尾部推進無人機雙90°偏折進氣道/蝸殼耦合流動特性

鄭高杰，何小明，李東坡，譚慧俊，汪昆，吳禎龍，王德鵬

1.南京航空航天大學 能源與動力學院，南京 210016

2.中航（成都）無人機系統(tǒng)股份有限公司，成都 610000

無人飛行器在民用領(lǐng)域正發(fā)揮著重要作用，并逐漸成為現(xiàn)代戰(zhàn)爭中不可或缺的主戰(zhàn)裝備［1］。目前，高性能無人機大多采用尾部螺旋槳推進方式，如美國捕食者MQ 系列無人機（見圖1）、中國的翼龍系列無人機等。進氣道作為此類飛行器的關(guān)鍵氣動部件，不僅要為發(fā)動機提供所需流量的高品質(zhì)氣流，同時還要滿足來自飛行器外形融合、結(jié)構(gòu)布局等方面的約束或者限制，為此其設(shè)計面臨較大挑戰(zhàn)［2-3］。特別是，其“進氣道水平進氣→蝸殼垂直進氣→發(fā)動機水平進氣”的緊湊型流道布局特點，使得氣流在進入發(fā)動機核心之前經(jīng)歷了2 次90°的偏轉(zhuǎn)，極易誘導顯著的分離流動和旋渦流動，在發(fā)動機進口面上導致顯著的流動損失和出口旋流。鑒于傳統(tǒng)S 彎進氣道的進出口軸線往往接近平行、偏折程度較小，內(nèi)流道面積擴張比也較?。ㄒ话阍?.5 以下），為此相關(guān)的內(nèi)流特性和設(shè)計方法難以直接套用到此類飛行器上。因此針對雙90°偏折進氣道/蝸殼的三維內(nèi)流特性與性能特征開展研究，對實現(xiàn)無人機/推進系統(tǒng)高效集成［4］具有重要意義。

圖1 采用渦輪螺旋槳發(fā)動機的尾部推進式無人機Fig.1 Tail-propelled UAV with turboprop engine

在常規(guī)亞聲速S 彎進氣道的內(nèi)流機理與旋流特性方面，國內(nèi)外學者已經(jīng)開展了較多研究［5-8］。文獻［9-11］針對大偏距S 彎進氣道，采用壁面油流與壓敏漆等方法，對進氣道內(nèi)部流動特性進行了試驗研究，揭示了S 彎進氣道中第1 彎處和第2彎處的旋流成因及其對出口旋流特征的影響機制，并對內(nèi)部二次流的結(jié)構(gòu)和強度進行主動流動控制，實現(xiàn)了畸變和總壓損失的降低。針對不同偏距的S 彎進氣道，文獻［12-14］采用粒子圖像測速技術(shù)，獲得了內(nèi)流的三分量速度場，并以旋流強度SI［15］為量化指標，研究了進氣道偏距對出口非定常旋流畸變特性的影響。文獻［16-18］設(shè)計了多種超緊湊蛇形進氣道和邊界層吸入式進氣道，并對其內(nèi)部流動機理及性能規(guī)律進行了深入的仿真和試驗研究。文獻［19］依據(jù)美國汽車工程師協(xié)會（SAE）的旋流評估方法，利用基于5 孔探針的旋轉(zhuǎn)式測量段，對背負式大S 彎進氣道出口的強旋流場進行了測量與分析。

在蝸殼流動研究方面，大多集中在壓氣機領(lǐng)域。Hariharan 和Govardhan［20-21］設(shè)計了不同截面形狀的壓氣機蝸殼，并對蝸殼內(nèi)截面壓力分布、速度分布及壓力恢復系數(shù)等流動特性和氣動性能進行了數(shù)值研究，揭示了不同蝸殼形狀造成流動損失的物理機制。文獻［22-23］針對不同進口彎扭形狀的緊湊型蝸殼，進行了靜壓測量與性能實驗，并對蝸殼非軸對稱幾何結(jié)構(gòu)導致內(nèi)流失穩(wěn)從而引起壓氣機失速和喘振的機理進行了研究。文獻［24-25］采用非定常仿真的方法，對蝸殼內(nèi)部流動特性進行研究，結(jié)果表明非對稱性幾何形狀的蝸殼在入口和出口的畸變匹配，對壓氣機性能和流場結(jié)構(gòu)具有較大影響。

概括而言，目前針對亞聲速進氣道的研究大多集中于流道過渡相對舒緩的S 彎進氣道，而涉及到流道雙90°偏折并耦合蝸殼的進氣道卻鮮有報道。為此，本文設(shè)計了一種具有雙90°偏折特征的進氣道/蝸殼流道構(gòu)型，并對其在地面抽吸工況下的氣動性能和內(nèi)部流動特征開展了仿真與試驗研究，重點探討了流道出口截面上（即AIP，氣動匹配面）強旋流流動的主要成因。

1 研究對象

本文研究對象為具有雙90°偏折特征的進氣道/蝸殼流道構(gòu)型，如圖2所示。其主要氣動設(shè)計特點如下。

圖2 進氣道/蝸殼型面Fig.2 Inlet/volute configuration

1） 氣流從進入內(nèi)流道開始，直至到達AIP，共經(jīng)歷了2 次接近90°的流動偏轉(zhuǎn)，流動偏轉(zhuǎn)集中且幅度大，這使得流動組織難度要顯著高于常規(guī)的S 彎進氣道。為此，進氣道后半彎段和蝸殼進口左側(cè)型面的融合處（如圖2 中③所示），采用更為連續(xù)、光順的局部前傾設(shè)計，使氣流拐彎更為順暢，其中右側(cè)連接為光滑過渡。

2） 從進氣道喉道截面到蝸殼前端入口，流道的面積擴張比為2.07，顯著高于常規(guī)S 彎進氣道。為此，管流的逆壓強梯度大，再加上拐彎劇烈，流動極易發(fā)生大面積的分離。相應地，進氣道唇口采用內(nèi)側(cè)厚而外側(cè)薄的非對稱設(shè)計（如圖2 中①所示），旨在減緩抽吸工況時進氣道唇口內(nèi)側(cè)的氣流偏轉(zhuǎn)速率。同時，進氣道內(nèi)管道的前段采用等直設(shè)計，此后管道保持持續(xù)擴張，該設(shè)計旨在避免管道擴張、管道彎曲等因素加劇地面狀態(tài)下唇口下游附近的流動分離。此外，在S 彎進氣道的進口等直段上增加兩側(cè)收縮（如圖2 中②所示），旨在抑制大側(cè)滑角狀態(tài)下發(fā)生在進氣道進口段的流動分離。

3） 進氣道設(shè)計受到飛行器外形和內(nèi)部結(jié)構(gòu)的嚴格限制，使得進氣道長度短偏距大。流場流經(jīng)進氣道耦合蝸殼后，出口旋流強度會顯著加大。為此，在蝸殼通道的正下方設(shè)置防旋流隔板（如圖2 中④所示），旨在抑制大側(cè)滑角狀態(tài)下蝸殼內(nèi)部氣流形成整體旋流，降低AIP 上的旋流強度。

盡管采用了上述設(shè)計措施，但雙90°偏折進氣道/蝸殼耦合使得其內(nèi)部流動特性依然非常復雜，為此需要進行深入的試驗與仿真研究?？紤]到地面狀態(tài)下，氣流從進氣道入口的四周吸入內(nèi)流道，此時的流動條件較巡航、起降工況更為惡劣，為此首先對地面抽吸工況進行了細致研究。

2 試驗與仿真方法

2.1 試驗模型與試驗系統(tǒng)

進氣道試驗模型整體由前端折彎段的進氣道、蝸殼、防旋流隔板及后方測量段組成（如圖3所示）。進氣道入口與出口軸線存在偏距，其特征在于氣流從進氣道入口到蝸殼中心軸線經(jīng)過90°偏折，從蝸殼入口到出口又經(jīng)過90°偏折，形成了如圖3所示的雙90°偏折。進氣道/蝸殼分界面位于入口高度0.64H處。模型的具體參數(shù)如表1所示。

表1 進氣道幾何參數(shù)Table 1 Inlet geometry parameters

圖3 進氣道/蝸殼試驗模型Fig.3 Inlet/volute test model

為了獲得進氣道壁面壓力數(shù)據(jù)與AIP 截面性能，在進氣道對稱面上下壁面分別開設(shè)29 與30個靜壓孔。總壓由安裝在AIP 的8 個總壓耙來測量，在AIP 截面等角度分布，每個耙有5 個探針，按等環(huán)面排布［26］。所有的壓力采集通過掃描閥（ESP-64HD， PSI IncR）進行測量，精度為滿量程的0.05%，試驗系統(tǒng)如圖4所示。通過調(diào)節(jié)圖4所示的閥門來控制進氣道/蝸殼出口負壓，進而實現(xiàn)對流量的調(diào)節(jié)。出口馬赫數(shù)Ma通過AIP 截面的總壓P*AIP與靜壓pAIP計算求得，計算公式為

圖4 試驗系統(tǒng)裝置圖Fig.4 Test system device diagram

式中：k=1.4；PAIP*為AIP 截面總壓，由總壓耙測點壓力值根據(jù)流量平均計算求得；pAIP為AIP 截面靜壓，通過壁面處等角度分布的8 個靜壓測點的平均值求得。

試驗在南京航空航天大學抽吸試驗臺開展，其中試驗臺的真空罐體積為400 m3，最低能提供＜1 kPa 的絕對壓力，在試驗抽吸條件下能夠保證進氣道出口截面馬赫數(shù)達到0.7 以上，且穩(wěn)定運行時間不少于30 s，該試驗臺的運行系統(tǒng)可靠性在前期已經(jīng)得到了充分的試驗檢驗［27］。

2.2 數(shù)值方法

為了獲得進氣道/蝸殼內(nèi)部詳細的流場特征，采用Fluent2021R1 軟件對流場結(jié)構(gòu)進行仿真計算。計算采用了基于密度修正的Navier-Stokes 方程求解器，其時間推進采用點隱式（Gauss-Seidel）方法以加速收斂，無黏對流通量采用Roe 格式進行差分分裂。湍流模型選用k-SST（Shear Stress Transport）湍流模型，該模型在研究進氣道內(nèi)流方面被廣泛應用［16，28-29］。其中，流動方程組以及湍流模型方程分別采用二階迎風格式進行離散。數(shù)值模擬計算域的長度為35 m，寬度為40 m，高度為30 m。網(wǎng)格采用ICEM 生成的全尺寸六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并對近壁面進行局部加密，保證y+在1 左右。整體網(wǎng)格是通過一半的block 根據(jù)對稱面對稱得到，保證了網(wǎng)格結(jié)構(gòu)的對稱性。仿真計算采用壓力遠場、壓力出口和無滑移絕熱固壁邊界條件，計算至連續(xù)性方程、動量方程、能量方程與k-ωSST 方程殘差下降3 個數(shù)量級，并且進氣道出口截面馬赫數(shù)、總壓等氣動參數(shù)穩(wěn)定。計算域與進氣道/蝸殼表面網(wǎng)格如圖5所示。

圖5 計算域與進氣道表面網(wǎng)格Fig.5 Surface mesh of computational domain and inlet

為了驗證網(wǎng)格尺度的敏感性，本文設(shè)計了3 套網(wǎng)格，分別命名為粗網(wǎng)格（Coarse）、中等網(wǎng)格（Fine）和密網(wǎng)格（Dense），網(wǎng)格量分別為830 萬，1 150 萬和1 350 萬。圖6 與圖7 分別為MaAIP=0.376 不同網(wǎng)格尺度下，進氣道下壁面靜壓分布與AIP 截面馬赫數(shù)分布，其中將圖6 坐標進行無量綱處理，橫坐標為壁面坐標x與入口處（x=0）到AIP 截面距離L的比值，p0為遠前方來流靜壓。根據(jù)3 套網(wǎng)格的結(jié)果可以看出，沿程壓力分布3 套網(wǎng)格差異很小，AIP 截面的流場結(jié)構(gòu)也差異很小，說明本文中的網(wǎng)格量尺度是合適的，計算結(jié)果對網(wǎng)格尺度不敏感。后續(xù)研究中為了減少計算量，采用中等網(wǎng)格的計算結(jié)果進行分析。

圖6 不同網(wǎng)格尺度的下壁面靜壓分布Fig.6 Static pressure distribution for different meshes

圖7 不同網(wǎng)格尺度AIP 截面Ma 分布Fig.7 Mach number distribution of AIP for different meshes

2.3 算例驗證

為了驗證本文所述數(shù)值仿真方法的可信度，將試驗獲得的對稱面上下壁面的靜壓結(jié)果與仿真結(jié)果進行對比，如圖8所示。氣流在抽吸作用下繞過唇口進入進氣道，上壁面唇口附近壓力先增加后略微降低，隨后穩(wěn)定增加，直到進入蝸殼內(nèi)壓力出現(xiàn)降低又上升的劇烈波動，同時唇口上壁面先增加后降低的趨勢隨著出口馬赫數(shù)的增加越發(fā)明顯。下壁面氣流繞過唇口在到達蝸殼前，壓力在流向方向保持穩(wěn)定上升。總體來說，仿真得到的壁面壓力分布與試驗結(jié)果吻合較好，說明本文采用的數(shù)值仿真方法能夠準確捕捉進氣道/蝸殼內(nèi)部的主要流動結(jié)構(gòu)。

圖8 試驗與仿真的進氣道對稱面壁面靜壓分布對比Fig.8 Comparison of static pressure distribution of inlet symmetrical surface between test and simulation

3 性能參數(shù)與處理方法

考慮到具有雙90°偏折進氣道/蝸殼內(nèi)部存在分離渦等復雜流動，需要對AIP 截面的總壓恢復系數(shù)σ、畸變指數(shù)、旋流指數(shù)等多類性能參數(shù)進行分析，下面對所需的性能參數(shù)進行介紹。

3.1 流動參數(shù)計算

二次流是垂直于主流方向上橫截面內(nèi)的流動，本文研究的雙90°偏折進氣道/蝸殼，在前端折彎段存在較強的二次流。文獻［30］通過曲面單位面積絕對渦通量的積分來描述該曲面渦旋的強度，其數(shù)學表達為

式中：dh為所選截面的水力直徑，具體為所選面面積與周長之比的4 倍。ρ和μ分別表示流體的密度和動力黏性系數(shù)。

3.2 AIP 性能參數(shù)

3 個常用來評估和量化進氣道AIP 性能的參數(shù)，即總壓恢復系數(shù)σ、總壓畸變指數(shù)Δσ0、旋流角α。

1） 總壓恢復系數(shù)σ定義為

2） Δσ0用于評估AIP 的總壓畸變程度為

式中：σ0為小于進氣道出口截面平均總壓的最大扇形低壓區(qū)總壓恢復系數(shù)。

3） 旋流角α，本文使用AIR5686［31］標準規(guī)定中對旋流畸變參數(shù)的定義和旋流指標體系，其中旋流角α表達式為

式中：U0為AIP 周向速度；Ux為AIP 軸向速度，如圖9所示。更為具體的旋流畸變的計算評估方法可以參考文獻［14，19］。

圖9 旋流角示意圖Fig.9 Schematic diagram of swirl angle

為更好地量化評估AIP 截面的旋流強度，將旋流角α的絕對值對該截面進行面積分，并求得單位面積的絕對旋流角通量SI，以此量化描述該截面的旋流畸變程度，數(shù)學描述為

此外，工程應用中特別關(guān)注旋流角超過±15°的區(qū)域及占比［19］。因此通過各網(wǎng)格單元的旋流角絕對值，可以計算AIP 上旋流角絕對值超過15°區(qū)域總面積占比ηα15為

式中：A|α|＞15為旋流角絕對值超過15°區(qū)域的面積；A為AIP 截面總面積。

4 結(jié)果與討論

研究表明，在地面靜止工況下該類進氣道/蝸殼的內(nèi)部流動特性較差，為此選擇該工況開展了不同抽吸流量下的內(nèi)流機理與工作特性研究，下面分別從AIP 特性特征、進氣道/蝸殼耦合流動特征、內(nèi)流道旋流演化規(guī)律等方面進行分析。

4.1 AIP 特性特征

試驗通過改變進氣道/蝸殼下游真空泵的抽吸壓力，獲得了4 種不同出口馬赫數(shù)下的進氣道性能，并通過數(shù)值模擬獲得了對應工況下的仿真結(jié)果，具體如表2所示。

表2 不同出口馬赫數(shù)進氣道出口性能試驗與仿真結(jié)果Table 2 Experimental and simulation results of inlet performance at different exit Mach numbers

從表2 中試驗結(jié)果可以看出，隨著MaAIP的逐漸增加，進氣道總壓恢復系數(shù)逐漸降低，這符合進氣道性能的一般規(guī)律。MaAIP在0.4～0.6 范圍內(nèi)總壓恢復系數(shù)都保持在0.970 0 以上，表明進氣道氣動性能良好。在MaAIP=0.264、0.376、0.480、0.606 時，總壓恢復系數(shù)的仿真結(jié)果與試驗結(jié)果誤差分別僅為0.18%、0.29%、0.46%、1.40%，證明仿真結(jié)果在性能方面能夠與試驗結(jié)果很好吻合。Δσ0試驗值與仿真值均＜1.30%，表明進氣道總壓畸變性能良好。表2 中還給出了不同出口馬赫數(shù)下AIP 截面旋流強度SI與旋流角絕對值超過15°面積占比ηα15的仿真結(jié)果，可以看出，隨著出口馬赫數(shù)的增加，SI與ηα15都小幅降低。

圖10 給出了試驗與仿真獲得的進氣道AIP截面總壓恢復系數(shù)σ的分布，并且在仿真結(jié)果中用虛線標識試驗測量的邊界。其中總壓恢復系數(shù)云圖分布是通過總壓耙測點的試驗值插值得到，插值方法是被廣泛應用的雙調(diào)和樣條插值法［18，32］。從圖10 中可以看出，隨著出口馬赫數(shù)增加，低壓區(qū)范圍逐漸增加，這與表2 中的測量結(jié)果規(guī)律一致。低壓區(qū)增加主要是由于摩擦損失及近壁面流動分離程度隨著進氣道內(nèi)流速的增加而增加導致的。

圖10 AIP 試驗與仿真總壓恢復系數(shù)分布Fig.10 Test and simulation total pressure recovery coefficient distribution of AIP

圖10 中AIP 截面低壓區(qū)分別位于方位角θ=225°與315°附近的環(huán)面近外壁面處（如圖10 中①所示）、θ=0°與180°附近的環(huán)中心位置（如圖10中②所示）、θ=90°附近的環(huán)面近外壁面的弱低壓區(qū)（如圖10 中③所示）。仿真云圖低壓區(qū)在去除虛線標識測量邊界以外區(qū)域后，與試驗結(jié)果的分布位置大致相同，再次驗證了仿真結(jié)果的可靠性。

除了對AIP 截面總壓恢復系數(shù)與總壓畸變性能進行研究，還通過仿真的方法以旋流角α為指標，對AIP 面的旋流畸變特征進行量化評估。圖11 給出了MaAIP=0.264 與0.480 下的AIP 截面的旋流角與二次流線分布，其中r1～r5為截面均勻分成5 份后等環(huán)面積的中心。從圖11 中結(jié)果可以看出，旋流角整體呈現(xiàn)左右反向?qū)ΨQ分布，同時結(jié)合二次流線分布可以看出，旋流角值較大處，其在截面的切向速度也較大。

圖11 AIP 截面的旋流角與二次流線分布Fig.11 Swirl angle and secondary streamline distribution of AIP

圖12 為不同MaAIP下第2 環(huán)（r2）與第4 環(huán)（r4）旋流角α分布，位置與起始方位如圖10 中標識所示。數(shù)值上，r2與r4旋流角均在±30°以內(nèi)。相比于其他出口馬赫數(shù)，當MaAIP=0.264 時極值方位的旋流角最大。r2正旋流角的極值出現(xiàn)在方位角30°與220°附近，負旋流角的極值出現(xiàn)在方位角120°與300°附近。r4旋流角極值出現(xiàn)的位置與r2大致相同，但方向相反，且數(shù)值變化更加劇烈。2 個環(huán)的旋流角分布符合反向?qū)ΨQ的分布規(guī)律。

圖12 不同MaAIP下旋流角分布Fig.12 Swirl angle distribution at different MaAIP

根據(jù)圖11 可以看出，出口旋流強，流場較為復雜。因此，采用旋流方向（Swirl Directivity，SD）與旋流對數(shù)（Swirl Pairs，SP）為量化指標［31］，對出口旋流模式等問題進行進一步分析。其中旋流方向SD 表征了對渦中主導旋流的旋轉(zhuǎn)方向，旋流對數(shù)SP 表示出口截面所存在的對渦數(shù)目。

圖13 為不同出口馬赫數(shù)下各環(huán)旋流方向SD的分布。從圖13 可以看出，出口MaAIP=0.376與0.606 時，各環(huán)SD 值均＞0，表明對渦的總體方向為正向（逆時針）。出口MaAIP=0.264 與0.480 時，除第3 環(huán)SD 值＜0 外，其他環(huán)的值均＞0，截面整體對渦的方向依然為正向。

圖14 為不同出口馬赫數(shù)下各環(huán)旋流對數(shù)SP的分布，SP 表示出口截面對渦的個數(shù)。由圖14可以看出，出口MaAIP=0.376 時的各環(huán)、MaAIP=0.264 與0.480 的第1 環(huán)到第4 環(huán)以及MaAIP=0.606 的第1 環(huán)與第2 環(huán)SP 的值＞1，表明該區(qū)域內(nèi)為雙對渦旋流模式，其余SP 值＜1 的部分為單對渦旋流模式。同時，MaAIP=0.376、0.480 以及0.606 的第4 環(huán)的SP 值接近于1，表明該區(qū)域?qū)u的對稱性較好。

圖14 不同MaAIP下SP 分布Fig.14 Distribution of SP at different MaAIP

4.2 進氣道/蝸殼耦合流動特征

為了更好地分析進氣道/蝸殼耦合流動特征，圖15 給出了進氣道/蝸殼的壁面摩擦力線與壓力梯度線。根據(jù)圖15 中壁面摩擦力線可以直觀地發(fā)現(xiàn)，在第1 個90°折彎處，靠近壁面處的氣流從下壁面外卷流動到上壁面，并匯聚到蝸殼的左側(cè)經(jīng)過導流支板后流出進氣道。在折彎處壓力梯度由外側(cè)壁面指向內(nèi)側(cè)壁面，與離心力的負方向一致。

圖15 進氣道壁面摩擦力線（MaAIP=0.264）Fig.15 Wall friction line of inlet （MaAIP=0.264）

圖16 給出了通道內(nèi)10 個截面的總壓恢復系數(shù)和二次流線分布流譜，來進一步闡述氣流在進氣道內(nèi)流動演化過程。從各截面流譜圖可以看出，沿流向方向，各截面上方逐漸發(fā)展出由中心朝下卷向左右兩側(cè)的對渦，并形成2 個低壓區(qū)，在最后截面處兩低壓區(qū)逐漸匯聚，形成了截面上低下高的總壓分布。這種流動現(xiàn)象，是氣流在流經(jīng)90°偏折后受到離心力與進氣道型面誘導等作用導致的。氣流在進氣道90°偏折型面的限制下沿流向逐漸轉(zhuǎn)彎，受到離心力作用，迎風面（圖16 中B 側(cè)）壓力升高。單個截面內(nèi)，在近迎風壁面遠離中間對稱面兩側(cè)的壓力逐漸降低，于是形成了由中間向兩側(cè)的壓降梯度，同時在型面誘導下，形成了如圖16所示的流動現(xiàn)象。

圖16 進氣道截面總壓與二次流線分布（MaAIP=0.264）Fig.16 Total pressure and secondary streamline distribution of inlet section （MaAIP=0.264）

圖17 為進氣道/蝸殼分界面靜壓分布與速度矢量分布，圖17 中結(jié)果可以清晰地展示進氣道因流道劇烈彎曲而引起的蝸殼非均勻進氣條件。進氣道/蝸殼分界面A 側(cè)左右兩端，分布有2 個低靜壓區(qū)，在B 側(cè)的中間部分，分布有1 個高靜壓區(qū)。速度矢量呈現(xiàn)出由A 側(cè)中間向B 側(cè)兩端外卷的流動趨勢。其中A 側(cè)、B 側(cè)與圖16 中一致。圖16 中展示的氣道/蝸殼分界面惡劣的非均勻進氣道條件，會造成蝸殼內(nèi)二次流與分離渦等復雜流動，進而對進氣道/蝸殼整體性能造成影響。

圖17 進氣道/蝸殼分界面靜壓分布與速度矢量（MaAIP=0.264）Fig.17 Static pressure and velocity vector distribution at inlet/volute interface（ MaAIP=0.264）

圖18 為MaAIP=0.264 與0.480 進氣道/蝸殼對稱面馬赫數(shù)云圖，以及圖18 右下角的壓力分布?？梢钥吹綒饬髟诔槲饔孟吕@過唇口進入進氣道，在進氣道上下壁面內(nèi)側(cè)形成小區(qū)域的加速，同時隨著出口馬赫數(shù)增加，進氣道入口捕獲面積隨之增加。通過壓力云圖可以看出，從唇口前緣點開始，沿流向緊貼上壁面，壓力呈現(xiàn)先增大后減小再增大的變化趨勢，沿下壁面壓力則穩(wěn)定升高，這與圖8 試驗測得的壁面靜壓結(jié)果相吻合。同時，壓力分布呈現(xiàn)方向朝右下方圖中紅色箭頭所示的壓力梯度，這主要是由于氣流在轉(zhuǎn)彎時受到離心力作用，使得迎風面壓力升高導致的。根據(jù)蝸殼前左右角區(qū)位置處對稱面的馬赫數(shù)云圖可以看出，氣流在此處發(fā)生分離，這是由于進氣道較大的面積擴張比（擴張比為2.07）與折彎產(chǎn)生的二次流等原因共同導致。氣流進入蝸殼后，對稱面流線明顯變得混亂，并伴有局部的流場分離。

圖18 不同出口馬赫數(shù)對稱面流場與壓力分布Fig.18 Flow field and pressure distribution on symmetry plane at different MaAIP

4.3 內(nèi)流道旋流演化規(guī)律

為了研究內(nèi)流道旋流形成的核心影響因素，現(xiàn)將進氣道入口到蝸殼前端沿流向等距取20 個截面，對沿程各截面的二次流強度變化規(guī)律進行研究。根據(jù)式（2）與式（3）計算各截面的二次流強度，得到圖19所示的不同出口馬赫數(shù)下各截面二次流強度分布圖，其中橫坐標按照弧長等距分布（S為總弧長，l為截面所在弧長位置），縱坐標為二次流強度Se。由圖19 可知，在同一截面處，隨著馬赫數(shù)的增加，二次流強度逐漸增加。在同一出口馬赫數(shù)下，延流向方向前3 個截面二次流強度變化很小，主要是因為此段進氣道型面變化不大，并且沒有受到下游流動的干擾。第4 個截面Se略有下降，并且從第4 個截面到第13 個截面逐漸升高。這種變化過程主要是因為流動開始進入第1 個90°偏折，曲率逐漸增大，氣流離心作用逐漸增強，使得二次流強度逐漸增加。從第13 個截面到第18 個截面Se值略有降低，但依然保持較高的Se值。這主要是在此段氣流在形面導流作用下，流動方向發(fā)生了改變，流動轉(zhuǎn)彎由急促變得略有平緩，使得離心作用略有降低。第13 個截面到第18 個截面的變化規(guī)律表明此段為進氣道偏折設(shè)計的關(guān)鍵位置。從第18 個截面到第20 個截面Se值逐漸增加，并達到最大值，這表明氣流在此段進行第二次急促轉(zhuǎn)彎，受到較大的離心作用。

圖19 蝸殼上游各截面二次流強度Fig.19 Intensity of secondary flow on upper section of volute

為了進一步對蝸殼內(nèi)的流動進行分析，圖20給出了MaAIP=0.480，不同截面馬赫數(shù)分布云圖，其中截面Ⅰ為蝸殼流向方向的中間截面，截面Ⅱ為經(jīng)過蝸殼中心的展向水平截面。圖21 分別給出了截面Ⅰ與截面Ⅱ的靜壓與總壓分布。由圖21 可以看出，氣流進入蝸殼在支板繞流過程中，在支板背風側(cè)會產(chǎn)生分離，相應的總壓損失也會增加。根據(jù)截面Ⅱ的壓力分布云圖可以看出，氣流從蝸殼向進氣道出口匯聚加速流出的過程中，靠近蝸殼內(nèi)壁面附近的總壓損失較高（圖21 中虛線所示）。

圖20 不同截面馬赫數(shù)云圖Fig.20 Mach number distribution of different sections

圖21 截面A 與截面B 靜壓（左）與總壓（右）分布Fig.21 Static pressure and total pressure distribution of section A（ lift） and section B（ right）

通過Q準則顯示的渦結(jié)構(gòu)，對內(nèi)流道蝸殼內(nèi)旋流的演化過程進行分析。圖22 為出口MaAIP=0.480 時，進氣道蝸殼處的渦結(jié)構(gòu)，Q′=1×10-5，其中Q′=Q/（Qmax-Qmin）。由圖22 可以看出，氣流在經(jīng)過進氣道前部折彎段進入渦殼后，與渦殼內(nèi)支板耦合產(chǎn)生分離渦，分離渦在抽吸作用下，沿著流向繼續(xù)衍化并朝出口方向匯聚，在AIP 截面形成了尺度不等的渦對。這些分離渦成為降低總壓性能及增加畸變的主要來源。

圖22 Q 準則顯示的渦結(jié)構(gòu)（Q′=1×10-5）Fig.22 Vortex structure shown by Q criterion（Q′=1×10-5）

為了進一步說明蝸殼前端第1 個90°偏折彎段對進氣道渦流強度的影響（即內(nèi)流道旋流形成的核心影響因素），現(xiàn)將蝸殼上游部分的折彎段改成直通段，采用相同的計算方法，與原進氣道進行對比研究。在保證AIP 馬赫數(shù)相同情況下，重點對比研究折彎/直通的AIP 截面旋流強度SI以及旋流角α絕對值超過15°區(qū)域的面積占比ηα15。

圖23 為MaAIP=0.376 進氣道壁面壓力與空間流線分布，其中圖23（a）為進氣道折彎，圖23（b）為進氣道直通。通過蝸殼處的壁面壓力可以看出，在蝸殼支板的背風側(cè)壓力明顯小于迎風側(cè)，這是氣流在繞過支板過程中形成逆壓梯度，進而產(chǎn)生流動分離導致的。同時，圖23（a）蝸殼內(nèi)低壓范圍要大于圖23（b），這表明進氣道折彎的能量耗散要大于進氣道直通。

圖23 進氣道壁面壓力與空間流線分布（MaAIP=0.376）Fig.23 Pressure and spatial streamline distribution of inlet （MaAIP=0.376）

通過流線可以看出氣流在進氣道內(nèi)的空間衍化過程。由圖23（a）可知，在進氣道入口截面左右兩側(cè)的氣流進入蝸殼后，會在方位角θ=270°的位置相遇。右側(cè)氣流在隔板的阻擋誘導以及空間擠壓下，形成由隔板下端沖向上端的順時針漩渦，之后下沖的氣流在支板導流下流向蝸殼中間軸，并最終以渦流的形式流出進氣道。左側(cè)大部分氣流在θ=270°處并未形成大尺度旋渦，而是以較高的動量流向隔板下方，最終以渦流的形式匯聚流出進氣道。圖23（a）與圖23（b）明顯的區(qū)別在于，圖23（b）蝸殼內(nèi)的流線分布相較于圖23（a）則要規(guī)整很多，流線在流出進氣道時并未形成很強的渦流。

圖24 為MaAIP=0.376 進氣道折彎/直通AIP 截面旋流角分布，并用虛線分別將旋流角α超過±15°的區(qū)域進行了標識。由圖24 中結(jié)果可以看出，圖24（b）直通型面AIP 截面旋流角比折彎型面分布更加均勻，只在環(huán)的內(nèi)外近壁面處分布有α超過±15°的很小區(qū)域，這表明直通型面的旋流畸變遠小于折彎型面。

圖24 折彎/直通AIP 旋流角分布（MaAIP=0.376）Fig.24 Swirl angle distribution of bend/straight inlet（MaAIP=0.376）

圖25 給出了不同出口馬赫數(shù)下進氣道折彎/直通AIP 截面旋流強度SI對比，由圖25 結(jié)果可知，隨著出口馬赫數(shù)的增加，折彎/直通型面SI值略有降低，變化幅值分別為1.45°與0.97°。對4 種MaAIP下的SI求平均值，折彎型面截面旋流強度SI為10.43°±0.725°，直通型面SI為5.66°±0.485°，折彎型面SI值是直通型面的2 倍左右。折彎型面AIP 截面旋流強度SI＞9.90°，而直通型面的SI＜6.05°。

圖25 折彎/直通AIP 旋流強度SI對比Fig.25 Comparison of bend/straight swirl intensity SI

圖26 為不同出口馬赫數(shù)下，折彎/直通型面AIP 截面旋流角絕對值超過15°面積占比ηα15的比較，由圖26 可知，折彎型面隨著出口馬赫數(shù)增加，ηα15值從30.6% 降低到20.4%，而直通型面ηα15值變化不大。通過圖26 可以直觀地看出，直通型面相較于折彎型面ηα15值會大幅降低，MaAIP=0.264 時降低幅度最大，ηα15值從30.6%降低到4.8%，MaAIP=0.606 時降低幅度相對最小，ηα15值從20.4%降低到4.3%。

圖26 折彎/直通AIP 截面ηα15對比Fig.26 Comparison of bend/straight ηα15

通過對蝸殼處Q渦結(jié)構(gòu)、沿程各截面的二次流強度Se、折彎/直通AIP 截面旋流強度SI與旋流角|α|＞15°面積占比ηα15對比的研究，充分說明了進氣道因流道劇烈彎曲而引起的蝸殼非均勻進氣條件，是驅(qū)動蝸殼內(nèi)形成強橫向二次流與分離渦，進而導致出口強旋流流動的主要原因。

5 結(jié) 論

針對尾部螺旋槳推進式無人機的流道布局特點，兼顧飛行器總體氣動、總體結(jié)構(gòu)等方面的限制因素，設(shè)計了具有雙90°偏折特征的進氣道/蝸殼流道構(gòu)型，并對其在地面抽吸工況下的氣動性能和內(nèi)部流動特征開展了仿真與試驗研究。主要結(jié)論如下：

1） 試驗結(jié)果表明，該進氣道/蝸殼流道具有較好的總壓恢復系數(shù)和總壓畸變性能，出口馬赫數(shù)MaAIP在0.4～0.6 范圍時，總壓恢復系數(shù)σ均保持在0.97 以上，總壓畸變Δσ0值＜1.30%。

2） 在進氣道/蝸殼耦合流動作用下，出口截面形成了顯著的旋流流動，旋流角|α|＞15°的面積占比ηα15達到了20.4%～30.6%。

3） 對蝸殼前端折彎段各截面二次流強度變化規(guī)律的研究表明，氣流在沿進氣道經(jīng)過90°偏折進入蝸殼過程中，受到離心力與折彎型面誘導的共同作用，二次流強度值Se大幅增加。

4） 仿真對比分析了折彎與直通型面進氣道氣動AIP 的旋流性能參數(shù)，進氣道型面偏折會造成出口截面旋流畸變性能大幅降低。

5） 分析發(fā)現(xiàn)，進氣道因流道劇烈彎曲而引起的蝸殼非均勻進氣條件，是驅(qū)動蝸殼內(nèi)形成強橫向二次流與分離渦，進而導致出口強旋流流動的主要原因。

6 展 望

雙90°偏折進氣道/蝸殼構(gòu)型，出口流場較為復雜，存在較強的旋流（截面旋流強度接近或超過10°），這使得總壓耙測得值略低于實際值，從而計算的馬赫數(shù)也會略低。因此，在接下來的研究中，有必要采用能夠測量旋流的試驗方法對以上問題開展深入研究。