劉波

(神華準(zhǔn)格爾能源有限責(zé)任公司,內(nèi)蒙古 準(zhǔn)格爾 017000)

0 引言

合理的抽吸孔設(shè)計(jì)是抑制進(jìn)氣道激波與附面層干擾引起分離現(xiàn)象的方法之一。由于超聲速進(jìn)氣道內(nèi)不可避免存在分離現(xiàn)象，附面層形成大尺度分離流[1]，使得進(jìn)氣道進(jìn)口面積減小、流量系數(shù)降低，并伴隨產(chǎn)生低頻氣動(dòng)力/熱載荷震蕩，嚴(yán)重時(shí)可導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動(dòng)[2]。為了提高進(jìn)氣道的性能，通常在進(jìn)氣道內(nèi)設(shè)計(jì)吹除、抽吸、渦流發(fā)生器等措施[3-4]，其中抽吸孔是較為簡(jiǎn)單和常規(guī)設(shè)計(jì)方法。

針對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)超聲速進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)分析和控制分離現(xiàn)象,已有大量的理論研究和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。Herrmann等[5]針對(duì)二維進(jìn)氣道采用附面層抽吸措施實(shí)驗(yàn)研究，該方法提高了進(jìn)氣道的性能，并且穩(wěn)定了亞臨界狀態(tài)，通過(guò)不同的抽吸模型實(shí)驗(yàn)研究，結(jié)果表明了附面層抽吸的影響取決于激波、激波附面層相互作用、不穩(wěn)定流以及分離流動(dòng)這幾個(gè)因素。張悅等[6]基于可變形壁面的鼓包模型控制激波/附面層干擾，并對(duì)相關(guān)機(jī)理及參數(shù)影響進(jìn)行了詳細(xì)研究。但是該方法在工程應(yīng)用上還不實(shí)用，主要是因?yàn)楣陌撬芰现谱鳎瑢?duì)攻角變化引起的響應(yīng)時(shí)間實(shí)際無(wú)法控制。蘇緯儀等[7]針對(duì)超聲速進(jìn)氣道唇口誘導(dǎo)激波引起的附面層分離，通過(guò)分離包的前后壓差設(shè)計(jì)抽吸孔，有效地抑制了分離。H?brle等[8]對(duì)混合壓縮進(jìn)氣道風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算研究，為了降低進(jìn)氣道出現(xiàn)不起動(dòng)現(xiàn)象，在喉部安裝抽吸孔控制并成功測(cè)試，在隔離段尾端安裝抽吸孔沒(méi)有影響壓力分布和馬赫分布，但改善了進(jìn)氣道的流場(chǎng)傳播。Neil[9-10]通過(guò)安裝渦流發(fā)生器和抽吸孔相結(jié)合的措施來(lái)控制附面層分離，結(jié)果表明通過(guò)渦流發(fā)生器有效地控制了中心面展向流，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。Gülhan等[11]通過(guò)實(shí)驗(yàn)和數(shù)值仿真研究了泄流以及泄流位置對(duì)超聲速進(jìn)氣道唇口激波與肩部附面層干擾引起分離的影響，研究發(fā)現(xiàn)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)。孫潤(rùn)鵬等[12]采用吹除技術(shù)對(duì)激波附面層干擾現(xiàn)象進(jìn)行研究，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，而且存在一個(gè)最佳吹除壓比，該壓比恰好使吹除噴嘴出口氣流近似達(dá)到聲速。董洪瑞等[13]比較了4種邊界層抽吸模型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)。唐碩等[14]分析了縫隙對(duì)二維進(jìn)氣道附面層抽吸的效果，通過(guò)數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)合理的縫隙位置對(duì)附面層吸除效果十分明顯，能夠有效抑制附面層分離，不同的唇口激波入射位置時(shí)邊界層抽吸效果是不一樣的。李季等[15]基于風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和數(shù)值，計(jì)算驗(yàn)證了邊界層對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流場(chǎng)的影響，研究發(fā)現(xiàn)了不同燃料當(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。

目前，提高進(jìn)氣道激波與附面層干擾方法較多，例如安裝鼓包、渦流發(fā)生器，但是由于進(jìn)氣道內(nèi)結(jié)構(gòu)限制，不利于進(jìn)氣道的性能，故采用抽吸孔設(shè)計(jì)是進(jìn)氣道常用方式，因此對(duì)于不同抽吸孔布局的機(jī)理研究是有必要的。本文針對(duì)2種布局的進(jìn)氣道激波傳播機(jī)理分析，對(duì)比研究了抽吸孔內(nèi)的馬赫分布情況，以及進(jìn)氣道上下壁面壓力變化。

1 物理模型

由于超聲速進(jìn)氣道內(nèi)存在強(qiáng)烈的激波附面層干擾，分離現(xiàn)象是不可避免的，而這種分離現(xiàn)象直接擾亂進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)正常流動(dòng)。為研究不同抽吸孔布局對(duì)超聲速進(jìn)氣道流場(chǎng)的影響，本文采用進(jìn)出口面積相等的2種抽吸孔進(jìn)行對(duì)比分析。圖1是進(jìn)氣道的簡(jiǎn)化模型。其中2個(gè)壓縮角分別為10°和12°，在進(jìn)氣道出口是等值壓縮段，超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為2.6。

圖1 進(jìn)氣道簡(jiǎn)化模型

下面是進(jìn)氣道邊界條件，其中包括遠(yuǎn)流場(chǎng)、上下壁面、抽吸孔及壓力出口。采用2個(gè)壓縮斜面，在進(jìn)氣道唇口激波反射區(qū)安裝抽吸孔，3個(gè)壓力出口，進(jìn)氣道前方定義為遠(yuǎn)流場(chǎng)，來(lái)流馬赫數(shù)為2.6，初始靜壓設(shè)置為P=50 000 Pa。2種抽吸孔布局及進(jìn)氣道上下壁面如圖2所示。

圖2 進(jìn)氣道的邊界條件設(shè)置

2 計(jì)算方法

采用了商業(yè)軟件FLUENT，在求解可壓縮N-S方程時(shí)，采用AUSM+格式，隱式的二階迎風(fēng)格式，密度求解器(density based)，采用k-ωSST湍流模型。假設(shè)理想氣體，分子粘性系數(shù)由Sutherland公式計(jì)算得到，比熱系數(shù)γ為1.4。在外罩入口、進(jìn)氣道內(nèi)通道以及壁面壓力梯度較大的區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格加密處理。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。

3 結(jié)果分析

為了驗(yàn)證計(jì)算精度可靠性，針對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)采用稀疏和稠密2種網(wǎng)格進(jìn)行劃分，進(jìn)氣道內(nèi)網(wǎng)格分別為205×100，816×300和1 500×400結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，相對(duì)應(yīng)x和y方向，第1層網(wǎng)格為0.000 1 mm。在相連接處進(jìn)行加密處理，確保計(jì)算的準(zhǔn)確性，如圖3所示。

圖3 進(jìn)氣道計(jì)算網(wǎng)格

圖4是稀疏網(wǎng)格和稠密網(wǎng)格數(shù)值模擬得到的下壁面壓力分布，其中x軸是進(jìn)氣道長(zhǎng)度，y軸是壁面壓力分布(單位Pa)，在進(jìn)氣道下游稠密的進(jìn)氣道下壁面壓力比稀疏的稍小一點(diǎn)，整個(gè)趨勢(shì)2種網(wǎng)格得到的壓力分布接近。接下來(lái)的計(jì)算都采用稠密網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算，也確保了計(jì)算結(jié)果的精度。

圖4 3種網(wǎng)格的的進(jìn)氣道下壁面壓力分布

圖5，6是基于密度梯度紋影圖得到的2種不同布局抽吸孔進(jìn)氣道內(nèi)激波分布。圖5的抽吸孔是一種常規(guī)的布局方式，從圖中可以看出，在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)Ma=2.6的2道壓縮斜激波1相交于進(jìn)氣道的唇口。在進(jìn)氣道上游合理地設(shè)計(jì)抽吸孔，消除了唇口的反射激波與下壁面產(chǎn)生附面層干擾出現(xiàn)的分離現(xiàn)象，內(nèi)唇口的反射激波2與抽吸孔前緣形成的膨脹波3相交后強(qiáng)激波消失。在唇口的內(nèi)型面形成一道強(qiáng)激波4與抽吸孔后緣形成的壓縮波5相交，相交后的速度會(huì)大幅降低。在抽吸孔內(nèi)超聲速傳播，在進(jìn)氣道擴(kuò)張段膨脹波(7，8)下游反射，速度增加，壓力減小。

圖6是模型-2的密度梯度紋影圖，同樣，2道壓縮斜激波相交于唇口，并產(chǎn)生反射激波2，反射激波與抽吸孔前緣形成的膨脹波相交后，馬赫數(shù)減小，在抽吸孔后緣形成強(qiáng)壓縮波，唇口內(nèi)型面激波3與壓縮波6相交后激波強(qiáng)度增大，速度突降，2道斜激波反復(fù)相交在進(jìn)氣道下游傳播。在進(jìn)氣道下游，即擴(kuò)張段開(kāi)始產(chǎn)生膨脹波，速度開(kāi)始增加，直到在進(jìn)氣道出口的收縮段，速度將減小。

圖5 基于密度梯度下模型-1進(jìn)氣道激波傳播

圖6 基于密度梯度下模型-2進(jìn)氣道激波分布

圖7是模型-1的進(jìn)氣道上游馬赫分布。從圖中可以看到，來(lái)流馬赫數(shù)2.6經(jīng)過(guò)2道斜激波和唇口反射激波后為Ma=1.78。反射激波與抽吸孔前緣形成的膨脹波相交后，速度增加，并在抽吸孔內(nèi)繼續(xù)加速為3.6，在抽吸孔內(nèi)形成循環(huán)渦流，在抽吸孔內(nèi)多次反射，馬赫數(shù)降低為2.96。抽吸孔后緣形成強(qiáng)壓縮波，并與進(jìn)氣道內(nèi)型面形成的激波相交，2道激波相交后的馬赫數(shù)降低，壓力突增。壓縮波與反射激波在上壁面相交，由于激波附面層干擾，產(chǎn)生了小尺度的分離包。

圖7 模型-1進(jìn)氣道上游馬赫分布

圖8是模型-2在抽吸孔區(qū)域附近的馬赫分布，與模型-1進(jìn)氣道內(nèi)馬赫分布明顯不同，抽吸孔前緣形成的膨脹波使得馬赫數(shù)1.97增加到2.42，而在抽吸孔內(nèi)形成一道剪切層，使得抽吸孔內(nèi)的速度迅速降低為亞聲速0.43。唇口內(nèi)型面與抽吸孔后緣形成的強(qiáng)壓縮波相交，在進(jìn)氣道下壁面激波與附面層干擾產(chǎn)生分離包，在分離包前緣形成誘導(dǎo)激波，在分離包的后緣形成再附激波和膨脹波。馬赫數(shù)降低為1.74。

圖8 模型-2進(jìn)氣道上游馬赫分布

以上根據(jù)密度梯度紋影圖分析了3種布局的抽吸孔模型對(duì)流場(chǎng)影響。圖9是模型-1抽吸孔內(nèi)流體傳播流線分布，從圖中可以看出，該抽吸孔是順抽吸布局，流體進(jìn)入抽吸孔流向出口。

圖9 模型-1抽吸孔區(qū)域的流線圖

從圖8可以看出，在抽吸孔內(nèi)的氣流速度降低到0.02。根據(jù)圖10的速度流線分布可以看出，由于模型-2是逆抽吸流，抽吸孔內(nèi)只有極少數(shù)流體抽吸掉。由于壓力差，在抽吸孔內(nèi)形成一個(gè)循環(huán)渦流，在回流渦的中心為滯止速度，接近真空，并在抽吸孔的壁面引起分離流向流向出口。

圖10 模型-2抽吸孔區(qū)域的流線圖

圖11是2種模型上壁面的壓力分布，在抽吸孔區(qū)域附近的壓力有明顯的不同，在模型-2上壁面的壓力由于受到抽吸孔后緣強(qiáng)壓縮波的影響，并與內(nèi)型面形成的激波多次與壁面相交，與上壁面相交處壓力突增，壓力峰值達(dá)到4.5×105Pa。在進(jìn)氣道下游的壁面壓力整體趨勢(shì)大于模型-1壁面壓力。

圖11 2種模型的上壁面壓力分布

圖12為2種模型下壁面壓力分布，2種模型的壓力變化趨勢(shì)一致，壓力峰值接近達(dá)到3.4×105Pa，并且壓力峰值點(diǎn)稍靠前，主要是由于抽吸孔后緣的強(qiáng)壓縮波引起。根據(jù)壓力分布可以發(fā)現(xiàn)模型-2多個(gè)峰值點(diǎn)，是受到強(qiáng)壓縮波和激波相交的多次反射引起的。

圖12 兩種模型的下壁面壓力分布

4 結(jié)論

本文針對(duì)2種不同抽吸孔布局的超聲速進(jìn)氣道數(shù)值模擬，獲得了進(jìn)氣道內(nèi)激波傳播機(jī)理，分析了2種模型的馬赫分布和壁面壓力分布，得出以下幾個(gè)結(jié)論：

(1) 模型-1是順抽吸流體布局，在抽吸孔前緣形成膨脹波，和唇口的反射激波相交后，抽吸孔內(nèi)速度進(jìn)一步增加，激波在抽吸孔內(nèi)多次反射。激波在進(jìn)氣道內(nèi)多次反射，并沒(méi)有引起壁面分離現(xiàn)象。

(2) 模型-2是逆抽吸流，在抽吸孔前緣形成膨脹波，在抽吸孔內(nèi)形成剪切層流，由于壓力差，在抽吸孔內(nèi)形成循環(huán)渦流，在渦流中心接近真空，速度在抽吸孔內(nèi)降低到0.02；在進(jìn)氣道的下壁面出現(xiàn)較小的分離現(xiàn)象。

(3) 由于受到抽吸孔后緣壓縮波的影響，導(dǎo)致2種模型進(jìn)氣道上下壁面壓力不同。模型-1上壁面壓力峰值比模型-2稍小，在進(jìn)氣道下游，上壁面整體壓力比模型-2大。

(4) 模型-1下壁面壓力峰值在抽吸孔后緣區(qū)域附近，并且比模型-2壁面壓力峰值稍大。在進(jìn)氣道下游，模型-2的整體壓力趨勢(shì)比模型-1稍大。