潘鵬宇，俞宗漢，周揚(yáng)，王瑞林

(南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院 ，江蘇 南京 210016)

0 引言

在當(dāng)前強(qiáng)調(diào)空天一體化的國際形勢下，世界強(qiáng)國都在加快高速飛行器的發(fā)展[1-3]。高速飛行器的發(fā)展將成為人類飛行器發(fā)展史上一個(gè)重要的里程碑。進(jìn)氣道作為高速飛行器的“龍頭”部件，其工作狀態(tài)關(guān)系著整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)性能。高速飛行狀態(tài)時(shí)，一種處于起動(dòng)狀態(tài)的進(jìn)氣道能夠向下游發(fā)動(dòng)機(jī)提供品質(zhì)優(yōu)良的空氣，是發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作的前提，一旦進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài)，會(huì)造成其工作性能急劇下降，嚴(yán)重時(shí)會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)熄火。經(jīng)研究表明[4-7]:進(jìn)氣道內(nèi)收縮比影響著進(jìn)氣道的自起動(dòng)性能，適當(dāng)降低進(jìn)氣道內(nèi)收縮比可以提高進(jìn)氣道自起動(dòng)能力。進(jìn)氣道內(nèi)收縮比是指內(nèi)壓段進(jìn)口高度與喉道高度之比。調(diào)節(jié)進(jìn)氣道唇口角度和喉道高度均可改變進(jìn)氣道內(nèi)收縮比。

KANTROWITZ A等在一維無黏流動(dòng)的前提下，假使進(jìn)氣道處于臨界條件，此時(shí)進(jìn)口處出現(xiàn)一道正激波，氣流在喉道截面為臨界音速，喉道馬赫數(shù)=1，氣流從進(jìn)口至喉道，流量始終守恒，推導(dǎo)出自起動(dòng)的極限內(nèi)收縮比公式[8]；VAN WIE D等參考了大量二元高速進(jìn)氣道的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，通過對(duì)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析，擬合了能夠預(yù)測進(jìn)氣道自起動(dòng)的極限收縮比曲線[9]，是國外較早通過實(shí)驗(yàn)研究進(jìn)氣道自起動(dòng)極限收縮比的學(xué)者之一；國內(nèi)馮定華等設(shè)計(jì)一套可旋轉(zhuǎn)唇口的二元進(jìn)氣道，通過旋轉(zhuǎn)唇口角度改變進(jìn)氣道內(nèi)收縮比，并對(duì)不同內(nèi)收縮比下進(jìn)氣道自起動(dòng)過程開展了實(shí)驗(yàn)研究[10]。

本文設(shè)計(jì)了一套調(diào)節(jié)喉道高度的變幾何機(jī)構(gòu)，通過調(diào)節(jié)喉道高度改變進(jìn)氣道內(nèi)收縮比，對(duì)不同內(nèi)收縮的進(jìn)氣道開展數(shù)值仿真研究，探究了相關(guān)進(jìn)氣道自起動(dòng)過程，并得到可使進(jìn)氣道自起動(dòng)的極限內(nèi)收縮比。

1 研究對(duì)象

本文設(shè)計(jì)的變幾何機(jī)構(gòu)由轉(zhuǎn)動(dòng)壓縮板1、轉(zhuǎn)動(dòng)圓弧板2、作動(dòng)喉道板3、轉(zhuǎn)動(dòng)圓弧板4和轉(zhuǎn)動(dòng)伸縮板5五個(gè)可動(dòng)部件構(gòu)成(圖1)。1左端與進(jìn)氣道第二級(jí)壓縮段鉸接，5右端與進(jìn)氣道渦輪通道鉸接，1-4之間通過鉸鏈連接，5可在4中滑動(dòng)伸縮，3下方安裝了作動(dòng)筒，可驅(qū)動(dòng)3沿圖中豎直方向上下作動(dòng)，整個(gè)變幾何包括5個(gè)可動(dòng)部件，5個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)副，2個(gè)滑動(dòng)副，整套機(jī)構(gòu)自由度為1。在變幾何的過程中，作動(dòng)筒驅(qū)動(dòng)主動(dòng)件3單自由度豎直向下作動(dòng)，便可以調(diào)節(jié)進(jìn)口高度Hc和喉道高度Ht，進(jìn)而改變進(jìn)氣道內(nèi)收縮比ICR。

圖1 變幾何機(jī)構(gòu)原理圖

2 數(shù)值仿真方法

2.1 模擬進(jìn)氣道自起動(dòng)方法

國內(nèi)外學(xué)者對(duì)進(jìn)氣道的自起動(dòng)特征開展了一系列數(shù)值仿真研究，常用的數(shù)值仿真方法可歸納為以下3種：

1)在設(shè)置邊界條件的過程中，將進(jìn)氣道的出口設(shè)置為壁面條件，在某一馬赫數(shù)下開展數(shù)值仿真工作。進(jìn)氣道出口由于被設(shè)置為壁面，內(nèi)通道流動(dòng)產(chǎn)生壅塞，獲得進(jìn)氣道不起動(dòng)流場結(jié)果。然后將進(jìn)氣道出口改為超音出口或壓力出口，以獲得的不起動(dòng)流場結(jié)果進(jìn)行續(xù)算，若續(xù)算的最終結(jié)果顯示分離包被吞入喉道，進(jìn)氣道具有起動(dòng)狀態(tài)的流動(dòng)特征，則此進(jìn)氣道在某一馬赫數(shù)下具有自起動(dòng)能力。該方法屬于一種定常的計(jì)算方法。

2)以一較低的馬赫數(shù)為初始條件進(jìn)行仿真，獲得進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下的不起動(dòng)流場，在此不起動(dòng)流場的結(jié)果上逐漸增大來流馬赫數(shù)；數(shù)值收斂后繼續(xù)增大來流馬赫數(shù)，直至增加到某一馬赫數(shù)，流場收斂后若結(jié)果顯示分離包被吞入喉道，進(jìn)氣道具有起動(dòng)狀態(tài)的流動(dòng)特征，則此進(jìn)氣道在某一馬赫數(shù)下具有自起動(dòng)能力。該方法也屬于一種定常的計(jì)算方法。

3)進(jìn)行非定常加速起動(dòng)的數(shù)值仿真，隨著時(shí)間的增加，來流馬赫數(shù)逐漸增大，此時(shí)內(nèi)流通流動(dòng)特征也在隨時(shí)間的增加而變化；當(dāng)分離包被吞入喉道，進(jìn)氣道具有起動(dòng)的流動(dòng)特征，則此時(shí)刻對(duì)應(yīng)的來流馬赫數(shù)即為自起動(dòng)馬赫數(shù)。該方法屬于一種非定常的計(jì)算手段。

以定常的方式進(jìn)行數(shù)值仿真可以節(jié)約大量的計(jì)算時(shí)間和計(jì)算機(jī)儲(chǔ)存資源，目前國內(nèi)學(xué)者通常采用第2)種方法進(jìn)行進(jìn)氣道自起動(dòng)數(shù)值仿真。本文采用第2)種定常逐漸增加馬赫數(shù)的方法開展進(jìn)氣道自起動(dòng)過程仿真工作。

2.2 數(shù)值計(jì)算方法

計(jì)算湍流模型采用k-e湍流模型，采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)進(jìn)行修正，壁面采用無滑移壁面，出口采用壓力出口。進(jìn)氣道造型采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格?？紤]到進(jìn)氣道的對(duì)稱性，本文采用一半進(jìn)氣道造型進(jìn)行數(shù)值仿真，近壁處網(wǎng)格進(jìn)行加密，壁面附近y+在30～60之間，滿足湍流模型要求，總網(wǎng)格數(shù)量約450萬(圖2)。

圖2 進(jìn)氣道網(wǎng)格劃分及邊界條件設(shè)置

3 分析與討論

圖3所示為設(shè)計(jì)態(tài)下不同內(nèi)收縮比情況下的對(duì)稱面Ma云圖。ICR=2.32時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)收縮比最大，進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài)，內(nèi)壓段前段至喉道處存在大分離包。分離包具有較高的逆壓梯度，氣流只能從分離包與上壁面所夾的空間中流入內(nèi)通道，進(jìn)氣道內(nèi)通道處于壅塞狀態(tài)。分離包前緣處誘導(dǎo)出一道分離激波，分離激波與外壓段波系相互干涉，形成一道彎曲溢流激波。隨著內(nèi)收縮比的減小，分離包逐漸減小，內(nèi)通道流通空間逐漸增大，唇口外側(cè)溢流激波逐漸向唇口的方向移動(dòng)；ICR=1.91時(shí)，分離包明顯減小，內(nèi)通道流通空間明顯增大，此時(shí)唇口前出現(xiàn)一道脫體弓形波；ICR=1.85時(shí)，唇口激波出現(xiàn)，進(jìn)氣道外強(qiáng)溢流激波消失，但進(jìn)氣道內(nèi)流道仍存在大面積分離區(qū)，進(jìn)氣道處于臨界不起動(dòng)狀態(tài)，分離激波與唇口激波在內(nèi)流道內(nèi)相互干涉；ICR=1.79時(shí)，原本存在內(nèi)通道的大片分離區(qū)被吞入喉道，唇口斜激波出現(xiàn)并打在下壁面，在激波附面層干擾下，下壁面出現(xiàn)了微小的分離區(qū)，進(jìn)氣道內(nèi)壓段流動(dòng)順暢，進(jìn)氣道處于起動(dòng)狀態(tài)，來流性能品質(zhì)恢復(fù)正常。

圖3 設(shè)計(jì)態(tài)下不同內(nèi)收縮比Ma云圖

圖4為不起動(dòng)狀態(tài)二維流線圖。分離包與進(jìn)氣道上壁面形成了氣動(dòng)喉道，但氣動(dòng)喉道面積遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于真實(shí)喉道面積，氣流在新氣動(dòng)喉道面積處嚴(yán)重壅塞；進(jìn)氣道入口前出現(xiàn)溢流激波，氣流在溢流激波的作用下發(fā)生偏轉(zhuǎn)，向進(jìn)氣道外側(cè)溢流，只有部分來流經(jīng)氣動(dòng)喉道流入進(jìn)氣道內(nèi)通道。流線圖表明分流包內(nèi)存在著大片的回流區(qū)，這是由下壁面低能流在高逆壓梯度下產(chǎn)生的，內(nèi)收縮比越大，氣流壓縮程度越高，內(nèi)壓段逆壓力梯度越高，進(jìn)氣道越易發(fā)生不起動(dòng)狀態(tài)。當(dāng)不起動(dòng)狀態(tài)發(fā)生時(shí)，壁面附近的低能流在高逆壓梯度的作用下發(fā)生回流，形成分離包，分離包誘導(dǎo)分離激波與外壓段斜激波相互干涉產(chǎn)生強(qiáng)溢流激波，造成進(jìn)氣道性能急劇下降。

圖4 不同內(nèi)收縮比不起動(dòng)狀態(tài)流線圖

設(shè)計(jì)態(tài)下不同內(nèi)收縮比下的喉道性能參數(shù)如圖5所示。內(nèi)收縮比越小，分離包與上壁面形成的氣動(dòng)喉道面積越大，弓形激波離唇口越近，唇口溢流量逐漸減小，進(jìn)氣道流量系數(shù)逐漸增大；不起動(dòng)狀態(tài)下，各內(nèi)收縮比對(duì)應(yīng)的喉道馬赫數(shù)始終維持音速附近，相差不大，但起動(dòng)狀態(tài)恢復(fù)后，進(jìn)氣道內(nèi)壓段流動(dòng)通暢，喉道馬赫數(shù)大幅度增加，且總壓恢復(fù)和流量系數(shù)等評(píng)價(jià)進(jìn)氣道性能指標(biāo)的參數(shù)遠(yuǎn)大于不起動(dòng)狀態(tài)，因此一個(gè)保持起動(dòng)狀態(tài)工作的進(jìn)氣道對(duì)飛行器至關(guān)重要。

圖5 不同內(nèi)收縮比下的喉道性能參數(shù)

4 結(jié)語

1)低能流在高逆壓力梯度的作用下形成回流，進(jìn)氣道下壁面出現(xiàn)大片的分離區(qū)，分離區(qū)與上壁面形成了新的氣動(dòng)喉道，新氣動(dòng)喉道面積較小，產(chǎn)生內(nèi)流道壅塞狀態(tài)，造成了進(jìn)氣道不起動(dòng)。

2)設(shè)計(jì)了一套變幾何機(jī)構(gòu)，該變幾何機(jī)構(gòu)簡單可調(diào)，易于控制。采用變幾何輔助措施提升進(jìn)氣道自起動(dòng)性能，其原理在于減小進(jìn)氣道內(nèi)收縮比，降低內(nèi)壓段逆壓力梯度，避免低能流發(fā)生回流，形成大面積分離區(qū)。本文采用變幾何輔助措施后，進(jìn)氣道能夠?qū)崿F(xiàn)自起動(dòng)，自起動(dòng)極限內(nèi)收縮比為1.79。

3)逐漸減小內(nèi)收縮比，使進(jìn)氣道由不起動(dòng)至起動(dòng)的自起動(dòng)過程中，溢流激波逐漸向唇口靠近，出口流量系數(shù)逐漸增大。當(dāng)進(jìn)氣道恢復(fù)起動(dòng)狀態(tài)后，存在于內(nèi)壓段的分離區(qū)和唇口外的溢流激波消失，進(jìn)氣道喉道性能參數(shù)大幅度上升。