王旭東, 高 峰, 朱柏銀, 張 涵

(空軍工程大學(xué) 防空反導(dǎo)學(xué)院, 陜西 西安 710051)

0 引 言

在高速吸氣式飛行器中，邊界層流動(dòng)分離現(xiàn)象一

直是發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能提升的一大阻礙[1〗。諸多研究者對(duì)超聲速進(jìn)氣道/隔離段內(nèi)流場(chǎng)流動(dòng)特性的研究結(jié)果表明，邊界層流動(dòng)分離會(huì)導(dǎo)致流場(chǎng)畸變?cè)黾?、總壓損失增大甚至發(fā)動(dòng)機(jī)不啟動(dòng)等[2-3]。因此，對(duì)邊界層流動(dòng)分離及其控制進(jìn)行研究受到廣泛關(guān)注。

目前，已有的可有效延緩邊界層流動(dòng)分離的方式有抽吸、等離子體控制、微型渦流發(fā)生器和微型射流渦流發(fā)生器等[4-7]，由于可靠性高以及系統(tǒng)復(fù)雜性小，微型渦流發(fā)生器和微型射流渦流發(fā)生器具有廣闊的應(yīng)用前景[8]。Shinn等[9]發(fā)現(xiàn)當(dāng)來流馬赫數(shù)由2.0降到1.8時(shí)會(huì)出現(xiàn)激波串被推出進(jìn)氣道引發(fā)不啟動(dòng)現(xiàn)象，但在加入微型渦流發(fā)生器時(shí)，進(jìn)氣道恢復(fù)了啟動(dòng)；Henry[10]采用數(shù)值模擬的方法研究了微型射流產(chǎn)生的流向渦對(duì)邊界層的作用，指出俯仰角在30°、偏航角60°時(shí)使得壁面摩阻增大最多，邊界層最不容易發(fā)生分離。

近年來，人們發(fā)現(xiàn)微型斜坡與微型射流組合成的混合流動(dòng)控制器對(duì)流場(chǎng)改善作用遠(yuǎn)優(yōu)于二者的單獨(dú)作用[11]。Valdivia[12]等在微型渦流發(fā)生器后部加入微型射流渦流發(fā)生器陣列后，在保證進(jìn)氣道處于穩(wěn)定啟動(dòng)狀態(tài)下，使最大背壓提升32%，隔離段內(nèi)壓強(qiáng)震蕩降低34%。Vyas[13]研究了在正激波/邊界層干擾作用下的混合流動(dòng)控制器陣列進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，對(duì)比了射流質(zhì)量流率的影響，研究表明，射流質(zhì)量流率為來流的1%與尺寸較大的微型渦流發(fā)生器組合可產(chǎn)生更強(qiáng)的流向渦，邊界層動(dòng)量增加也最明顯。

但微型射流渦流發(fā)生器的射流角度對(duì)混合流動(dòng)控制器的流動(dòng)控制特性及隔離段流場(chǎng)改善的作用尚不明確，本文在前人研究的基礎(chǔ)上，通過分析改變射流俯仰角和偏航角后流場(chǎng)內(nèi)性能參數(shù)的變化來研究在高出口反壓工況下混合流動(dòng)控制器的流動(dòng)控制規(guī)律及其作用機(jī)理。

1 計(jì)算模型

計(jì)算模型為總長(zhǎng)377.1 mm，進(jìn)口截面為30 mm×25.4 mm的矩形自由通道，其中隔離段總長(zhǎng)227.1 mm。為使來流附面層充分發(fā)展，在隔離段前設(shè)置150 mm長(zhǎng)的附面層發(fā)展段。微型渦流發(fā)生器的后緣高度為h=2.7 mm，前緣寬度c=5.84h，軸向長(zhǎng)度l=6.57h，放置于隔離段入口處，設(shè)置微型渦流發(fā)生器前緣中心為坐標(biāo)軸原點(diǎn)。射流噴孔直徑d=1.4 mm，微型渦流發(fā)生器與射流噴孔的距離為7.5 mm，計(jì)算模型見圖1。來流馬赫數(shù)Ma=2.0，總溫T0=300 K，總壓p0=360.224 kPa，靜壓p=48.433 kPa，設(shè)置出口背壓pout=167.58 kPa。射流總壓p0=1379 kPa，總溫T0=286.7 K。

為深入研究混合流動(dòng)控制器中射流角度變化對(duì)流動(dòng)控制特性的影響，本文設(shè)置9個(gè)算例進(jìn)行研究。為驗(yàn)證混合流動(dòng)控制器不同射流俯仰角抑制流動(dòng)分離效果差異，在保持偏航角為0°不變的情況下，射流俯仰角θ分別取30°、45°、60°和90°。為研究射流偏航角對(duì)隔離段性能的影響，保持俯仰角為30°不變，偏航角β分別取0°、15°、30°、45°、60°和90°。

本文采用FLUENT軟件對(duì)隔離段三維流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，選用可壓縮修正的SSTk-ω湍流模型，二階迎風(fēng)格式離散，設(shè)置來流為理想氣體，氣體黏度采用Sutherland方程描述，并選取基于密度的耦合顯式求解器求解穩(wěn)態(tài)問題。由于來流附面層非對(duì)稱，附面層發(fā)展段上壁面設(shè)置為滑移壁面，其余壁面為絕熱無滑移壁面，入口來流附面層厚度為5.43 mm。計(jì)算域網(wǎng)格用采ICEM軟件進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，為保證計(jì)算的精確度，對(duì)近壁面處、微型渦流發(fā)生器及射流附近進(jìn)行網(wǎng)格加密處理，保證第一層網(wǎng)格為1×10-5m，壁面y+在5以下，符合SSTk-ω湍流模型對(duì)壁面網(wǎng)格密度的要求。網(wǎng)格總量約為300萬，局部網(wǎng)格如圖2所示。

圖1 計(jì)算域結(jié)構(gòu)示意圖(單位：mm)Fig.1 Geometry of calculation model

圖2 局部網(wǎng)格示意圖Fig.2 Typical internal grid

為驗(yàn)證本文選用的SSTk-ω湍流模型對(duì)本文物理模型的適用性，對(duì)文獻(xiàn)[14]的實(shí)驗(yàn)進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算。來流馬赫數(shù)Ma=2.5，總溫T0=280 K，總壓p0=380 kPa，靜壓p=21.6 kPa，計(jì)算域的尺寸為133.2 mm×73.2 mm×13.2 mm，入口為壓力入口邊界條件，其余為出口邊界條件。微型渦流發(fā)生器后緣高度為4 mm，腰長(zhǎng)28.3 mm，頂角為48°。從圖3的下壁面流線與實(shí)驗(yàn)油流圖的對(duì)比結(jié)果來看，數(shù)值計(jì)算方法將壁面流場(chǎng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)較為精確地刻畫出來，流場(chǎng)在尾部發(fā)生二次分離產(chǎn)生二次渦，同時(shí)形成的反向旋轉(zhuǎn)主渦對(duì)的痕跡在模擬結(jié)果中也可觀察得到，且與實(shí)驗(yàn)紋影圖較為吻合。圖4是微型渦流發(fā)生器后側(cè)20 mm中心線處(z=0 mm)以及展向z=12 mm處流向速度的數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比圖，由于受尾部渦環(huán)的影響，z=0 mm處在局部低速區(qū)內(nèi)，因而隨y增加，速度曲線呈現(xiàn)圖中變化趨勢(shì)，展向z=12 mm處的流場(chǎng)基本不受擾動(dòng)。數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合較好，本文選取的湍流模型合理。

圖3 下壁面流場(chǎng)數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)對(duì)比圖Fig.3 Comparison between the experimental data and simulated result of surface flow topology

為保證計(jì)算有效性，在各項(xiàng)指標(biāo)的計(jì)算殘差均在10-4以下，并且在殘差曲線保持穩(wěn)定不變的狀態(tài)下判斷其為收斂。為驗(yàn)證計(jì)算網(wǎng)格的有效性，特增加了對(duì)網(wǎng)格無關(guān)性檢驗(yàn)驗(yàn)證。為驗(yàn)證本文選用的300萬網(wǎng)格的有效性，本文對(duì)基本構(gòu)型流場(chǎng)選用200萬(Coarse)、250萬(Medium_1)、300萬(Medium_2)、350萬(Fine)四種數(shù)量網(wǎng)格算例并采用隔離段內(nèi)上壁面中心線上的壓強(qiáng)作為表征參數(shù)對(duì)網(wǎng)格的無關(guān)性進(jìn)行檢驗(yàn)。如圖5所示，隨著網(wǎng)格數(shù)的增大，壓強(qiáng)曲線越來越貼近，300萬和350萬網(wǎng)格所得壓強(qiáng)值的曲線基本重合，說明300萬數(shù)量的網(wǎng)格已經(jīng)可以滿足計(jì)算精度的要求。考慮到計(jì)算成本的限制，本文算例均采用300萬左右數(shù)量的網(wǎng)格。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 射流俯仰角對(duì)流動(dòng)控制的影響

射流俯仰角θ過大時(shí)，射流動(dòng)量的法向分量容易造成流向渦穿透邊界層，引起控制作用下降；而射流俯仰角過小時(shí)，流向渦會(huì)因?yàn)橥耆度朐谶吔鐚觾?nèi)部而沿流向迅速衰弱，導(dǎo)致其流向控制區(qū)域急劇減小。因此，弄清混合流動(dòng)控制下射流俯仰角對(duì)控制作用的機(jī)理至關(guān)重要。

為描繪混合流動(dòng)控制器周圍流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的三維特性，現(xiàn)結(jié)合空間流線、截面流線和馬赫數(shù)分布云圖對(duì)混合流動(dòng)控制器附近區(qū)域的主要流場(chǎng)特征進(jìn)行描述。圖6為對(duì)稱面和x=35mm、x=60mm處馬赫數(shù)云圖、流線圖。由圖可知，微型斜坡上側(cè)形成一個(gè)分離包，來流與之撞擊形成分離激波與射流產(chǎn)生的斜激波對(duì)來流起到初步壓縮作用。比較射流上側(cè)馬赫數(shù)分布，發(fā)現(xiàn)射流俯仰角越大，與來流相互作用越強(qiáng)，對(duì)來流的阻滯作用越強(qiáng)。觀察三維流線，底層來流繞過微型斜坡形成一對(duì)方向旋轉(zhuǎn)的流向渦，原本無旋擰的射流，在流向渦的卷吸作用下，亦產(chǎn)生旋擰作用，從而使混合流動(dòng)控制器可以產(chǎn)生強(qiáng)度更大的流向渦，更有利于改善底層流場(chǎng)質(zhì)量。比較射流角度變化對(duì)流線空間分布的影響，射流俯仰角越小，流線在空間分布越集中，同時(shí)從截面流線圖看出，形成的流向渦的分布越遠(yuǎn)離壁面。

由圖7的截面流向速度云圖和流線圖看出，四個(gè)算例的回流區(qū)與入口的距離基本相同；θ=30°時(shí)回流區(qū)范圍最大，θ=45°與θ=60°的各參數(shù)無明顯差異；θ=90°的角渦強(qiáng)度最大。由此可以得出，俯仰角的變化僅小幅度改變角區(qū)低速回流區(qū)的軸向位置，但較大改變了回流區(qū)范圍和角渦強(qiáng)度，其中θ在45°和60°附近時(shí)，回流區(qū)范圍最?。沪冗^小時(shí)，回流區(qū)范圍較大，θ越大，角渦強(qiáng)度越強(qiáng)。

圖6 對(duì)稱面和x=35 mm、x=60 mm處馬赫數(shù)云圖、流線圖Fig.6 Ma number contours and streamlines at symmetry plane, x=35 mm and x=60 mm

圖7 y=0.1 mm截面流向速度云圖和流線圖Fig.7 U contours and streamlines at y=0.1 mm

圖8給出了射流不同俯仰角下的流向渦核心高度H(流向渦中心與下壁面距離)沿流向變化情況。圖中表明，流向渦沿流向逐漸向上飄起，其中在接近隔離段出口處，θ=30°的流向渦已經(jīng)接近上壁面，并且渦核高度明顯高于其他俯仰角。流向渦高度過高，勢(shì)必會(huì)失去對(duì)底層低動(dòng)量流場(chǎng)的控制，這也解釋了圖6中θ=30°存在大范圍低速回流區(qū)的現(xiàn)象。θ=45°與θ=60°無明顯差別。θ=90°與θ=45°、θ=60°的渦核高度在x=150 mm之前基本持平，之后明顯降低。與單獨(dú)的射流式渦流發(fā)生器不同，在x=20 mm處，θ=30°的H=1.36 mm高于θ=90°的H=1.61 mm，但在此之后，俯仰角越大，流向渦核心高度反而越低。分析原因，高俯仰角的射流在y方向的速度分量較大，產(chǎn)生的流向渦會(huì)在短距離內(nèi)穿透到微型渦流發(fā)生器上方的高速流場(chǎng)區(qū)域，高速流體對(duì)流向渦沖擊作用明顯，y方向動(dòng)量的損失相對(duì)于小俯仰角的射流要大，隨著流動(dòng)的繼續(xù)，小俯仰角射流的流向渦在y方向抬升起來后，已經(jīng)處于流速較緩的流場(chǎng)區(qū)域，因而動(dòng)量損失較小，流向渦抬升也更快。

圖8 渦核心高度沿流向變化曲線Fig.8 Height of streamwise vortex along x axis

壁面摩擦系數(shù)Cf=2τw/(ρu2)是用來衡量渦旋對(duì)邊界層控制作用的重要參數(shù)[15]，較大的Cf表明動(dòng)能較高的流體被渦旋帶到壁面附近，使邊界層對(duì)抗分離的能力獲得提高。為利于比較，采用入口處Cf∞值進(jìn)行無量綱化處理，對(duì)比圖9的壁面摩擦系數(shù)變化趨勢(shì)，x/h=7.4的Cf值由對(duì)稱面(z=0 mm)到壁面(z=15 mm)出現(xiàn)波谷，之后由于流向渦的作用Cf上升至最高，低擾動(dòng)區(qū)的Cf值趨于平緩，側(cè)壁面處最低。流場(chǎng)較遠(yuǎn)處(x/h=29.6)Cf展向分布相對(duì)均勻，由于角區(qū)低速回流區(qū)影響，靠近側(cè)壁面的Cf值較低。比較俯仰角的影響，θ=30°的Cf值最低，θ=45°和θ=60°的Cf值相對(duì)最高。

(a) x/h=7.4

(b) x/h=29.6

圖10 總壓畸變指數(shù)Fig.10 Total pressure distortion

圖11 總壓損失系數(shù)Fig.11 Total pressure loss coefficient

2.2 射流偏航角對(duì)流動(dòng)控制的影響

文獻(xiàn)[15]指出，采用一定偏航角的微型射流對(duì)流向渦控制作用有利，其中偏航角θ=30°，俯仰角β=60°時(shí)產(chǎn)生的流向渦控制作用最優(yōu)異，但與微型渦流發(fā)生器組合時(shí)的控制作用尚不明確。為直觀比較采用不同偏航角射流控制下流場(chǎng)的抗反壓能力，對(duì)照?qǐng)D12各算例上壁面壓強(qiáng)云圖可以發(fā)現(xiàn)，在x=40 mm和x=50 mm處，各算例均存在兩個(gè)局部高壓區(qū)，這是由于微型渦流發(fā)生器前緣、后緣形成的兩道斜激波打在上壁面處形成的。隨著偏航角的增加，壓強(qiáng)前鋒在x方向的位置先增大后減小，激波串長(zhǎng)度先減小后增大，說明抵抗反壓能力隨偏航角的增加呈現(xiàn)出先增后減的趨勢(shì)，其中β=45°時(shí)的高壓區(qū)最遠(yuǎn)離入口，長(zhǎng)度也最短。此外，偏航角越大，壓強(qiáng)云圖的不稱性就越明顯，尤其是β=60°和β=90°時(shí)，高壓區(qū)明顯有向射流方向的另一側(cè)集中的趨勢(shì)。

圖12 上壁面壓強(qiáng)云圖Fig.12 Pressure contours at upper wall

提高射流偏航角可以有效增強(qiáng)射流與來流的作用，但不一定能改善對(duì)底層流場(chǎng)的控制作用，對(duì)照?qǐng)D13的流向速度云圖和流線圖發(fā)現(xiàn)，適當(dāng)取β值可以有效延遲回流區(qū)的形成，如β=45°時(shí)，回流區(qū)在x=96mm處才開始形成，相對(duì)β=0°要延遲了28mm，但繼續(xù)增加偏航角卻使回流區(qū)向前傳播，低速區(qū)范圍迅速擴(kuò)大；與壓強(qiáng)云圖表征一致，流場(chǎng)的不對(duì)稱性亦明顯增加，近壁區(qū)流場(chǎng)質(zhì)量變差。

為直觀的觀察出不同偏航角射流產(chǎn)生的流向渦在yz平面上的變化以及流場(chǎng)內(nèi)擾動(dòng)程度，圖14給出了x/h=14.8、29.6和55.6截面流線圖、湍動(dòng)能云圖。觀察發(fā)現(xiàn)，相比無偏航角，有偏航角射流產(chǎn)生的流向渦明顯的不對(duì)稱，并且射流偏航角的另一側(cè)流向渦的強(qiáng)度和作用范圍明顯要大，隨著流動(dòng)的繼續(xù)，強(qiáng)度較小的流向渦逐漸衰減消失，部分控制性較差的流場(chǎng)，角渦逐漸占主流。從下壁面角區(qū)的湍動(dòng)能云圖看出，除β=45°之外的角區(qū)高湍動(dòng)能區(qū)范圍幾乎占據(jù)流道的一半，湍動(dòng)能越大，表明流場(chǎng)的紊亂程度越劇烈，動(dòng)能損耗越大，底層流場(chǎng)的流動(dòng)性較差。同時(shí)發(fā)現(xiàn)，β=45°流場(chǎng)上壁面角區(qū)的高湍動(dòng)能范圍較其他偏航角稍大，但整體的高湍動(dòng)能區(qū)面積最小。

圖13 y=0.1mm截面流向速度云圖和流線圖Fig.13 U contours and streamlines at y=0.1mm

圖14 x/h=14.8、29.6和55.6截面流線圖、湍動(dòng)能云圖Fig.14 Turbulence kinetic energy contours and streamlines at x/h=14.8、29.6, and 55.6

對(duì)照?qǐng)D16中各算例的沿流向總壓損失曲線，可以很直觀的得出總壓損失隨著偏航角的增加而增加的結(jié)論。由于偏航角的增加，射流在z方向的速度分量越大，射流與高速來流的作用增強(qiáng)，進(jìn)而導(dǎo)致了總壓損失的增加，所以在選擇混合流動(dòng)控制的射流偏航角時(shí)，可以適當(dāng)選擇較小的偏航角以達(dá)到綜合控制性能的最優(yōu)化。

圖15 馬赫數(shù)畸變指數(shù)Fig.15 Ma number distortion

圖16 總壓損失系數(shù)Fig.16 Total pressure loss coefficient

3 結(jié) 論

本文通過數(shù)值模擬的方法對(duì)來流Ma=2.0條件下的隔離段流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，研究微型渦流發(fā)生器與微型射流渦流發(fā)生器組合成的混合流動(dòng)控制器的流動(dòng)控制特性，著重比較了不同射流俯仰角和偏航角對(duì)流動(dòng)控制規(guī)律的影響，分析了流動(dòng)控制機(jī)理。研究發(fā)現(xiàn)：

1) 在給定射流位置時(shí)，射流俯仰角的變化僅小幅度改變角區(qū)低速回流區(qū)的軸向位置，但對(duì)回流區(qū)范圍以及角渦強(qiáng)度有較大影響，其中θ取45°和60°時(shí)，回流區(qū)范圍最小。俯仰角越小，總壓畸變指數(shù)越小。

2) 取定射流俯仰角為30°時(shí)，偏航角的改變會(huì)對(duì)組合控制性能產(chǎn)生較大影響，隨著偏航角的增加，隔離段抗反壓能力呈現(xiàn)先增強(qiáng)后降低，底層流場(chǎng)質(zhì)量和整體流場(chǎng)質(zhì)量亦先提高后下降，偏航角過大會(huì)導(dǎo)致流場(chǎng)的明顯不對(duì)稱。綜合比較，偏航角取45°時(shí)的流場(chǎng)質(zhì)量以及抗反壓能力最優(yōu)異。

3) 由于微型渦流發(fā)生器上方高速流場(chǎng)的沖擊，射流俯仰角越大，組合控制產(chǎn)生的流向渦高度反而越低。采用較小的俯仰角和偏航角可有效降低總壓損失。

由于超聲速進(jìn)氣道內(nèi)壁面繞流的復(fù)雜性，采用RANS方法難以捕捉尾部渦環(huán)等流場(chǎng)精細(xì)結(jié)構(gòu)，因此在對(duì)混合流動(dòng)控制器改進(jìn)隔離段性能的研究中難以分析出微型渦流發(fā)生器與微型射流渦流發(fā)生器的流向渦的耦合作用，下一步可以采用大渦模擬的方法將研究的重點(diǎn)放在混合流動(dòng)控制的機(jī)理上面來。