高為民，田方超，楊瀚超

(中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)有限公司 沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng) 110015)

0 引 言

進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)是飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的兩大主要部件。進(jìn)氣道的作用是捕獲外部空氣，為發(fā)動(dòng)機(jī)提供與工作狀態(tài)匹配的空氣流量，并要保證具有足夠好的流場(chǎng)品質(zhì)。進(jìn)氣道的性能不但要滿足最大飛行馬赫數(shù)的要求，還要滿足從起飛到著陸的全任務(wù)剖面的要求。對(duì)于最大飛行馬赫數(shù)在2以上的飛機(jī)，比較常用的方案是二元外壓式壓縮斜板可調(diào)的進(jìn)氣道，進(jìn)氣道的捕獲面積、喉道面積變化范圍都以匹配最大飛行馬赫數(shù)的發(fā)動(dòng)機(jī)流量特性為基本設(shè)計(jì)要求；相應(yīng)的，在飛機(jī)起飛過(guò)程的低速飛行階段，進(jìn)氣道的進(jìn)口捕獲面積偏小，進(jìn)氣道特性變差。根據(jù)美國(guó)NASA公布的進(jìn)氣道標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)庫(kù)[1]，二元外壓式超聲速進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)隨馬赫數(shù)變化特性見(jiàn)圖1，可以看出，該類(lèi)進(jìn)氣道起飛狀態(tài)的總壓恢復(fù)系數(shù)在全包線范圍內(nèi)處于較低的水平，較低的總壓恢復(fù)系數(shù)降低了發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝推力，從而制約了飛機(jī)的起飛性能。

圖1 總壓恢復(fù)系數(shù)與馬赫數(shù)的對(duì)應(yīng)關(guān)系Fig. 1 Relation between total pressure recovery coefficient and Mach number

同時(shí)，從發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度分析角度來(lái)看，多份文獻(xiàn)表明總壓畸變是影響發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作能力的一項(xiàng)重要降穩(wěn)因子[2-6]（圖2）。進(jìn)發(fā)流場(chǎng)匹配不佳會(huì)在進(jìn)氣道出口產(chǎn)生較大的進(jìn)氣總壓畸變，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇和壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度均有影響[7-8]，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總壓畸變指數(shù)越大，造成的壓縮部件穩(wěn)定裕度損失越大。在起飛點(diǎn)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流量最大，由此帶來(lái)的總壓畸變?cè)谌€內(nèi)同樣處在最高水平，導(dǎo)致在發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度評(píng)估結(jié)果中，起飛點(diǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)剩余穩(wěn)定裕度往往是最低值，嚴(yán)重影響了發(fā)動(dòng)機(jī)工作可靠性。

圖2 典型降穩(wěn)因子對(duì)壓氣機(jī)穩(wěn)定性的影響Fig. 2 Influence of typical stabilizing factors on compressor stability

為了改善超聲速進(jìn)氣道的低速特性，很多超聲速飛機(jī)都設(shè)置有輔助進(jìn)氣裝置。如本文研究的二元外壓式可調(diào)節(jié)超聲速進(jìn)氣道（圖3），百葉窗式輔助進(jìn)氣門(mén)設(shè)在進(jìn)氣道下部，在起飛點(diǎn)，通過(guò)附加進(jìn)氣捕獲面積，提升進(jìn)氣流量，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道提供流量與發(fā)動(dòng)機(jī)需求流量的匹配。為防止輔助進(jìn)氣吸入地面沙石顆粒，輔助進(jìn)氣門(mén)上方安裝有防護(hù)網(wǎng)（含有上萬(wàn)個(gè)小尺寸網(wǎng)孔）。

圖3 二元外壓式進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 3 Sketch of two-dimensional supersonic inlet

為了準(zhǔn)確獲取進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行條件下的匹配特性，美、俄等國(guó)都建設(shè)有大型自由射流試驗(yàn)設(shè)備[9-11]。美國(guó)的航空推進(jìn)系統(tǒng)試驗(yàn)設(shè)備可以模擬最大飛行高度30 km、最大飛行馬赫數(shù)3.8條件下的飛/發(fā)匹配特性。目前，中國(guó)的這些試驗(yàn)設(shè)備和技術(shù)還不成熟，飛行條件下的大尺寸進(jìn)氣道/大推力發(fā)動(dòng)機(jī)匹配工作情況還不能采用地面設(shè)備進(jìn)行直接模擬和評(píng)判。通過(guò)分析進(jìn)發(fā)匹配試飛和風(fēng)洞試驗(yàn)的數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，在地面起飛狀態(tài)下進(jìn)氣道出口流場(chǎng)的畸變指數(shù)很大，接近飛機(jī)亞聲速大迎角機(jī)動(dòng)飛行時(shí)的畸變指數(shù)。因此提出了采用地面臺(tái)架進(jìn)行進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)，用以分析亞聲速條件下的進(jìn)發(fā)匹配特性[12-15]。

本文研究的主要目標(biāo)是，解決某二元外壓式超聲速進(jìn)氣道換裝進(jìn)氣流量更大的發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)的進(jìn)發(fā)匹配問(wèn)題。在不改變進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)的前提下，通過(guò)調(diào)整輔助進(jìn)氣裝置，提升飛機(jī)起飛狀態(tài)（尤其是在零速度、全加力起飛狀態(tài)）進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)、降低流場(chǎng)總壓畸變，為發(fā)動(dòng)機(jī)更好地穩(wěn)定工作提供解決方案。

1 進(jìn)發(fā)匹配特性試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)對(duì)象

被試進(jìn)氣道為一種二元外壓式可調(diào)節(jié)超聲速進(jìn)氣道，進(jìn)氣道下部前緣后安置有百葉窗式輔助進(jìn)氣門(mén)，輔助進(jìn)氣門(mén)上方安裝有金屬防護(hù)網(wǎng)（含數(shù)萬(wàn)個(gè)毫米級(jí)網(wǎng)孔）。被試發(fā)動(dòng)機(jī)為一種大推力帶加力的雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。試驗(yàn)臺(tái)架為可監(jiān)控發(fā)動(dòng)機(jī)多項(xiàng)參數(shù)的室內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)整機(jī)試車(chē)臺(tái)。試驗(yàn)臺(tái)架及試驗(yàn)對(duì)象如圖4所示。

進(jìn)氣道流動(dòng)參數(shù)的測(cè)量點(diǎn)布置在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口前的AIP截面和1-1截面處（截面位置見(jiàn)圖4）。在AIP截面處布置有空間6×5支總壓受感部，每支受感部位于每個(gè)等環(huán)面的質(zhì)量中心，壁面周向布置6支靜壓測(cè)點(diǎn)。在1-1截面處，于相對(duì)半徑0.9Rout環(huán)面均勻布置6支周向動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量點(diǎn)，測(cè)點(diǎn)布局見(jiàn)圖5。

圖4 全尺寸進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)地面聯(lián)合試驗(yàn)臺(tái)架Fig. 4 Schematic diagram of full-scale inlet/engine

圖5 AIP及1-1截面測(cè)點(diǎn)布局Fig. 5 Measurement points on AIP and 1-1

1.2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

1.2.1 進(jìn)氣道出口流場(chǎng)

對(duì)于進(jìn)氣道帶有輔助進(jìn)氣門(mén)和防護(hù)網(wǎng)狀態(tài)，在進(jìn)氣道出口截面，穩(wěn)態(tài)總壓顯示出明顯的不均勻特征，見(jiàn)圖6，高壓區(qū)位于進(jìn)氣道出口的上半部，低壓區(qū)位于進(jìn)氣道出口的下半部。由于臺(tái)架試驗(yàn)條件相當(dāng)于飛機(jī)進(jìn)氣道的零速度、0°迎角、0°側(cè)滑角狀態(tài)，總壓分布在進(jìn)氣道出口截面的左右對(duì)稱(chēng)性較好；隨著發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的提升，這種高壓區(qū)在上、低壓區(qū)在下的流場(chǎng)特征基本不變，進(jìn)氣道出口低壓區(qū)壓力進(jìn)一步降低，同時(shí)低壓區(qū)范圍變大，表明進(jìn)氣道總壓損失及總壓畸變逐漸增大，進(jìn)發(fā)匹配特性變差。

圖6 進(jìn)氣道出口壓力畸變圖譜（輔助進(jìn)氣門(mén)+防護(hù)網(wǎng)）Fig. 6 Pressure distortion at the inlet exit (auxiliary intake+fence)

1.2.2 輔助進(jìn)氣系統(tǒng)對(duì)進(jìn)氣道出口流場(chǎng)影響

進(jìn)氣道出口這種流場(chǎng)特征與該進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)密切相關(guān)：進(jìn)氣氣流由兩部分組成，一部分從進(jìn)氣道主進(jìn)氣口流入，進(jìn)氣道內(nèi)壁為直通管道，流動(dòng)損失較小，因此進(jìn)氣道出口上半部為高總壓區(qū)；另一部分為輔助進(jìn)氣，輔助進(jìn)氣氣流穿過(guò)復(fù)雜的輔助進(jìn)氣門(mén)及防護(hù)網(wǎng)后總壓損失增大，該部分氣流到達(dá)進(jìn)氣道出口后變現(xiàn)為低總壓區(qū)。且隨著發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的提升，發(fā)動(dòng)機(jī)抽吸作用增強(qiáng)，主進(jìn)氣及輔助進(jìn)氣速度增大，輔助進(jìn)氣部分穿過(guò)輔助進(jìn)氣門(mén)及防護(hù)網(wǎng)后流動(dòng)損失進(jìn)一步增大，因此大狀態(tài)下進(jìn)氣道出口流場(chǎng)特性變差。

根據(jù)上述分析，為提升進(jìn)發(fā)匹配特性，提出兩項(xiàng)改變輔助進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的方案：1）封堵輔助進(jìn)氣門(mén)，即取消輔助進(jìn)氣，使全部進(jìn)氣通過(guò)進(jìn)氣道主進(jìn)氣口流入，降低進(jìn)氣損失；2）打開(kāi)輔助進(jìn)氣門(mén)，取消其上方的防護(hù)網(wǎng)，降低輔助進(jìn)氣損失，提高進(jìn)氣道出口總壓。

不同輔助進(jìn)氣方案下試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖7、圖8所示。圖7給出了發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)下、不同輔助進(jìn)氣條件下的進(jìn)氣道出口總壓分布圖譜，可以看出：封堵輔助進(jìn)氣門(mén)后，進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)全面降低，同時(shí)低壓區(qū)范圍更大，進(jìn)氣道出口流場(chǎng)非但沒(méi)有優(yōu)化，反而更加惡化。拆除防護(hù)網(wǎng)后，高壓區(qū)總壓恢復(fù)系數(shù)無(wú)明顯變化，但低壓區(qū)壓力明顯升高，同時(shí)低壓區(qū)范圍變小，較好的優(yōu)化了進(jìn)氣道出口流場(chǎng)。

圖7 輔助進(jìn)氣條件對(duì)壓力分布圖譜的影響（最大狀態(tài)）Fig. 7 Influence of auxiliary intake conditions on pressure distortion pattern (maximum state)

圖8 輔助進(jìn)氣條件對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)的影響Fig. 8 Influence of auxiliary intake conditions on total pressure recovery coefficient

圖8給出了發(fā)動(dòng)機(jī)全狀態(tài)下、不同輔助進(jìn)氣方案下進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)對(duì)比，可以看出：封堵輔助進(jìn)氣門(mén)后，全流量段進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)大幅下降，尤其是在大流量條件下降低得更為明顯；拆除防護(hù)網(wǎng)后，各流量下進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)均有明顯提升，優(yōu)化效果明顯。綜合上述試驗(yàn)結(jié)果，保留輔助進(jìn)氣門(mén)，同時(shí)取消其上方的進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)，可以獲得較好的進(jìn)發(fā)匹配效果。

對(duì)于拆除進(jìn)氣防護(hù)網(wǎng)以后發(fā)動(dòng)機(jī)吸入地面沙石的安全性問(wèn)題，項(xiàng)目團(tuán)隊(duì)已開(kāi)展了相關(guān)研究，證明了發(fā)動(dòng)機(jī)的耐受能力，由于該項(xiàng)內(nèi)容不是本文論述重點(diǎn)，在此不做展開(kāi)介紹。

2 進(jìn)發(fā)匹配特性仿真

2.1 二元進(jìn)氣道降維仿真方法

2.1.1 仿真模型及網(wǎng)格處理

為研究帶有輔助進(jìn)氣系統(tǒng)的二元進(jìn)氣道流場(chǎng)特性，構(gòu)建了進(jìn)氣道CFD數(shù)值分析模型。由于進(jìn)氣道防護(hù)網(wǎng)上密布有數(shù)萬(wàn)個(gè)的毫米級(jí)小孔（如圖9所示），對(duì)網(wǎng)格量要求高，計(jì)算量大。對(duì)于工程研制來(lái)說(shuō)計(jì)算周期過(guò)長(zhǎng)，因此本文結(jié)合進(jìn)氣道的流動(dòng)特點(diǎn)研究降維建模處理及仿真方法。

圖9 輔助進(jìn)氣門(mén)及防護(hù)網(wǎng)Fig. 9 Auxiliary intake valve and protective screen

根據(jù)圖6中試驗(yàn)得到的進(jìn)氣道出口畸變圖譜，出口畸變場(chǎng)具有較為明顯的左右對(duì)稱(chēng)性，出口截面高壓/低壓區(qū)域位置和范圍與二元進(jìn)氣道高壓/低壓區(qū)域位置和范圍基本一致（如圖10所示），因此認(rèn)為，進(jìn)氣道內(nèi)部核心氣流流動(dòng)模式近似于二維流動(dòng)，這是對(duì)該進(jìn)氣道進(jìn)行降維仿真的理論基礎(chǔ)。

圖10 二元進(jìn)氣道中部截面壓力云圖Fig. 10 Total pressure distribution of 2D inlet

本文采用二維流場(chǎng)仿真來(lái)模擬三維模型的流動(dòng)問(wèn)題，將三維進(jìn)氣道內(nèi)部的輔助進(jìn)氣門(mén)以及防護(hù)網(wǎng)進(jìn)行二維投影，把真實(shí)進(jìn)氣道防護(hù)網(wǎng)上均布的數(shù)萬(wàn)個(gè)小孔投影為兩千多個(gè)小縫，從而降低計(jì)算網(wǎng)格量和計(jì)算周期。后文通過(guò)仿真結(jié)果與整機(jī)進(jìn)發(fā)聯(lián)合試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，證實(shí)了仿真方法的可靠性。

網(wǎng)格模型主體為結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)防護(hù)網(wǎng)、輔助進(jìn)氣門(mén)等區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格局部加密，如圖11、圖12所示。防護(hù)網(wǎng)附近流動(dòng)域的網(wǎng)格尺寸為進(jìn)氣道內(nèi)部流動(dòng)域網(wǎng)格尺寸的1/20左右，為提升計(jì)算效率，采用漸變式結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格用于過(guò)渡。輔助進(jìn)氣門(mén)抬起角度為可調(diào)參數(shù)用于匹配不同發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)，附近流動(dòng)域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，以便在計(jì)算過(guò)程中根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)進(jìn)行角度調(diào)節(jié)。

圖11 整體網(wǎng)格Fig. 11 Overall grid

圖12 輔助進(jìn)氣門(mén)網(wǎng)格與防護(hù)網(wǎng)網(wǎng)格Fig. 12 Local grid

2.1.2 仿真設(shè)置及數(shù)據(jù)處理方法

針對(duì)該進(jìn)氣道的流動(dòng)特性，采用基于有限體積法的Navier-Stokes方程求解器，湍流模型為k-ωSST模型，使用二階流動(dòng)精度格式對(duì)N-S方程進(jìn)行求解。選用定比熱理想氣體作為研究介質(zhì)，分子黏度采用Sutherland公式計(jì)算。另外，計(jì)算結(jié)果的收斂是以通道內(nèi)監(jiān)控面的流量、平均馬赫數(shù)、平均總壓的殘差均小于1×10?3為衡量準(zhǔn)則。進(jìn)氣道出口設(shè)置為壓力出口，通過(guò)調(diào)整背壓實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣流量與發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)匹配。計(jì)算域邊緣設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)，遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流速度為0 m/s，大氣條件按標(biāo)天給定，壓力101.3 kPa，溫度288.15 K。

研究涉及到兩種邊界條件設(shè)置方案，一種是進(jìn)氣道地面工作狀態(tài)，進(jìn)氣道離地較低，需考慮地面效應(yīng)的影響；另一種是不考慮地面效應(yīng)（即飛行狀態(tài)），通過(guò)兩種條件下仿真結(jié)果的對(duì)比，獲取地面效應(yīng)的影響量值。為實(shí)現(xiàn)兩種條件下的數(shù)值仿真，計(jì)算域設(shè)置如下：在進(jìn)氣道下方1倍發(fā)動(dòng)機(jī)直徑位置，設(shè)置水平Land_01截面；進(jìn)氣道下方8倍發(fā)動(dòng)機(jī)直徑位置，設(shè)置水平Land_02截面。當(dāng)模擬進(jìn)氣道地面工作狀態(tài)時(shí)，將Land_01設(shè)置為壁面，作為計(jì)算域的下邊界；當(dāng)模擬無(wú)地面影響工作狀態(tài)時(shí)，將Land_01設(shè)置為內(nèi)部面，Land_02設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)，作為計(jì)算域的下邊界。計(jì)算域及計(jì)算邊界設(shè)置示意如圖13所示。

圖13 計(jì)算域邊界條件示意圖Fig. 13 Boundary conditions of computational domain

在計(jì)算結(jié)果的處理中，包含進(jìn)氣道出口壓力畸變計(jì)算，壓力畸變本質(zhì)上屬于二維流場(chǎng)參數(shù)，本文同樣對(duì)該參數(shù)進(jìn)行降維處理。具體方法為：在進(jìn)氣道出口截面上等間距布置11個(gè)測(cè)點(diǎn)，通過(guò)讀取各測(cè)點(diǎn)的總壓值來(lái)計(jì)算進(jìn)氣道出口總壓畸變指數(shù) σ。 σ的計(jì)算公式如下：式中， εd為 低壓區(qū)域的平均總壓恢復(fù)系數(shù)， εa為出口截面平均總壓恢復(fù)系數(shù)。

式中，Pdi為位于低壓區(qū)測(cè)點(diǎn)的單點(diǎn)總壓值，Paj為出口截面測(cè)點(diǎn)的單點(diǎn)總壓值。

2.1.3 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性研究

為更加準(zhǔn)確、高效地開(kāi)展該進(jìn)氣道數(shù)值仿真計(jì)算，開(kāi)展網(wǎng)格無(wú)關(guān)性研究。采用上述仿真模型、網(wǎng)格劃分方式及計(jì)算方法，搭建網(wǎng)格總量分別為162萬(wàn)、325萬(wàn)和662萬(wàn)的進(jìn)氣道仿真算例，三種方案計(jì)算結(jié)果對(duì)比如表1所示。

表1 不同網(wǎng)格總量仿真對(duì)比Table 1 Comparison of different grids

可以看出，以325萬(wàn)網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果為標(biāo)準(zhǔn)值，162萬(wàn)網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果有明顯偏差，662萬(wàn)網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果與325萬(wàn)網(wǎng)格基本一致。因此，出于節(jié)約計(jì)算資源和保證計(jì)算精度兩方面的綜合考慮，最終確定計(jì)算模型的網(wǎng)格總量為325萬(wàn)。

2.2 仿真結(jié)果及分析

2.2.1 進(jìn)氣道出口流場(chǎng)優(yōu)化措施

此節(jié)開(kāi)展的仿真工作均為進(jìn)氣道地面工作狀態(tài)。

2.2.1.1 輔助進(jìn)氣門(mén)+防護(hù)網(wǎng)狀態(tài)下流場(chǎng)特性

通過(guò)數(shù)值仿真，研究了不同發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下進(jìn)氣道流場(chǎng)特性（圖14）?？梢钥闯觯M(jìn)氣道下方吸入的氣流經(jīng)過(guò)輔助進(jìn)氣門(mén)及防護(hù)網(wǎng)后產(chǎn)生了明顯的總壓損失，與主流匯合后，在進(jìn)氣道下方產(chǎn)生較為明顯的低壓區(qū)，會(huì)在進(jìn)氣道出口產(chǎn)生壓力畸變。對(duì)比來(lái)看，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)提升，進(jìn)氣流量增大，輔助進(jìn)氣經(jīng)過(guò)輔助進(jìn)氣門(mén)及防護(hù)網(wǎng)后產(chǎn)生的流動(dòng)損失增大，這與試驗(yàn)結(jié)果表現(xiàn)一致。

圖14 輔助進(jìn)氣門(mén)+防護(hù)網(wǎng)狀態(tài)進(jìn)氣道流場(chǎng)總壓云圖Fig. 14 Total pressure distribution of the inlet

2.2.1.2 封堵輔助進(jìn)氣門(mén)的影響

封堵輔助進(jìn)氣門(mén)后不同狀態(tài)下進(jìn)氣道總壓云圖如圖15所示。與圖14相比，進(jìn)氣道內(nèi)流下方低壓區(qū)范圍更大，因此封堵輔助進(jìn)氣門(mén)的方法無(wú)法優(yōu)化進(jìn)發(fā)匹配特性，與試驗(yàn)結(jié)果一致。進(jìn)行原因分析，封堵輔助進(jìn)氣門(mén)前后進(jìn)氣道空氣流線分布如圖16、圖17所示，通過(guò)對(duì)比可以看出，封堵輔助進(jìn)氣門(mén)后進(jìn)氣流量全部由主進(jìn)氣口流入，由于沒(méi)有輔助進(jìn)氣，且發(fā)動(dòng)機(jī)流量不變，因此進(jìn)氣速度大幅增加，內(nèi)流道上方最大馬赫數(shù)達(dá)到1.5，導(dǎo)致在進(jìn)氣道內(nèi)出現(xiàn)了高強(qiáng)度的激波系，加劇了進(jìn)氣道下壁面的流動(dòng)分離，大幅增加了總壓損失。

圖15 封堵輔助進(jìn)氣門(mén)總壓云圖Fig. 15 Total pressure distribution without protective network

圖16 輔助進(jìn)氣門(mén)+防護(hù)網(wǎng)狀態(tài)進(jìn)氣道速度流線圖Fig. 16 Original streamlines of inlet

圖17 封堵輔助進(jìn)氣門(mén)狀態(tài)速度流線圖Fig. 17 Streamlines of plugging auxiliary valve

2.2.1.3 拆除進(jìn)氣道防護(hù)網(wǎng)的影響

拆除防護(hù)網(wǎng)的仿真結(jié)果如圖18所示。對(duì)比圖14計(jì)算結(jié)果可以看出，無(wú)論是在節(jié)流狀態(tài)還是最大狀態(tài)，輔助進(jìn)氣導(dǎo)致的低壓區(qū)壓力值均明顯提升，低壓區(qū)范圍均明顯減小，因此拆除防護(hù)網(wǎng)對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)改善效果明顯，與試驗(yàn)結(jié)果表現(xiàn)一致。

圖18 拆除防護(hù)網(wǎng)狀態(tài)總壓云圖Fig. 18 Total pressure distribution without protective network

仿真及試驗(yàn)獲得的拆除防護(hù)網(wǎng)前后進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)、總壓畸變指數(shù)對(duì)比如圖19、圖20所示?？梢钥吹?，仿真與試驗(yàn)結(jié)果參數(shù)變化規(guī)律一致，均表現(xiàn)為總壓恢復(fù)系數(shù)隨發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)提升而降低，總壓畸變指數(shù)隨發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)提升而增大。仿真結(jié)果偏差量為：全流量段下，總壓恢復(fù)系數(shù)誤差最大3.2%，總壓畸變指數(shù)誤差最大1.3%。

圖19 總壓恢復(fù)系數(shù)變化對(duì)比Fig. 19 Comparison of total pressure recovery coefficient

圖20 總壓畸變指數(shù)變化對(duì)比Fig. 20 Comparison of distortion coefficient

對(duì)比防護(hù)網(wǎng)拆除前后進(jìn)氣道特性參數(shù)可知，通過(guò)拆除防護(hù)網(wǎng)，可使起飛點(diǎn)（相對(duì)流量100%）進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)提升4.8%，總壓畸變指數(shù)相對(duì)降低50.9%。

2.2.2 地面效應(yīng)影響

考慮到地面約束對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)氣流場(chǎng)的影響，進(jìn)氣道地面狀態(tài)特性可能與空中狀態(tài)存在差異。為獲取影響量級(jí)，采用數(shù)值仿真手段進(jìn)行影響分析。研究對(duì)象為輔助進(jìn)氣門(mén)+防護(hù)網(wǎng)狀態(tài)進(jìn)氣道。在仿真過(guò)程中，通過(guò)調(diào)整進(jìn)氣道出口背壓保證有/無(wú)地面算例進(jìn)氣流量相同。

圖21為兩種狀態(tài)下流場(chǎng)仿真結(jié)果，可以看出：有地面狀態(tài)下，進(jìn)氣流動(dòng)容腔相對(duì)較小，導(dǎo)致進(jìn)口處氣流流速較高，由于進(jìn)氣的慣性作用，在進(jìn)氣道上唇口處產(chǎn)生了較大的流動(dòng)分離；無(wú)地面狀態(tài)下，進(jìn)氣流動(dòng)容腔大，進(jìn)氣道下方流動(dòng)不受地面制約，因此進(jìn)氣道口部進(jìn)氣流速相對(duì)較低，導(dǎo)致的流動(dòng)分離較小。表2給出了發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)下，進(jìn)氣道主進(jìn)氣與輔助進(jìn)氣流量對(duì)比。受進(jìn)氣道上唇口分離渦團(tuán)的影響，有地面狀態(tài)下主進(jìn)氣口進(jìn)氣流量相比無(wú)地面狀態(tài)降低1.5%。

圖21 進(jìn)氣道速度流線圖Fig. 21 Streamlines of the inlet

表2 進(jìn)氣流量比例對(duì)比Table 2 Comparison of intake ratio

圖22為發(fā)動(dòng)機(jī)全狀態(tài)下地面效應(yīng)對(duì)進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)的影響。圖23為發(fā)動(dòng)機(jī)全狀態(tài)下地面效應(yīng)對(duì)進(jìn)氣道出口總壓畸變指數(shù)的影響?？梢钥闯觯诎l(fā)動(dòng)機(jī)全狀態(tài)下地面效應(yīng)的影響導(dǎo)致進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)及總壓畸變指數(shù)存在一定差異，但影響量值很小。有地面狀態(tài)總壓恢復(fù)系數(shù)最大偏低1.2%，總壓畸變指數(shù)最大偏高1%。研究結(jié)果可為臺(tái)架進(jìn)發(fā)聯(lián)合試驗(yàn)結(jié)果外推到飛行狀態(tài)提供參考。

圖22 總壓恢復(fù)系數(shù)隨進(jìn)氣流量變化趨勢(shì)對(duì)比Fig. 22 Comparison of total pressure recovery coefficient

圖23 總壓畸變指數(shù)隨進(jìn)氣流量變化趨勢(shì)對(duì)比Fig. 23 Comparison of total pressure distortion coefficient

3 結(jié) 論

本文針對(duì)帶有輔助進(jìn)氣裝置的二元超聲速進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)在起飛點(diǎn)的進(jìn)發(fā)匹配問(wèn)題，開(kāi)展了進(jìn)發(fā)聯(lián)合試驗(yàn)和數(shù)值仿真研究。通過(guò)開(kāi)展全尺寸進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試驗(yàn)，得出保留輔助進(jìn)氣門(mén)、取消防護(hù)網(wǎng)的輔助進(jìn)氣方案，可以獲得更好的進(jìn)發(fā)匹配特性。同時(shí)，開(kāi)展該進(jìn)氣道+輔助進(jìn)氣裝置的數(shù)值仿真研究，獲取更多的流場(chǎng)信息，為揭示試驗(yàn)結(jié)果的本質(zhì)提供支撐。最后，通過(guò)數(shù)值仿真給出臺(tái)架試驗(yàn)環(huán)境與飛行環(huán)境之間差別對(duì)進(jìn)發(fā)匹配特性的影響，為臺(tái)架進(jìn)發(fā)聯(lián)合試驗(yàn)結(jié)果推廣到飛行條件提供依據(jù)。研究得到的主要結(jié)論如下：

1） 在起飛狀態(tài)，由于進(jìn)發(fā)流量匹配的需要開(kāi)設(shè)輔助進(jìn)氣流道，但帶來(lái)了進(jìn)發(fā)流場(chǎng)匹配問(wèn)題，表現(xiàn)為進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)較低，總壓畸變指數(shù)較高；

2） 提出了一種相對(duì)高效的二元超聲速進(jìn)氣道降維仿真方法，通過(guò)臺(tái)架進(jìn)發(fā)聯(lián)合試驗(yàn)結(jié)果校核了仿真方法的可靠性，結(jié)果證明，進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)誤差不大于3.2%，總壓畸變指數(shù)誤差不大于1.3%；

3） 試驗(yàn)與CFD仿真結(jié)果表明，對(duì)于所研究的二元外壓式超聲速進(jìn)氣道，保留輔助進(jìn)氣門(mén)同時(shí)拆除防護(hù)網(wǎng)，可以獲得更好的進(jìn)發(fā)匹配效果—在起飛點(diǎn)，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)提升4.8%，總壓畸變指數(shù)相對(duì)降低50.9%。

4） 仿真結(jié)果表明，在發(fā)動(dòng)機(jī)全轉(zhuǎn)速段內(nèi)，地面效應(yīng)的影響量值很小，有地面狀態(tài)總壓恢復(fù)系數(shù)最大偏低1.2%，總壓畸變指數(shù)最大偏高1%。研究結(jié)果可為臺(tái)架進(jìn)發(fā)聯(lián)合試驗(yàn)結(jié)果外推到飛行狀態(tài)提供參考。