螺旋槳滑流對環(huán)形進(jìn)氣道性能影響的數(shù)值仿真

楊成鳳，段卓毅，張 宏，丁興志

(航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院，陜西 西安710089)

1 引言

渦輪螺旋槳發(fā)動機在低亞音速飛行時具有拉力大、耗油率低、推進(jìn)效率高等優(yōu)點，廣泛應(yīng)用于軍民用飛機運輸機領(lǐng)域。同時螺旋槳飛機還具有低速飛行時升力大，起飛、著陸時的飛行速度低等特點，對跑道的依賴程度低，在艦載機領(lǐng)域也有廣泛應(yīng)用。獨特的動力形式賦予了渦槳飛機一系列優(yōu)勢的同時，也帶來設(shè)計中不可避免的螺旋槳滑流效應(yīng)、氣動干擾等問題。渦輪螺旋槳發(fā)動機進(jìn)氣道位于螺旋槳后，其性能直接受螺旋槳滑流的影響，過大的進(jìn)氣道出口總壓畸變會引起發(fā)動機不穩(wěn)定工作甚至失速喘振。因此，開展螺旋槳滑流與進(jìn)氣道氣動性能影響的研究具有重要意義。

針對螺旋槳滑流的研究多集中于滑流對全機氣動力影響方面的數(shù)值仿真及試驗研究，其中包括螺旋槳滑流等效盤模型的應(yīng)用、滑流對機翼繞流流場的影響分析、螺旋槳滑流與飛機主要部件的氣動干擾研究等。螺旋槳數(shù)值仿真的方法主要有多重參考系(MRF)法、滑移網(wǎng)格非定常法和動量源法。這些技術(shù)同樣可用于模擬螺旋槳滑流與進(jìn)氣道相互干擾的數(shù)值仿真中。文獻(xiàn)[16]對軍用運輸機A400M的螺旋槳短艙進(jìn)氣道模型的氣動性能進(jìn)行了研究，將動量源法和滑移網(wǎng)格非定常法得到的仿真結(jié)果與試驗結(jié)果進(jìn)行對比，結(jié)果表明滑移網(wǎng)格非定常法比動量源法得到的仿真結(jié)果與試驗結(jié)果更相近。文獻(xiàn)[17]對高負(fù)荷渦輪螺旋槳飛機進(jìn)氣道的性能穩(wěn)定性進(jìn)行了數(shù)值分析，用數(shù)值方法分析進(jìn)氣道幾何參數(shù)對進(jìn)氣道氣動性能的影響規(guī)律，結(jié)果表明大曲率半徑的S彎進(jìn)氣道能夠有效抵消由螺旋槳滑流引起的進(jìn)氣道總壓畸變指數(shù)的增加。

動態(tài)重疊網(wǎng)格方法的實質(zhì)是采用覆蓋整個計算域的母網(wǎng)格和運動物體的子網(wǎng)格疊加來描述物體間的相對運動， 其關(guān)鍵是要實現(xiàn)各重疊網(wǎng)格間數(shù)據(jù)準(zhǔn)確、快速地交換。該項技術(shù)是模擬多體運動干擾問題的關(guān)鍵技術(shù)，國內(nèi)外開展了大量的算法研究及應(yīng)用分析工作。在國外，Meakin 等采用了結(jié)合貼體網(wǎng)格和笛卡兒網(wǎng)格的動態(tài)重疊網(wǎng)格， 求解黏性N-S方程，Kazuhiro在1999年提出了基于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的重疊網(wǎng)格方法，Rober對非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格間信息交換插值方法進(jìn)行了詳細(xì)研究；在國內(nèi)， 李孝偉等采用了結(jié)構(gòu)網(wǎng)格動態(tài)重疊方法模擬外掛物投放， 繆濤等采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格動態(tài)重疊方法模擬了尾翼對螺旋槳滑流的影響，夏健等采用了非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格和并行算法模擬了三維多體相對運動繞流流場，周鑄等研究了一種適用于三維復(fù)雜外形各種網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的多塊重疊網(wǎng)格技術(shù)。

本文研究了一種位于螺旋槳根部的環(huán)形進(jìn)氣道，受旋轉(zhuǎn)螺旋槳葉片根部復(fù)雜流場的影響，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和畸變指數(shù)都發(fā)生了很大變化，這與其它機型的螺旋槳滑流的影響機理是不同的，國內(nèi)外對此方面的研究鮮見相關(guān)資料報道。采用動態(tài)重疊網(wǎng)格計算了非穩(wěn)態(tài)滑流流場。首先，針對典型構(gòu)型進(jìn)行了不同湍流模型下的算例驗證，驗證模擬方法的準(zhǔn)確性；其次，對比分析了地面無風(fēng)狀態(tài)、帶風(fēng)速狀態(tài)、側(cè)滑狀態(tài)等三個典型狀態(tài)下有/無螺旋槳滑流對進(jìn)氣道氣動性能的影響，歸納總結(jié)了各個狀態(tài)下的滑流影響機理及定量影響結(jié)果。

2 數(shù)值模擬方法及算法驗證

2.1 數(shù)值模擬方法

計算采用動態(tài)重疊網(wǎng)格方法多節(jié)點并行求解非定常雷諾平均N-S方程，湍流模型采用k-ω SST兩方程模型。在時間上計算采用雙時間步方法，每個真實時間步槳葉在周向運動3°，即每個旋轉(zhuǎn)周期包含真實時間步數(shù)為120步，每個真實時間步內(nèi)的子迭代步數(shù)為50步，采用隱式LU-SGS方法進(jìn)行迭代，空間格式采用Roe通量差分分裂方法。

在采用時間精確的數(shù)值方法求解中，網(wǎng)格運動是一個比較棘手的問題，本文采用的方法是結(jié)構(gòu)網(wǎng)格框架下的動態(tài)重疊(Chimera)網(wǎng)格方法。重疊網(wǎng)格對相對運動的部件生成不同的網(wǎng)格，分別隨各自部件運動，相互之間構(gòu)成動態(tài)的重疊關(guān)系。由于部件運動的關(guān)系，有必要在網(wǎng)格生成上對運動路徑上的網(wǎng)格進(jìn)行互相適應(yīng)，照顧好這個區(qū)域的網(wǎng)格密度以及均勻程度，以滿足重疊插值的要求；同時要求不同部件的網(wǎng)格在接合區(qū)域相互匹配，以適應(yīng)于流場的光滑過渡。

2.2 算法驗證

為了驗證計算方法，對單獨渦槳發(fā)動機吊艙帶六片槳葉模型(見圖1)進(jìn)行了計算，將計算結(jié)果與試驗結(jié)果進(jìn)行對比。螺旋槳直徑4m，槳葉角為36°，轉(zhuǎn)速為7550轉(zhuǎn)/分，來流風(fēng)速25m/s，攻角為0°，模型縮比為1：12。

計算網(wǎng)格采用重疊網(wǎng)格方法。分別對運動部件(槳葉及輪轂)和靜止部件(發(fā)動機吊艙)生成各自的網(wǎng)格，圖2中給出了槳葉網(wǎng)格和發(fā)動機吊艙背景網(wǎng)格的重疊關(guān)系，槳葉網(wǎng)格隨槳葉一起作剛體運動，動態(tài)地與發(fā)動機吊艙背景網(wǎng)格構(gòu)成重疊關(guān)系。槳葉網(wǎng)格的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)為O型，為了模擬粘性附面層的需要，第一層網(wǎng)格距離物面的距離約為0.01 mm。網(wǎng)格單元總數(shù)約330萬。

圖1 帶六片槳葉的渦槳發(fā)動機外形

圖2 槳葉網(wǎng)格和短艙背景網(wǎng)格的重疊關(guān)系

圖3給出的是螺旋槳效率計算結(jié)果與試驗結(jié)果的比較，相比SA湍流模型而言，SST湍流模型的計算結(jié)果與試驗值吻合更好，誤差最大不超過3%，因此在以后的計算中均采用SST湍流模型。渦槳發(fā)動機吊艙帶六片槳葉模型的計算結(jié)果證實了動態(tài)重疊網(wǎng)格及非定常方法解算器的可靠性，可用于飛機帶螺旋槳滑流的氣動特性計算分析。

圖3 螺旋槳效率計算結(jié)果與試驗結(jié)果的比較

3 簡化模型和網(wǎng)格劃分

圖4給出了本文計算簡化構(gòu)型，包括簡化機身、機翼、螺旋槳及發(fā)動機短艙。進(jìn)氣道是位于短艙前部、由螺旋槳整流錐和短艙內(nèi)整流罩構(gòu)成的環(huán)形進(jìn)氣道，后部安裝有6個整流支板，整流支板的位置如圖6(c)所示。進(jìn)氣道出口面位于整流支板后部，出口邊界條件設(shè)置在一段等值段的后部，為壓力出口邊界。由于雙發(fā)螺旋槳是同向旋轉(zhuǎn)，為了對比研究側(cè)滑狀態(tài)下的雙側(cè)進(jìn)氣道性能，機身對稱面設(shè)置為對稱面邊界條件，即計算域?qū)嶋H為一個完整的機身+雙側(cè)螺旋槳進(jìn)氣道短艙構(gòu)型。

計算構(gòu)型分為無動力構(gòu)型和帶動力構(gòu)型，無動力構(gòu)型仍然包括螺旋槳，只是螺旋槳不旋轉(zhuǎn)，為定常計算，帶動力構(gòu)型螺旋槳旋轉(zhuǎn)，為非定常計算。

圖4 計算構(gòu)型各部分示意圖

計算中采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，對于定軸旋轉(zhuǎn)的螺旋槳，采用重疊網(wǎng)格方法。對螺旋槳與背景網(wǎng)格交接處、主發(fā)進(jìn)氣道內(nèi)流區(qū)域進(jìn)行適當(dāng)加密，其余區(qū)域網(wǎng)格光滑保持過渡，全機網(wǎng)格量約7600萬。全機外流網(wǎng)格與進(jìn)氣道內(nèi)流網(wǎng)格如5所示。

圖5 計算域網(wǎng)格

渦槳發(fā)動機進(jìn)氣道性能指標(biāo)主要包括：進(jìn)氣道出口面上的總壓恢復(fù)系數(shù)及總壓畸變指數(shù)，定義如下

1)總壓恢復(fù)系數(shù)

σ

=

P

/P

∞

(1)

式中，

P

為進(jìn)氣道出口截面上的流量加權(quán)平均總壓，

P

∞為前方來流的總壓。

2)總壓畸變指數(shù)

(2)

式中，

P

max為進(jìn)氣道出口截面最大總壓，

P

min為進(jìn)氣道出口截面最小總壓，

P

為進(jìn)氣道出口面上的平均總壓。

計算狀態(tài)見表1。

表1 進(jìn)氣道性能計算狀態(tài)表

4 計算結(jié)果分析

4.1 地面無風(fēng)速狀態(tài)滑流對進(jìn)氣道性能的影響

地面無風(fēng)狀態(tài)下(計算狀態(tài)1)的流場如圖6所示，唇口繞流是其主要特征，由于環(huán)形進(jìn)氣道唇口相對較鈍，繞流不易產(chǎn)生流動分離，主要的總壓損失來源于氣流與整流錐及短艙內(nèi)整流罩壁面之間的摩擦損失，因此該狀態(tài)下，進(jìn)氣道畸變指數(shù)相對較低，不考慮螺旋槳滑流影響時，約為8.88%，另一方面，由于雙側(cè)壁面都有附面層，因此與短艙進(jìn)氣道相比，其總壓恢復(fù)系數(shù)相對降低，約為0.98左右，而短艙進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)約為0.99左右。環(huán)形進(jìn)氣道位于螺旋槳的后方，螺旋槳根部的繞流將對進(jìn)氣道氣流的流場品質(zhì)產(chǎn)生影響，由于地面狀態(tài)下的流場特征為唇口繞流，因此與帶風(fēng)速等其它狀態(tài)相比，該狀態(tài)下的螺旋槳繞流影響相對是較小的，圖7和圖8給出了帶槳狀態(tài)下的有/無動力計算結(jié)果對比，帶動力構(gòu)型為非定常計算結(jié)果，由于是6葉槳，每個槳葉旋轉(zhuǎn)60°之后與另一片槳葉位置重合，因此本文給出了單片槳旋轉(zhuǎn)至20°、40°、60°等三個角度時的進(jìn)氣道出口面上的流場信息，即對應(yīng)60°周期的T/3、2T/3及T。對比有/無動力下進(jìn)氣道出口面上的總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜和馬赫數(shù)圖譜及有/無動力下的總壓恢復(fù)系數(shù)和畸變指數(shù)，可見：在螺旋槳增壓作用下，環(huán)形進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)增大了1.4%，畸變指數(shù)增大了約2%，受導(dǎo)流支板的影響，總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜和馬赫數(shù)圖譜都被分割成了6個區(qū)域，6個區(qū)域的圖譜分布相差不多，支板后部的尾流區(qū)為低能區(qū)，帶動力后，低能分割區(qū)變成6個旋轉(zhuǎn)蝸殼狀，靠近外壁面出現(xiàn)了6個低能區(qū)，主要是葉片根部拉起來的分離區(qū)造成的。

圖6 地面無風(fēng)速狀態(tài)下流場

表2 進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和畸變指數(shù)對比結(jié)果(地面無風(fēng)速狀態(tài))

圖7 地面無風(fēng)速狀態(tài)下進(jìn)氣道出口截面上的總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜

圖8 地面無風(fēng)速狀態(tài)下進(jìn)氣道出口截面上的馬赫數(shù)圖譜

4.2 帶風(fēng)速狀態(tài)下滑流對進(jìn)氣道性能的影響

帶風(fēng)速狀態(tài)下(計算狀態(tài)2和3)的流場如圖9所示，從圖中可以明顯看出螺旋槳后滑流的偏轉(zhuǎn)方向，從前往后看，螺旋槳為右旋(從后往前看是左旋)，這也造成了進(jìn)氣道出口面上總壓圖譜形成了左下區(qū)域高、右上區(qū)域低的非均勻分布形式。帶動力后，滑流增壓作用使進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)提高約3%，畸變指數(shù)增大4%-5%。低馬赫數(shù)狀態(tài)下的進(jìn)氣道性能優(yōu)于高馬赫數(shù)狀態(tài)下的進(jìn)氣道性能。文中所有圖譜均為從后往前看的視角(順航向)。

圖9 M=0.18，a=15°狀態(tài)下的流場

圖10給出了帶迎角狀態(tài)下進(jìn)氣道出口面上的總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜，從無動力圖譜上可見，外環(huán)壁面附近出現(xiàn)了6個低能區(qū)，這主要是因為無動力構(gòu)型也帶著靜止不動的螺旋槳進(jìn)行的計算，該低能區(qū)是由葉片根部拉起的分離渦形成的。帶動力后，環(huán)形進(jìn)氣道上部偏右出現(xiàn)低能區(qū)，畸變增大。

表3 進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和畸變指數(shù)對比結(jié)果(帶風(fēng)速)

圖10 M=0.18，a=15°，進(jìn)氣道出口截面上的總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜

4.3 側(cè)滑狀態(tài)下的雙發(fā)滑流影響對比

側(cè)滑狀態(tài)下(計算狀態(tài)4和5)的流場分布如圖11和圖12所示，在正、負(fù)側(cè)滑下，受旋轉(zhuǎn)螺旋槳的影響，左、右發(fā)的流場并不是對稱分布。從前往后看，螺旋槳為右旋，因此正側(cè)滑時(β=25°)，螺旋槳的旋轉(zhuǎn)可抵消部分側(cè)滑角，螺旋槳后的氣流局部側(cè)滑角減??；負(fù)側(cè)滑時，螺旋槳后的氣流局部側(cè)滑角增加。但從表4所示的進(jìn)氣道性能參數(shù)上來看，無動力狀態(tài)下，正、負(fù)側(cè)滑下左、右進(jìn)氣道性能基本相當(dāng)，總壓恢復(fù)系數(shù)為0.96，畸變指數(shù)為0.115，主要原因是環(huán)形進(jìn)氣道位于螺旋槳根部，螺旋槳根部對前方來流側(cè)滑角的影響量不大，因此左右進(jìn)氣道性能基本沒有差別。帶動力后，螺旋槳增壓作用使進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)增大約3.3%，使畸變指數(shù)增大約7%，可見，側(cè)滑狀態(tài)下螺旋槳對進(jìn)氣道畸變的影響相對較大。

圖11 b=25°流場分布 圖12 b=-25°流場分布

圖13和圖14給出了正側(cè)滑角時左、右進(jìn)氣道出口面上的圖譜(順航向)，雙側(cè)進(jìn)氣道圖譜基本沒有差別，無動力時，右上區(qū)域為低能區(qū)，帶滑流后，低能區(qū)擴展為整個上部區(qū)域。圖15給出了負(fù)側(cè)滑角時左側(cè)進(jìn)氣道出口面上的圖譜(順航向)，無動力時，右下區(qū)域為低能區(qū)，帶滑流后，低能區(qū)向右上區(qū)域移動。負(fù)側(cè)滑時，圖譜相對均勻，畸變比正側(cè)滑時低1%左右，可見，正側(cè)滑狀態(tài)下滑流對進(jìn)氣道性能的影響略大些。

表4 進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和畸變指數(shù)對比結(jié)果(帶側(cè)滑)

圖13 M=0.18，a=25°，b=25°，進(jìn)氣道出口截面上的總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜(左側(cè)進(jìn)氣道)

圖14 M=0.18，a=25°，b=25°，進(jìn)氣道出口截面上的總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜(右側(cè)進(jìn)氣道)

圖15 M=0.18，a=25°，b=-25°，進(jìn)氣道出口截面上的總壓恢復(fù)系數(shù)圖譜(左側(cè)進(jìn)氣道)

5 結(jié)論

本文對一種位于螺旋槳根部的環(huán)形進(jìn)氣道性能進(jìn)行了數(shù)值仿真，螺旋槳滑流影響下，該進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和畸變指數(shù)發(fā)生了顯著變化，具體表現(xiàn)為：

1) 地面靜態(tài)時，唇口繞流為主要形態(tài)，滑流影響相對最小，螺旋槳增壓作用使總壓恢復(fù)系數(shù)增大約1.4%，畸變指數(shù)增大約2%；

2) 帶風(fēng)速狀態(tài)下，前方來流繞過螺旋槳葉片根部，拉起低能流，滑流影響增強，使總壓恢復(fù)系數(shù)增大約3%，畸變指數(shù)增大約4%-5%；

3) 側(cè)滑狀態(tài)下，機身對雙側(cè)進(jìn)氣道的性能影響不大，滑流影響最為顯著，使總壓恢復(fù)系數(shù)增大約3.3%，畸變指數(shù)增大約7%，負(fù)側(cè)滑狀態(tài)下的畸變略小于正側(cè)滑狀態(tài)。