□ 田曉平 □ 潘鵬飛 □ 田 琳

中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 發(fā)動(dòng)機(jī)所 西安 710089

現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，為了達(dá)到總體布局和隱身性能等多方面的要求,大都采用S彎進(jìn)氣道，S彎進(jìn)氣道已經(jīng)成為進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中的典型形狀。但自從上世紀(jì)80年代末Tornado飛機(jī)試飛中，在不同飛行條件下，左、右發(fā)動(dòng)機(jī)先后發(fā)生了喘振，之后進(jìn)行的大量研究表明，喘振是由進(jìn)氣道旋流引起的［1-5］。隨后在“戰(zhàn)斧”巡航導(dǎo)彈［6］、A300 的 APU［7］上再次驗(yàn)證了旋流對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響，而其共同的特點(diǎn)是采用了S彎進(jìn)氣道。S彎進(jìn)氣道由于長(zhǎng)度短、拐彎急，具有總壓恢復(fù)系數(shù)低、流場(chǎng)畸變大的特點(diǎn)。當(dāng)吸入前機(jī)身的來(lái)流附面層后，附面層低能流體在管道曲率變化較大的區(qū)域，容易出現(xiàn)流動(dòng)分離，進(jìn)一步加劇流場(chǎng)畸變。已有的研究表明：S彎進(jìn)氣道是導(dǎo)致旋流產(chǎn)生的一個(gè)很重要的因素［8，9］。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)［10-12］，反向旋流（與發(fā)動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)方向相反）的出現(xiàn)會(huì)直接導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)失速喘振甚至熄火停車(chē)，同向旋流的出現(xiàn)會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力的下降，長(zhǎng)期處于對(duì)渦旋流中的發(fā)動(dòng)機(jī)極易出現(xiàn)高循環(huán)疲勞失效（HCF）［13］。

本文針對(duì)某型無(wú)人機(jī)S彎進(jìn)氣道進(jìn)行了三維流場(chǎng)數(shù)值模擬計(jì)算研究和進(jìn)氣道三維流動(dòng)特性研究。

1 進(jìn)氣道數(shù)學(xué)模型

流體力學(xué)的基本物性關(guān)系（密度、比熱、導(dǎo)熱系數(shù)、黏性系數(shù)等）與流體運(yùn)動(dòng)所遵守的基本物理定律（質(zhì)量守恒定律、動(dòng)量守恒定律、能量守恒定律）的數(shù)學(xué)描述，構(gòu)成了流體力學(xué)運(yùn)動(dòng)的基本方程組。

本文計(jì)算的進(jìn)氣道是某型無(wú)人機(jī)S彎進(jìn)氣道，如圖1所示。三維計(jì)算域如圖2所示，進(jìn)氣道前端由長(zhǎng)為40 m、直徑為15 m的圓柱體圍起來(lái)，以對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)外流場(chǎng)統(tǒng)一求解［14-15］。飛機(jī)在空氣中飛行，可以看成為飛機(jī)靜止，空氣相對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)，計(jì)算的流體即為空氣。

整個(gè)計(jì)算區(qū)域使用結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格，靠近進(jìn)氣道壁面的邊界層網(wǎng)格第一層厚為1 mm，之后逐層增厚，比例系數(shù)為1.2，共6層。進(jìn)氣道以外的網(wǎng)格逐漸由細(xì)網(wǎng)格過(guò)渡到外場(chǎng)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80萬(wàn)，如圖3所示，圖4為局部網(wǎng)格示意圖。

本文用FLUENT軟件進(jìn)行計(jì)算，采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型加壁面函數(shù)的方法，圓柱體側(cè)面和離進(jìn)氣道進(jìn)口較遠(yuǎn)的底面為遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，進(jìn)氣道入口所在的圓柱體底面使用壓力出口，進(jìn)氣道出口也是壓力出口。

▲圖1 進(jìn)氣道CFD幾何模型

▲圖2 計(jì)算域和邊界條件

▲圖3 整個(gè)計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格

▲圖4 局部網(wǎng)格示意圖

1.1 控制方程

（1）連續(xù)方程。

（2）動(dòng)量方程。

（3）能量方程。

式中：ρ為密度；t為時(shí)間；▽為散度；u為速度矢量；u為速度值；p 為壓力；τxx、τyx、τzx分別是黏性力 τ 的分量；Fx為微元體上的體力；cp為比熱容；T為溫度；k*為傳熱系數(shù)；ST為熱能；grad為梯度。

（4）湍流模型。目前，湍流模型以標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型應(yīng)用最為廣泛，標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型適于計(jì)算高雷諾數(shù)湍流，此模型已在工程計(jì)算中得到廣泛應(yīng)用，其準(zhǔn)確度和可靠性也得到了較多實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的驗(yàn)證。本文所計(jì)算的均為高雷諾數(shù)湍流工況，所以采用此種湍流模型，其輸運(yùn)方程為：

式中：k為湍動(dòng)能；ε為湍動(dòng)能耗散率；Gk為湍動(dòng)能生成項(xiàng)；YM為擴(kuò)張耗散項(xiàng)；μ為流體黏性系數(shù)；μt為計(jì)算渦黏性系數(shù)；C1ε、C2ε、δk、δε、K 為常數(shù)，分別為：C1ε=1.44、C2ε=1.92、δk=1.0、δε=1.3、K=0.040 4。

（5）壁面處理。采用k-ε二方程模型計(jì)算時(shí)，對(duì)于壁面附近的區(qū)域，為了避免在壁面附近采用很細(xì)的網(wǎng)格而導(dǎo)致過(guò)大的計(jì)算量，采用壁面函數(shù)法處理，它能節(jié)省內(nèi)存與計(jì)算時(shí)間，在工程紊流計(jì)算中應(yīng)用較廣。

標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)對(duì)高Re數(shù)，由壁面限制的流動(dòng)給出了合理準(zhǔn)確的解。本文所計(jì)算的工況雷諾數(shù)較高，同時(shí)為了避免在壁面附近采用很細(xì)的網(wǎng)格而導(dǎo)致過(guò)大的計(jì)算量，節(jié)省內(nèi)存與計(jì)算時(shí)間，所以在計(jì)算中選取的壁面函數(shù)是標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，它是基于Launder和Spalding的模型，已被廣泛應(yīng)用于工程計(jì)算。

1.2 畸變的表示方法

流場(chǎng)畸變指數(shù)是衡量進(jìn)氣道性能好壞的參數(shù)之一。進(jìn)氣畸變對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作的影響主要是改變發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定邊界，一般是使穩(wěn)定邊界下移，減小發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定裕度，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)穩(wěn)定性。本文采用以下兩種畸變指數(shù)。

1.2.1 總壓畸變表示法

主要采用俄羅斯國(guó)內(nèi)統(tǒng)一的總壓畸變表示方法，即綜合畸變指數(shù)：

式中：σ0為低壓區(qū)內(nèi)的平均總壓恢復(fù)系數(shù)，是低壓區(qū)內(nèi)平均總壓與進(jìn)氣道前未擾動(dòng)氣流總壓之比；σav為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口氣動(dòng)界面上的面平均總壓恢復(fù)系數(shù)；P（t）為界面測(cè)量點(diǎn)上隨時(shí)間變化的總壓值；Pav為時(shí)間TU內(nèi)該測(cè)點(diǎn)的總壓平均值；TU為脈動(dòng)氣流的取樣時(shí)間。

本文計(jì)算的工況均為穩(wěn)態(tài)工況，同時(shí)周向總壓畸變指數(shù)占畸變指數(shù)的主要部分，所以以下所給出的總壓畸變指數(shù)均為穩(wěn)態(tài)周向總壓畸變指數(shù)。

1.2.2 旋流畸變指數(shù)

旋流畸變指數(shù)用旋流系數(shù)表示，其定義為：在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口界面上按60°扇形范圍計(jì)算得出的氣流平均橫向速度的最大周向分速度除以進(jìn)氣道喉道截面的氣流速度，橫向氣流的周向分速，順時(shí)針?lè)较颍ㄏ蛳铝骺矗檎?，反之為?fù)值，表示式為：式中：為按60°扇形區(qū)進(jìn)行計(jì)算得出的氣流橫向速度的最大周向分速平均值；Vth為進(jìn)氣道喉部的氣流速度。

1.3 邊界條件

本文涉及到的邊界條件有壁、壓力出口和壓力遠(yuǎn)場(chǎng)3種。

（1）壁邊界條件。前機(jī)身表面、進(jìn)氣道表面都使用壁邊界條件，采用無(wú)滑移、靜止的、絕熱的、光滑的壁。

（2）壓力出口邊界條件。壓力出口邊界條件需要在出口邊界處指定靜壓，進(jìn)氣道出口截面氣流速度均為亞音速狀態(tài)，計(jì)算中根據(jù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)給出其值為61.9 kPa。

（3）壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。本文所計(jì)算工況的速度為0.7Ma，飛機(jī)空氣繞流流場(chǎng)的外邊界設(shè)成壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界，在壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界上給定壓強(qiáng)、溫度、流動(dòng)速度（馬赫數(shù)）和流動(dòng)方向。根據(jù)氣動(dòng)表查得高度為5 500 m高空時(shí)空氣的參數(shù)：壓強(qiáng)p=50 539 Pa、溫度T=252.4 K。

2 計(jì)算結(jié)果分析與討論

為了了解S彎進(jìn)氣道中氣流的流動(dòng)情況，從而對(duì)進(jìn)氣道中出現(xiàn)的流動(dòng)分離現(xiàn)象施加流動(dòng)控制，并獲得最優(yōu)控制方案的幾何參數(shù)，必須研究進(jìn)氣道內(nèi)部流場(chǎng)三維流動(dòng)特征及造成其內(nèi)部流動(dòng)發(fā)生流動(dòng)分離的流體力學(xué)機(jī)制，因此要對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)部三維流場(chǎng)作分析。

2.1 總性能

數(shù)值計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表1。

表1 性能數(shù)值計(jì)算結(jié)果

▲圖5 不同軸向截面總壓分布

▲圖6 不同軸向截面馬赫數(shù)分布

從計(jì)算結(jié)果可以看出，進(jìn)氣道后總壓恢復(fù)系數(shù)較低，旋流畸變指數(shù)很高，達(dá)到0.091。這樣的出口流場(chǎng)會(huì)嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定工作。為了更清楚地認(rèn)識(shí)氣流在進(jìn)氣道中的流動(dòng)情況，因此需要研究S彎進(jìn)氣道內(nèi)部的三維流動(dòng)情況。

2.2 三維流動(dòng)特性

為了分析、研究S彎進(jìn)氣道內(nèi)部流動(dòng)特性，圖5、圖6給出了進(jìn)氣道不同軸向位置橫截面的總壓和馬赫數(shù)分布云圖。

由圖5、圖6可見(jiàn)，進(jìn)氣道下壁面的低總壓區(qū)的面積，亦即邊界層厚度，沿著流體流動(dòng)的方向是不斷增大的，增大幅度緩慢，并且其邊界層內(nèi)部的流動(dòng)沒(méi)有出現(xiàn)流動(dòng)分離。然而，進(jìn)氣道上壁面低總壓區(qū)的面積，亦即邊界層厚度，沿著流體流動(dòng)的方向，先是不斷增大，增大幅度很快，當(dāng)其增大到一定程度，并在由橫向壓力梯度誘導(dǎo)出的強(qiáng)二次流動(dòng)和流向強(qiáng)逆壓梯度的共同作用下，在進(jìn)氣道上壁面出現(xiàn)大面積的流動(dòng)分離，充滿整個(gè)進(jìn)氣道的上壁面（如圖5所示）。隨后，由于大面積分離流動(dòng)的出現(xiàn)，下壁面低總壓區(qū)的周向尺度迅速增大，在這個(gè)過(guò)程中，分離區(qū)內(nèi)會(huì)生成兩個(gè)反方向旋轉(zhuǎn)的強(qiáng)三維的流向渦（如圖7所示）。流向渦在往進(jìn)氣道出口方向進(jìn)行傳播的過(guò)程中，在旋渦旋轉(zhuǎn)的作用下，會(huì)不斷把通道主流中的高能量（高總壓）的流體卷吸進(jìn)來(lái)，使之與流向渦的低能量（低總壓）流體發(fā)生激烈摻混，對(duì)流向渦內(nèi)部的低能量流體不斷進(jìn)行充能，從而使流向渦在往下游進(jìn)行傳播的過(guò)程中，其內(nèi)部低壓流體的總壓會(huì)不斷增大，并且流向渦的渦量更加集中。這種流動(dòng)結(jié)構(gòu)會(huì)一直持續(xù)到進(jìn)氣道出口，并最終在進(jìn)氣道出口截面形成一個(gè)周向角度約為60°的低總壓畸變區(qū)，造成進(jìn)氣道出口的流場(chǎng)很不均勻。與此同時(shí)，在流向渦底部流體的抬升作用下，沿著軸向增大的方向，流向渦核的徑向坐標(biāo)是不斷增大的，亦即流向渦是不斷向通道中心進(jìn)行擴(kuò)散傳播的。

▲圖7 S彎進(jìn)氣道出口二次流分布圖

▲圖8 S彎進(jìn)氣道對(duì)稱截面流線圖

另外，為了進(jìn)一步提高對(duì)促使進(jìn)氣道上壁面邊界層發(fā)生流動(dòng)分離的流動(dòng)機(jī)理及其流動(dòng)分離所誘導(dǎo)出的流向渦結(jié)構(gòu)的認(rèn)識(shí)，圖8給出了S彎進(jìn)氣道對(duì)稱截面上的流線圖，展示了流向渦的形成、發(fā)展及其傳播過(guò)程。

3 結(jié)論

在S彎進(jìn)氣道內(nèi)部流動(dòng)中，在由橫向壓力梯度作用而誘導(dǎo)出的橫向二次流和流向逆壓梯度的共同作用下，S彎進(jìn)氣道上壁面邊界層內(nèi)部的低速流體發(fā)生大面積的流動(dòng)分離，并在橫向二次流的驅(qū)動(dòng)作用下，分離區(qū)內(nèi)部的流體被卷起形成一對(duì)旋向相反的流向渦結(jié)構(gòu)，并在進(jìn)氣道主流的輸運(yùn)作用和旋渦本身的旋轉(zhuǎn)作用下，流向渦逐漸增大，一直持續(xù)到進(jìn)氣道的出口，并在進(jìn)氣道出口截面形成一個(gè)角度約為60°的周向低總壓區(qū)，亦即是周向總壓畸變區(qū)。

由此可見(jiàn)，進(jìn)氣道上壁面邊界層內(nèi)部的流體發(fā)生大面積的流動(dòng)分離而被卷起形成的兩個(gè)旋向相反的流向渦是造成S彎進(jìn)氣道產(chǎn)生流動(dòng)損失及其出口流場(chǎng)不均性的主要根源。因此，為了降低S彎進(jìn)氣道的流動(dòng)損失和提高進(jìn)S彎進(jìn)氣道出口流場(chǎng)的品質(zhì)，就必須對(duì)通道中出現(xiàn)的流向渦進(jìn)行控制?；谶@一目的，必須開(kāi)展流動(dòng)控制技術(shù)對(duì)S彎進(jìn)氣道的三維分離流動(dòng)進(jìn)行流動(dòng)控制研究工作。

［1］ Aulehla F.Intake Swirl-a Major Disturbance Parameter in Engine/intake Compatibility ［C］.Proceedings of the 13th Congress of ICAS/AIAA,Seattle,1982.

［2］ 芮長(zhǎng)勝,谷君,邱明星,等.2種進(jìn)氣畸變流道結(jié)構(gòu)對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī),2013,39（5）:42-46.

［3］ 胡駿,趙運(yùn)生,丁寧,等.進(jìn)氣畸變對(duì)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī),2013,39（6）:7-12.

［4］ 謝靜,范文正,謝鎮(zhèn)波.某型軍用發(fā)動(dòng)機(jī)使用可靠性評(píng)估［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī),2012,38（6）:43-47.

［5］ 鄭波,朱新宇.航空發(fā)動(dòng)機(jī)故障診斷技術(shù)研究［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī),2010,36（2）:22-25,30.

［6］ Ludwig G R.Case Studies on Effect of Inlet Swirl on Engine Operability ［R］.Report to the S-16 Committee of the SAE,1993.

［7］ Lotter K W,Jorg J.The Effect of Intake Flow Disturbances on APU Compressor Blade High Cycle Fatigue in the Airbus A300 ［C］.Proceedings of the 13th Congress of ICAS/AIAA,Seattle，1982.

［8］ Beale D K,Cramer K B,King P S.Development of Improved Methods for Simulating Aircraft Inlet Distortion in Turbine Engine Ground Test［R］.AIAA Paper，2002-3045,2002.

［9］ 楊國(guó)才.在流場(chǎng)匹配方面進(jìn)氣道反旋流措施的工程應(yīng)用研究［J］.推進(jìn)技術(shù)，1994（2）：17-24.

［10］楊國(guó)才.在進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)相容性方面反旋流措施的工程應(yīng)用研究［J］.推進(jìn)技術(shù)，1995（4）：28-33.

［11］ 楊國(guó)才.S彎進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)相容性 ［J］.推進(jìn)技術(shù)，1996（6）：26-29.

［12］ Stocks C P,Bissinger N C.Design and Development of Tornado Engine Air Intake［R］.AGARD-CP-301，1981.

［13］郭東明，劉振俠，吳丁毅，等.三維進(jìn)氣道湍流流場(chǎng)數(shù)值模擬［J］.航空計(jì)算技術(shù)，2006，36（1）：90-93.

［14］ 劉振俠，郭東明，張麗芬，等.S 形進(jìn)氣道流場(chǎng)數(shù)值模擬［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2006，21（6）：1064-1068.

［15］郭東明.超音速S形進(jìn)氣道流場(chǎng)數(shù)值模擬［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2006.

（編輯 日 月）