓比的進(jìn)氣道密度梯度紋影圖

激波在喉道內(nèi)多次反射，在隨著壓比的增大，正激波逐漸向前移動(dòng)。當(dāng)PR=14時(shí)，兩種布局的進(jìn)氣道在喉道區(qū)域形成不規(guī)則的激波，正激波已傳播到抽吸孔區(qū)域附近。

圖7是PR=15.1的密度梯度紋影圖，抽吸孔-1的進(jìn)氣道正激波傳播到唇口附近，但是還沒(méi)有發(fā)生溢流，進(jìn)氣道還是起動(dòng)狀態(tài)。而抽吸孔-2的進(jìn)氣道在進(jìn)氣道唇口出現(xiàn)了溢流現(xiàn)象，同時(shí)在抽吸孔內(nèi)出現(xiàn)強(qiáng)的密度梯度，進(jìn)氣道捕獲流量減小，進(jìn)氣道出現(xiàn)不起動(dòng)現(xiàn)象。

圖7 壓比PR=15.1的密度梯度紋影圖

圖8是不同壓比的馬赫分布云圖，當(dāng)PR=10時(shí)，模型-1的進(jìn)氣道出口的上下壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，這是由于靠近壁面的速度較小，逆度梯度較大，出口中間是超聲速。隨著壓比的增加，正激波逐漸向前移動(dòng)，當(dāng)壓比PR=14時(shí)，模型-1的反壓引起的正激波傳播到抽吸孔區(qū)域附近，超聲速流經(jīng)正激波壓縮后都是亞聲速流，抽吸孔內(nèi)壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，抽吸孔仍然有激波反射現(xiàn)象。同樣，模型-2的正激波也傳播到抽吸孔區(qū)域，在抽吸孔內(nèi)的壁面出現(xiàn)較大的分離現(xiàn)象，進(jìn)氣道內(nèi)都是亞聲速流，兩種模型在該壓比條件下都沒(méi)有出現(xiàn)溢流現(xiàn)象，都是起動(dòng)狀態(tài)。當(dāng)PR=15.1時(shí)，模型-1的正激波進(jìn)一步向前傳播，正激波移動(dòng)到進(jìn)氣道進(jìn)口，進(jìn)氣道內(nèi)都是亞聲速，進(jìn)氣道也沒(méi)有出現(xiàn)溢流現(xiàn)象。而模型-2進(jìn)氣道的進(jìn)口出現(xiàn)了溢流現(xiàn)象，進(jìn)氣道的捕獲流量變小，進(jìn)氣道出現(xiàn)了不起動(dòng)狀態(tài)。因此從上面的分析可以看出，模型-1的進(jìn)氣道抗反壓能力要強(qiáng)于模型-2，即模型-1具有較好的起動(dòng)能力。

圖8 不同壓比的進(jìn)氣道馬赫分布云圖

基于上述分析，得到不同抽吸孔對(duì)進(jìn)氣道抗反壓能力的影響，在不同抽吸孔內(nèi)的馬赫分布也有很大的不同。下面重點(diǎn)分析兩種布局抽吸孔附近的流體傳播。圖9(a)當(dāng)PR=10時(shí)，模型-1由于抽吸孔前緣出現(xiàn)膨脹波，馬赫數(shù)加速到3.6,經(jīng)過(guò)抽吸孔內(nèi)的激波多次反射，在抽吸孔出口馬赫數(shù)降為2.93，進(jìn)氣道喉部下游的上壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，分離包形成的膨脹波使得馬赫數(shù)上升為1.78。圖9(b)當(dāng)PR=10時(shí)模型-2在抽吸孔進(jìn)口馬赫數(shù)為2.78，在抽吸孔內(nèi)形成了一道強(qiáng)激波與抽吸孔壁面干擾，并形成激波反射，在抽吸孔內(nèi)形成一個(gè)亞聲速回流區(qū)，馬赫數(shù)降到0.12，進(jìn)氣道的下壁面出現(xiàn)較小的分離波。隨著壓比的增加，當(dāng)PR=13時(shí)，模型-1的激波傳播到喉部下游，激波與附面層干擾，靠近壁面的壓力相對(duì)較低，反壓的作用，進(jìn)氣道上下壁面出現(xiàn)較大的分離，分離包的的速度大幅度降低。模型-2膨脹波與抽吸孔壁面相互干擾并進(jìn)一步在抽吸孔內(nèi)反射，抽吸孔內(nèi)的出現(xiàn)回流渦，回流渦內(nèi)一部分流體向上，一部分是出口流向，在回流渦內(nèi)的速度降為0.2。當(dāng)壓比PR=15.1時(shí)，模型-1進(jìn)氣道唇口形成正激波，進(jìn)氣道內(nèi)產(chǎn)生為亞聲速，正激波與下壁面干擾產(chǎn)生分離現(xiàn)象，抽吸孔進(jìn)口的內(nèi)壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，在分離包的后緣形成再附激波，流體在再附區(qū)域加速成超聲速。模型-2的正激波已經(jīng)傳播到唇口前緣，進(jìn)氣道出現(xiàn)溢流。抽吸孔的壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，由于進(jìn)氣道壁面和抽吸孔內(nèi)的壓力差，在進(jìn)氣道內(nèi)出現(xiàn)多個(gè)渦流結(jié)構(gòu)。

圖9 不同布局的抽吸孔內(nèi)馬赫分布

進(jìn)一步分析不同壓比對(duì)進(jìn)氣道壁面壓力影響，圖10、圖11、和圖12分析了不同壓比的下壁面壓力分布，其中Y軸為壓力無(wú)量綱。圖10首先分析了PR=10的壁面壓力，很明顯，該壓比條件下形成的正激波并沒(méi)有影響到進(jìn)氣道前緣的激波流動(dòng)。而模型-2后緣形成分離，模型-1較模型-2的下壁面在該點(diǎn)的壁面壓力稍大，模型-1在該壓比條件下使得進(jìn)氣道上下壁面出現(xiàn)分離, 模型-2壁面的下壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，并且下壁面分離接近進(jìn)氣道擴(kuò)張段區(qū)域。

圖10 壓比PR=10的兩種進(jìn)氣道下壁面壓力分布

當(dāng)PR=13時(shí)，正激波傳播到喉部區(qū)域，從圖11也可以看出，模型-2的壁面壓力在抽吸孔后緣突增，整體的下壁面壓力相比模型-1偏大，壓比最大達(dá)到接近16。

圖11 壓比PR=13的兩種進(jìn)氣道下壁面壓力分布

圖12所示，當(dāng)PR=15.1時(shí)，模型-2下壁面壓力在抽吸孔前緣增大，即正激波傳播到進(jìn)氣道進(jìn)口前緣，壓比接近24，而模型-1的壁面壓比只有8，而在抽吸孔后緣區(qū)域附近的壓比小于模型-1。

圖12 壓比PR=15.1的兩種進(jìn)氣道下壁面壓力分布

5 結(jié)論

基于雷諾平均數(shù)值模擬計(jì)算，得到了兩種抽吸孔布局的進(jìn)氣道的抗反壓能力，研究了兩種進(jìn)氣道的激波傳播特性，并重點(diǎn)分析了不同壓比條件下的抽吸孔內(nèi)的馬赫分布和下壁面壓力分布情況，得到了以下幾個(gè)結(jié)論：

(1)基于密度梯度紋影圖，獲得了不同壓比的進(jìn)氣道內(nèi)流體分布云圖，發(fā)現(xiàn)了進(jìn)氣道內(nèi)激波傳播特性，隨著反壓比的增大，在進(jìn)氣道喉部區(qū)域形成較強(qiáng)的密度梯度。

(2)模型-1由于抽吸孔前緣出現(xiàn)膨脹波，馬赫數(shù)加速到3.6,經(jīng)過(guò)抽吸孔內(nèi)的激波多次反射，在抽吸孔出口馬赫數(shù)降為2.93；模型-2在抽吸孔進(jìn)口馬赫數(shù)為2.78，在抽吸孔內(nèi)形成了一道強(qiáng)激波與抽吸孔壁面干擾，并形成激波反射，在抽吸孔內(nèi)形成一個(gè)亞聲速回流區(qū)，馬赫數(shù)降到0.12。

(3)隨著壓比的增大，模型-1的正激波傳播到進(jìn)氣道唇口區(qū)域，進(jìn)氣道內(nèi)形成亞聲速區(qū)域。由于壓力差的影響，在抽吸孔的左側(cè)壁面均出現(xiàn)較大的分離現(xiàn)象。

(4)當(dāng)壓比為15.1時(shí)，模型-2的抽吸孔在左側(cè)壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，進(jìn)氣道出口出現(xiàn)溢流，并伴隨著不起動(dòng)狀態(tài)。進(jìn)氣道內(nèi)的正激波傳播到進(jìn)氣道壓縮斜面，壓縮斜面壓力突增。