張曉飛，姜 健，符小剛

(中國飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，陜西 西安 710089)

1 引言

上世紀(jì)70年代末，狂風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)試飛中，不同飛行條件下左、右發(fā)動(dòng)機(jī)先后發(fā)生喘振，事后研究表明，喘振由進(jìn)氣道旋流引起[1]。后來戰(zhàn)斧巡航導(dǎo)彈[2]、A300的APU[3]上再次驗(yàn)證了旋流對發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響，而其共同特點(diǎn)是采用了S彎進(jìn)氣道。文獻(xiàn)[4]的研究也表明，S彎進(jìn)氣道是導(dǎo)致旋流產(chǎn)生的一個(gè)重要因素。

旋流是進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容中危害最大的干擾參數(shù)[5～7]。反向旋流(與發(fā)動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)方向相反)會(huì)直接導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)失速喘振，甚至熄火停車，同向旋流會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降，長期處于對渦旋流中的發(fā)動(dòng)機(jī)極易出現(xiàn)高循環(huán)疲勞失效[8]。

本文對某S彎進(jìn)氣道在多種機(jī)動(dòng)狀態(tài)下的旋流畸變進(jìn)行了數(shù)值模擬，對S彎進(jìn)氣道旋流的產(chǎn)生和發(fā)展機(jī)理進(jìn)行了分析，并利用旋流評價(jià)指標(biāo)對旋流畸變程度進(jìn)行了量化，最后對其特性進(jìn)行了總結(jié)。

2 S彎進(jìn)氣道模型及數(shù)值模擬方法

本文模擬的S彎進(jìn)氣道，考慮了機(jī)頭和前機(jī)身對進(jìn)氣道的影響[9]。進(jìn)氣道為腹部進(jìn)氣，上唇口與機(jī)身之間有附面層隔道。進(jìn)氣口為一倒掛鏟斗形狀，從入口到出口，截面從圓角矩形過渡到圓形。進(jìn)氣道有三道調(diào)節(jié)板，采用二級(jí)調(diào)節(jié)板調(diào)節(jié)入口氣流。調(diào)節(jié)板上有幾千個(gè)直徑較小的附面層抽吸孔，計(jì)算時(shí)適當(dāng)增大孔徑，但為保持孔流量不變，抽吸孔減少到500個(gè)。建立的進(jìn)氣道CFD幾何模型如圖1所示。

圖1 S彎進(jìn)氣道CFD幾何模型Fig.1 CFD model of a S-duct inlet

高速飛行器數(shù)值模擬通常采用壓力遠(yuǎn)場邊界條件[10～12]。為滿足該條件，計(jì)算域?yàn)殚L60 m、寬40 m、高40 m的長方體，其中五個(gè)面設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場邊界條件，余下一個(gè)面設(shè)置為壓力出口，進(jìn)氣道出口也設(shè)置為壓力出口。邊界條件設(shè)置如圖2所示。

圖2 邊界條件設(shè)置示意圖Fig.2 Boundary conditions

作一半徑4 m、高12 m(左端截面與機(jī)頭距離4 m)的圓柱體，罩住飛機(jī)頭部/前機(jī)身和進(jìn)氣道入口，以控制進(jìn)氣道入口、機(jī)頭/前機(jī)身和進(jìn)氣道上唇口間的網(wǎng)格數(shù)量。在圓柱體內(nèi)部，左端面到上唇口前1 m作為第一部分，以控制機(jī)頭和前機(jī)身下方區(qū)域的網(wǎng)格，用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。上唇口至第三道調(diào)節(jié)板后緣作為第二部分，這部分結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，調(diào)節(jié)板上每個(gè)孔周向布6個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)進(jìn)行局部加密。第三道調(diào)節(jié)板至進(jìn)氣道出口作為第三部分，用六面體網(wǎng)格，近壁邊界層網(wǎng)格第一層厚1 mm，之后逐層增厚，比例系數(shù)為1.2，共6層。圓柱體之外的區(qū)域，從內(nèi)向外逐漸由細(xì)網(wǎng)格過渡到外場的粗網(wǎng)格，以減小整個(gè)計(jì)算域的網(wǎng)格數(shù)量。整個(gè)計(jì)算網(wǎng)格數(shù)為230萬。

本文計(jì)算的是超聲速工況，雷諾數(shù)很高，故采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型加壁面函數(shù)的方法。用FLUENT軟件進(jìn)行計(jì)算。

3 數(shù)值計(jì)算結(jié)果

計(jì)算工況為高度11 km、馬赫數(shù)1.4。分別計(jì)算了側(cè)滑角 β 為0°、攻角α為-3°、0°、5°、10°、15°、20°，及攻角為0°、側(cè)滑角為5°、10°的8種機(jī)動(dòng)動(dòng)作。計(jì)算過程中，確保發(fā)動(dòng)機(jī)在同一工作狀態(tài)，即進(jìn)氣道出口靜壓相同。

圖3為攻角變化時(shí)進(jìn)氣道內(nèi)外流場的縱剖面馬赫數(shù)云圖，及相應(yīng)的進(jìn)氣道出口旋流速度矢量圖(順航向，本節(jié)同)。從圖中看，該S彎進(jìn)氣道出口固有的對渦旋流結(jié)構(gòu)不隨攻角變化，但隨著攻角的增加，上壁面氣流分離減弱，下壁面氣流分離增強(qiáng)。

圖4給出了側(cè)滑角變化時(shí)進(jìn)氣道內(nèi)外流場的縱剖面和某橫截面(通過進(jìn)氣道出口圓心水平面)的馬赫數(shù)云圖，以及進(jìn)氣道出口截面的旋流速度矢量圖。從圖中看，右側(cè)滑飛行時(shí)，該S彎進(jìn)氣道出口固有的對渦旋流結(jié)構(gòu)已變?yōu)檎w渦。5°側(cè)滑角時(shí)上壁面分離嚴(yán)重，并占主導(dǎo)趨勢，出口旋流的渦核位于右側(cè)上半部；10°側(cè)滑角時(shí)下壁面分離嚴(yán)重，并占主導(dǎo)趨勢，出口旋流的渦核位于右側(cè)下半部。

4 旋流產(chǎn)生和發(fā)展機(jī)理分析

圖5給出了攻角和側(cè)滑角均為0°、攻角為20°、側(cè)滑角為10°時(shí)，三種典型飛行條件下進(jìn)氣道流道沿程截面的總壓云圖和速度矢量圖。

由圖中可看出，在攻角、側(cè)滑角均為0°和攻角為20°飛行時(shí)，氣流在一彎處的上壁面已分離且分離區(qū)較大，同時(shí)由于流道上彎，使得一彎的橫截面上伴隨著較大的向上速度分量。氣流通過二彎后，上壁面分離加劇，同時(shí)下壁面也出現(xiàn)一定程度的分離。由于上部氣流為低壓區(qū)，流速相對較低，使得一彎后的向上速度分量減少較小。與之相反，下部氣流為高壓區(qū)，流速相對較快，使得一彎后的向上速度分量減少較大。由于二彎后的幾何截面由矩形收縮到圓形，使得矩形上部左右邊緣的氣流向圓周方向流動(dòng)，最終在進(jìn)氣道出口截面上部產(chǎn)生明顯的對渦旋流。對比圖5(a)和圖5(b)可明顯看出：攻角為20°飛行時(shí)，上壁面分離有所減弱，而下壁面分離略為加劇，從而使得出口流場的高壓區(qū)相對增加，流場畸變強(qiáng)度相對減弱(即在攻角變大過程中，氣流通過S彎進(jìn)氣道的順暢程度略有增加)。這是由該S彎進(jìn)氣道本身的幾何特點(diǎn)所決定。

圖3 不同攻角下進(jìn)氣道縱剖面馬赫數(shù)云圖及出口截面旋流速度矢量圖Fig.3 Mach number contour of vertical section and swirl vector of outlet section at different AoA

圖4 不同側(cè)滑角下進(jìn)氣道的縱剖面、橫剖面馬赫數(shù)云圖及出口截面旋流速度矢量圖Fig.4 Mach number contour of vertical and transverse section and swirl vector of outlet section at different AoS

圖5 不同攻角和側(cè)滑角時(shí)進(jìn)氣道流道沿程截面的總壓云圖和速度矢量圖Fig.5 Total pressure contour and velocity vector on the typical section along the flow direction at different AoS and AoA

側(cè)滑角為10°飛行時(shí)(圖5(c))，由于向右側(cè)滑飛行，進(jìn)氣道沿程流道中右側(cè)始終存在低壓區(qū)。氣流通過二彎后下壁面也產(chǎn)生了分離，從而最終在進(jìn)氣道出口截面右下部形成低壓區(qū)，該低壓區(qū)決定了旋流的渦核位置。旋流產(chǎn)生的原因和攻角飛行時(shí)不同，其整體渦是由于流動(dòng)的不對稱和分離流通過一彎、二彎后在進(jìn)氣道橫截面上產(chǎn)生的向上速度分量受幾何截面影響共同造成。可以明顯看出，進(jìn)氣道出口旋流為渦核處于非中心位置的整體渦旋流，其強(qiáng)度較攻角飛行時(shí)大得多。

5 旋流的量化和評價(jià)指標(biāo)研究

由圖6、圖7和表1可看出，隨著攻角的增大，該S彎進(jìn)氣道出口面平均總壓恢復(fù)系數(shù)略有增加，周向畸變指數(shù)先急劇減小后略有增加，說明隨著攻角的增大，出口流場的總壓畸變程度略有減弱；隨著側(cè)滑角的增大，面平均總壓恢復(fù)系數(shù)降低較多，周向畸變指數(shù)變大，說明隨著側(cè)滑角的增大，出口流場的總壓畸變程度加劇。此結(jié)果與圖5反映出的直觀流場結(jié)構(gòu)相符。然而，由于總壓畸變評價(jià)指數(shù)著眼于高低壓區(qū)的相對范圍，無法反映實(shí)質(zhì)為速度畸變的旋流畸變。

圖6 面平均總壓恢復(fù)系數(shù)隨攻角和側(cè)滑角的變化Fig.6 Area-averaged total pressure recovery vs.AoA or AoS

圖7 周向畸變指數(shù)隨攻角和側(cè)滑角的變化Fig.7 Circumferential distortion index vs.AoA or AoS

表1 總壓畸變指數(shù)評價(jià)結(jié)果Table1 Evaluation results using total pressure distortion index

下面采用南航彭成一教授[13]提出的新機(jī)試飛中的旋流評價(jià)指標(biāo)來描述和評價(jià)旋流，該評價(jià)指標(biāo)能準(zhǔn)確評定數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞模擬出的典型旋流的強(qiáng)度及結(jié)構(gòu)[14～16]。四個(gè)旋流評價(jià)指標(biāo)為：整體渦強(qiáng)度整體渦指數(shù)、對渦強(qiáng)度和對渦指數(shù)。純整體渦時(shí)，整體渦指數(shù)為1，對渦指數(shù)為0；純對渦時(shí)，整體渦指數(shù)為0、對渦指數(shù)為1。

應(yīng)用該旋流評價(jià)指標(biāo)，對數(shù)值模擬出的進(jìn)氣道出口流場旋流畸變進(jìn)行量化，結(jié)果如表2所示。整體渦強(qiáng)度和對渦強(qiáng)度隨攻角及側(cè)滑角的變化分別如圖8、圖9所示。

表2 旋流畸變指數(shù)評價(jià)結(jié)果Table 2 Evaluation results using swirl distortion index

圖8 整體渦強(qiáng)度隨攻角和側(cè)滑角的變化Fig.8 Intensity of bulk swirl vs.AoA or AoS

圖9 對渦強(qiáng)度隨攻角和側(cè)滑角的變化Fig.9 Intensity of twin swirl vs.AoA or AoS

由圖8和圖9可看出，隨著攻角的增大，整體渦強(qiáng)度、對渦強(qiáng)度均有減弱，說明旋流畸變略有減弱；而隨著側(cè)滑角的增大，整體渦強(qiáng)度、對渦強(qiáng)度急劇增加，且遠(yuǎn)大于攻角飛行時(shí)的量值，圖5(a)和圖5(c)的對比中也能明顯反映這個(gè)情況。從表2中可看出：攻角飛行時(shí)，整體渦指數(shù)非常小，而對渦指數(shù)較大且接近于1，表明流場是典型的對渦結(jié)構(gòu)，這與圖3反映出的流場結(jié)構(gòu)完全一致；側(cè)滑飛行時(shí)，整體渦指數(shù)和對渦指數(shù)均在0.5左右，說明流場結(jié)構(gòu)是局部渦旋流(一種特殊的整體渦旋流，渦核沒有位于出口截面中心位置)。

6 結(jié)論

(1)該S彎進(jìn)氣道出口固有的對渦旋流結(jié)構(gòu)不隨攻角變化，但旋流畸變強(qiáng)度隨著攻角的增大有所降低，總壓畸變強(qiáng)度也有所下降。

(2)側(cè)滑飛行狀態(tài)下，該S彎進(jìn)氣道出口對渦旋流結(jié)構(gòu)消失，旋流以整體渦結(jié)構(gòu)出現(xiàn)。

(3)該S彎進(jìn)氣道出口的旋流，是由于流動(dòng)的不對稱和分離流通過一彎、二彎后在進(jìn)氣道橫截面上產(chǎn)生的向上速度分量受幾何截面影響共同造成。

(4)大側(cè)滑角飛行狀態(tài)下，總壓畸變指數(shù)不大，但旋流畸變強(qiáng)度較大，極有可能在空中造成發(fā)動(dòng)機(jī)喘振甚至熄火停車。

(5)本文引入的旋流評價(jià)指標(biāo)，能較為準(zhǔn)確地評定旋流畸變強(qiáng)度和旋流流場結(jié)構(gòu)。

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