朱德軒，楊 旸，余志健，李志鵬，張 冬

(1.中國商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210；2.中國科學(xué)院工程熱物理研究所南京未來能源系統(tǒng)研究院，南京 210000；3.中國科學(xué)院工程熱物理研究所先進(jìn)燃?xì)廨啓C(jī)實(shí)驗(yàn)室，北京 100190)

民航飛機(jī)飛行時(shí)燃油箱需要與外界大氣連通以保證油箱結(jié)構(gòu)的安全。同時(shí)，飛機(jī)惰化系統(tǒng)和環(huán)控系統(tǒng)也需引入外部冷卻空氣以滿足系統(tǒng)運(yùn)行需求。對于民航飛機(jī)來說，目前主要有兩種進(jìn)氣口設(shè)計(jì)，分別為戽斗式進(jìn)氣口和埋入式進(jìn)氣口。與戽斗式進(jìn)氣口相比，埋入式進(jìn)氣口沒有外部突出物，降低了對飛機(jī)氣動阻力的影響。同時(shí)無需支撐加固結(jié)構(gòu)，重量較輕。埋入式進(jìn)氣口主要為(美國)國家航空咨詢委員會(National Advisory Committee for Aeronautics，NACA)埋入式進(jìn)氣口，該種進(jìn)氣口已在波音、空客及中國商飛等若干機(jī)型上得到廣泛應(yīng)用。

NACA埋入式進(jìn)氣口，通過側(cè)邊產(chǎn)生一對軸向渦，將壁面氣流卷吸入進(jìn)氣通道[1]。但由于進(jìn)氣口通常位于較厚的邊界層內(nèi)，吸入的為邊界層中低能氣流，導(dǎo)致進(jìn)氣流量減少及出口氣流不均勻度高[2]。同時(shí)由于飛機(jī)在高馬赫數(shù)(Ma)下飛行，在NACA進(jìn)氣口前部喉道位置容易產(chǎn)生激波，增加氣動阻力，惡化氣動性能。

因而，需對NACA進(jìn)氣口進(jìn)行氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)。徐尚成等[3]將一體化設(shè)計(jì)方法應(yīng)用于進(jìn)氣道設(shè)計(jì), 采用特征線法設(shè)計(jì)了5種不同型面的前體。喬文友等[4]提出一種基于前體激波形狀的一體化設(shè)計(jì)方法，以使進(jìn)氣道捕獲截面和唇口型線與飛行器前體激波匹配。李怡慶等[5]對圓錐流場在不同攻角條件下的氣動特征進(jìn)行分析, 以流線追蹤技術(shù)為基礎(chǔ)，發(fā)展了一種曲錐前體/三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法, 獲得了3個(gè)幾何參數(shù)對一體化方案外形和性能的影響規(guī)律。為設(shè)計(jì)低噪聲進(jìn)氣道，邱昇[6]提出了一套基于聲學(xué)伴隨方法和梯度增強(qiáng)代理模型的高效優(yōu)化設(shè)計(jì)框架。李靜等[7]提出了一種三維進(jìn)氣道沿程結(jié)冰參數(shù)分析方法，并考察了進(jìn)氣道參數(shù)對結(jié)冰的影響。在實(shí)際進(jìn)氣道工程設(shè)計(jì)上，上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院薛勇等[8]基于試驗(yàn)數(shù)據(jù)獲得的進(jìn)氣口總壓恢復(fù)系數(shù)和截面捕獲流量比關(guān)系，確定飛機(jī)極熱天巡航狀態(tài)設(shè)計(jì)工況點(diǎn)，而后根據(jù)NACA推薦尺寸比，確定最終尺寸。王赟等[9]提出在滿流量基礎(chǔ)上以燃油代償損失為綜合評價(jià)指標(biāo)進(jìn)行設(shè)計(jì)。

國外Soltani等[2]對超音速混合壓縮進(jìn)氣道進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。以總壓恢復(fù)系數(shù)、質(zhì)量流率和流畸變?yōu)檫M(jìn)氣性能指標(biāo)。結(jié)果表明，應(yīng)用邊界層抽吸上游的攝入量喉嚨可以大大提高進(jìn)氣性能的設(shè)計(jì)和非設(shè)計(jì)工況條件而不影響進(jìn)氣質(zhì)量流量。Javed等[10]采用計(jì)算流體力學(xué)方法計(jì)算了超燃沖壓發(fā)動機(jī)引擎進(jìn)氣系統(tǒng)的質(zhì)量捕獲率。

現(xiàn)有進(jìn)氣道設(shè)計(jì)研究主要針對超聲速或發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道，考慮減小發(fā)動機(jī)前進(jìn)氣畸變。設(shè)計(jì)中兼顧進(jìn)氣道進(jìn)氣噪聲及結(jié)冰等特性。對于民用客機(jī)公用系統(tǒng)進(jìn)氣道研究較少。各結(jié)構(gòu)參數(shù)對客機(jī)公用系統(tǒng)進(jìn)氣道性能參數(shù)影響特性研究較少。工程設(shè)計(jì)上直接采用基于邊界層的理論公式計(jì)算進(jìn)氣口參數(shù)，各關(guān)鍵幾何尺寸采用NACA早期推薦值，各幾何參數(shù)的具體影響機(jī)制和作用機(jī)理無法解析。且對于非平行面組成的進(jìn)氣口，斜坡底部的流動發(fā)散，且外流不平行于斜壁，有渦形成，理論模型精度不足。

為解決上述問題，現(xiàn)采用計(jì)算流體力學(xué)(computational fluid dynamics,CFD)方法建立民機(jī)公用系統(tǒng)NACA埋入式進(jìn)氣口數(shù)值模型，對其氣動特性進(jìn)行分析，并以阻力、總壓恢復(fù)系數(shù)、出口質(zhì)量流量和出口馬赫數(shù)為性能指標(biāo)進(jìn)行幾何參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)。首先，理論分析確定幾個(gè)關(guān)鍵的進(jìn)氣口幾何控制參數(shù)，通過試驗(yàn)設(shè)計(jì)(design of experiments，DoE)方法進(jìn)行參數(shù)優(yōu)化，通過統(tǒng)計(jì)回歸找出最優(yōu)的幾何參數(shù)組合結(jié)構(gòu)。并對試驗(yàn)設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行方差分析(analysis of variance, ANOVA)[11]，分析出各控制參數(shù)各自及相互影響規(guī)律。同時(shí)基于CFD計(jì)算結(jié)果詳細(xì)研究各幾何控制參數(shù)對進(jìn)氣口速度、壓力分布、渦強(qiáng)度及流線等氣動特性影響機(jī)理，最終獲得具有最佳氣動特性的進(jìn)氣口幾何結(jié)構(gòu)參數(shù)。

1 數(shù)值方法

1.1 幾何及邊界條件

所用的NACA進(jìn)氣道幾何結(jié)構(gòu)如圖1(a)所示，由進(jìn)氣口、斜坡、轉(zhuǎn)角及尾通道組成?；鶞?zhǔn)工況：出口尺寸68 mm×24 mm，斜坡高30 mm，轉(zhuǎn)角外半徑30 mm，內(nèi)半徑10 mm, 出口高度232 mm。整體計(jì)算域如圖1(b)所示，坐標(biāo)原點(diǎn)位于進(jìn)氣口前緣尖角位置，計(jì)算域進(jìn)口距離前緣尖角1 m，通氣口后1 m結(jié)束，側(cè)面各留0.5 m長，向下擴(kuò)展0.7 m。氣流經(jīng)過NACA通氣口后拐角轉(zhuǎn)90°向上連接火焰抑制器，計(jì)算采用直通口，并預(yù)留一定長度直通道。進(jìn)氣口附近表面為壁面，主流計(jì)算域四周及底面采用壓力遠(yuǎn)場邊界，進(jìn)氣口出口為壓力出口邊界條件。主流參數(shù)如表1所示。

α為斜坡角度；β為斜坡錐角；r為內(nèi)折轉(zhuǎn)半徑；R為折轉(zhuǎn)角半徑

表1 主流參數(shù)

1.2 網(wǎng)格與網(wǎng)格無關(guān)性

主流壁面和NACA進(jìn)氣口壁面采用3層棱柱層網(wǎng)格，網(wǎng)格第一層高度分別為0.025 mm和0.02 mm，保證無量綱壁面距離y+≈1[12]，由于選用k-omega SST(shear stress transfer)湍流模型，僅研究型面的影響，選擇巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)作為單一邊界條件，因此對于不同計(jì)算工況采用同一套網(wǎng)格分辨率劃分。對整個(gè)計(jì)算域進(jìn)行分區(qū)劃分混合網(wǎng)格。對于NACA進(jìn)氣口及進(jìn)口向下10 mm單獨(dú)分區(qū)采用空間分辨率1.25 mm的結(jié)構(gòu)化多面體網(wǎng)格；進(jìn)氣口四周一定范圍單獨(dú)分區(qū)采用分辨率4 mm的結(jié)構(gòu)化多面體網(wǎng)格；其他區(qū)域采用分辨率15 mm結(jié)構(gòu)化多面體網(wǎng)格。結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格以及邊界層網(wǎng)格的交界面處，采用了非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行填充。由于NACA通氣口為邊界層進(jìn)氣，非結(jié)構(gòu)填充將極大減小求解過程的數(shù)值耗散問題。整體網(wǎng)格劃分和局部網(wǎng)格細(xì)節(jié)如圖2所示。

圖2 整體和局部網(wǎng)格劃分

對網(wǎng)格進(jìn)行無關(guān)性驗(yàn)證。在不改變壁面棱柱層網(wǎng)格高度的情況下，對劃分的3個(gè)區(qū)域分別進(jìn)行加密，使得主流、靠近通氣口區(qū)域及通氣口內(nèi)部包含折轉(zhuǎn)部分增加和減少20%的節(jié)點(diǎn)，分別劃分出110萬、197萬和297萬三套網(wǎng)格。

圖3、圖4和圖5為不同網(wǎng)格數(shù)量下進(jìn)氣口軸向渦發(fā)展截面(x=0.08 m)x方向、y方向及z方向速度分布。x=0.08 m處，邊界層開始有向進(jìn)氣口內(nèi)部發(fā)展趨勢，兩個(gè)軸向渦已經(jīng)發(fā)展完成。將197萬的網(wǎng)格進(jìn)一步加密到297萬，并不能明顯改變速度分量沿展向的數(shù)值，但加密后計(jì)算的速度分布還是有輕微的變化，由于297網(wǎng)格不算太多，因此后續(xù)將采用297萬網(wǎng)格策略。

圖3 不同網(wǎng)格數(shù)量下截面(x=0.08 m)x方向速度分布對比

圖4 不同網(wǎng)格數(shù)量下截面(x=0.08 m)y方向速度分布對比

圖5 不同網(wǎng)格數(shù)量下截面(x=0.08 m)z方向速度分布對比

1.3 數(shù)值方法

穩(wěn)態(tài)RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)計(jì)算采用k-omega SST湍流模型，并采用密度基求解器求解。密度采用理想氣體定律，比熱容采用分段多項(xiàng)式，動力黏度采用Sutherland模型。湍流動能和湍流耗散率采用二階迎風(fēng)格式離散，操作壓力選為零值。壁面均為絕熱條件。

1.4 DoE設(shè)計(jì)

根據(jù)三角翼[13]與四面渦發(fā)生器[14]理論，進(jìn)口坡度對軸向渦產(chǎn)生有重要作用，而對于NACA進(jìn)氣口需加強(qiáng)軸向渦還是減弱軸向渦，文獻(xiàn)暫未給出結(jié)論?，F(xiàn)有NACA通氣口側(cè)邊根據(jù)文獻(xiàn)[15]設(shè)計(jì)，而NACA原始文獻(xiàn)中，該形狀是從三角形出發(fā)，依據(jù)減少進(jìn)口展向角度修型獲得。對于型面設(shè)計(jì)是否影響進(jìn)氣口氣動性能未有詳細(xì)分析。

如圖6所示，NACA進(jìn)氣口斜坡形狀可以簡化成兩個(gè)三角形，并用光滑曲線進(jìn)行連接[16]。根據(jù)型面曲線結(jié)果，β可保持不變以減少參數(shù)個(gè)數(shù)，且民航飛機(jī)巡航馬赫數(shù)低于1。

圖6 關(guān)鍵幾何控制參數(shù)

因此主要研究進(jìn)氣口3個(gè)關(guān)鍵幾何參數(shù)，如圖6所示分別為α、θ和折轉(zhuǎn)半徑R。在主流體域及網(wǎng)格策略不變的情況下，固定折轉(zhuǎn)角出口幾何尺寸及其下游幾何域進(jìn)行試驗(yàn)設(shè)計(jì)。對3個(gè)因素進(jìn)行三水平設(shè)計(jì)，確定3個(gè)因素對性能的影響是否有非線性；再從中篩選出8個(gè)算例，對三因素-兩水平結(jié)果進(jìn)行方差分析，獲得主要影響參數(shù)。三因素-三水平取值分析如下。

(1)α。該角度為斜坡角度。在保證折轉(zhuǎn)角不變的情況下，增大該角引起進(jìn)氣口整體縮短。根據(jù)三角翼以及四面體渦發(fā)生器理論，該角度直接影響軸向渦的形態(tài)。主流進(jìn)氣有3°的攻角，而一般平板邊界層分離擴(kuò)散角為11°，因此選取11°、13°、和15°共3個(gè)幾何變量水平，相應(yīng)的，主流對斜坡的氣動攻角為8°、10°和12°。

(2)θ。該角度為斜坡擴(kuò)張角，決定斜坡型面拐點(diǎn)位置。θ小則拐點(diǎn)靠近前緣。在NACA報(bào)告中沒有對此的描述，而是用光滑樣條曲線連接了出口與前部三角形。為了量化該型面，采用θ來控制拐點(diǎn)位置，取值范圍為36°、40°和44°。

(3)折轉(zhuǎn)角半徑R。在保證出口位置一定時(shí)，該弧度會影響進(jìn)氣口的阻力以及轉(zhuǎn)向時(shí)因面積變化導(dǎo)致的流道內(nèi)馬赫數(shù)變化。R的取值為32、40和44 mm。

三因素-三水平的試驗(yàn)設(shè)計(jì)表如表2所示。

表2 水平試驗(yàn)設(shè)計(jì)表

1.5 性能參數(shù)指標(biāo)

選取如下4個(gè)性能參數(shù)指標(biāo)作為試驗(yàn)設(shè)計(jì)的因變量。

(1)阻力D。該阻力為作用在NACA進(jìn)氣口斜坡、斜坡側(cè)面以及所有轉(zhuǎn)角面的總摩擦力與壓力之和，采用絕對值。

(2)總壓恢復(fù)系數(shù)。定義[15]為

(1)

(3)進(jìn)入進(jìn)氣口的質(zhì)量流量m，為斜坡出口拐角前截面數(shù)據(jù)。

(4)斜坡出口拐角前截面平均馬赫數(shù)。

2 結(jié)果與分析

2.1 基準(zhǔn)工況

圖7為基準(zhǔn)工況下進(jìn)氣口表面極限流線和靜壓分布圖?？梢钥闯?，在1/2軸向位置的側(cè)面上有低壓區(qū)，而靠近進(jìn)氣口折轉(zhuǎn)角位置處靜壓恢復(fù)。

圖7 基準(zhǔn)工況進(jìn)氣口表面極限流線和靜壓分布圖

表面極限流線表明斜坡底部沿流向流線呈現(xiàn)分散趨勢，因此在底部無分離。在側(cè)面靠近通氣口底部的側(cè)邊，通氣口底部流線在此聚集；在側(cè)面靠近主流的一面，側(cè)面流線在此聚集，因此可以推斷，主流在側(cè)邊卷起軸向渦，并向下游發(fā)展。但是這個(gè)軸向渦并不貼靠在斜坡底面，否則斜坡底部將會有流線匯聚的現(xiàn)象。

為更形象地分析軸向渦，選取渦量為1.03×108s-1的等值面并用靜壓染色進(jìn)行分析，如圖8所示。軸向渦從NACA進(jìn)氣口前緣形成，并且始終靠近斜坡側(cè)面與主流相交的側(cè)邊，而不靠近斜坡的底部，因此推測側(cè)邊的主流與進(jìn)氣口內(nèi)部壓差，以及側(cè)邊帶來的速度間斷面是產(chǎn)生軸向渦的關(guān)鍵，如果希望增強(qiáng)軸向渦，就需要增大壓差與間斷面，即增大斜坡角并盡量減少側(cè)邊的倒角。側(cè)邊倒角受制造工藝影響，而斜坡角α是可以設(shè)計(jì)的。觀察兩支軸向渦，發(fā)現(xiàn)在靠近進(jìn)氣口處靜壓較低，而在斜坡側(cè)邊拐點(diǎn)處，渦管上靜壓陡升。在側(cè)邊形成的軸向渦繼續(xù)向下游發(fā)展，通過90°轉(zhuǎn)角延伸至出口，而且越向下游，兩支渦管越有相互靠攏的趨勢。在轉(zhuǎn)角附近，速度方向發(fā)生變化，該處可被Q渦識別方法捕獲，并具有較低靜壓。

圖8 渦核區(qū)靜壓染色圖

2.2 DoE結(jié)果

DoE 27個(gè)算例求解的性能參數(shù)如表3所示?？梢钥闯觯谛逼陆铅翞?5°的所有組合中，進(jìn)氣口出口馬赫數(shù)均超過1，而在α為11°的所有組合中，出口馬赫數(shù)均小于1，當(dāng)α為13°時(shí)，則兩種情況均有。當(dāng)馬赫數(shù)超過1時(shí)，跨過激波面總壓損失增大，速度降低，靜壓升高。單就氣動損失而言，是不利的，然而這也是一種短距離內(nèi)快速降低流入進(jìn)氣口速度的方法。以表3中第2(α=15°)與第27(α=11°)工況為例，在其他參數(shù)不變時(shí)，盡管高α角(第2個(gè)工況)總壓恢復(fù)系數(shù)較低α角的工況縮小了11.12%，阻力降低了9.62%，但低α角流入通氣口的氣體流量增加了14.57%。

表3 DoE算例計(jì)算結(jié)果

對表3數(shù)據(jù)進(jìn)行三因素-三水平的方差分析，各因素對各性能參數(shù)的主效應(yīng)和交互效應(yīng)如圖9和圖10所示。由圖9可以看出，θ對阻力有非線性的影響，由于整體影響偏小，且上下限相對平均值小于2%，該非線性影響基本可忽略。α對4個(gè)因變量影響較其他兩個(gè)參數(shù)影響大，隨著α增大，除了出口截面馬赫數(shù)外，其他參數(shù)值均減小。因此減小α對進(jìn)氣口氣動性能提升有利。θ對4種因變量的影響在3個(gè)幾何參數(shù)中最小。除了阻力特性外，其他參數(shù)均隨θ增大而減小。出口轉(zhuǎn)折半徑R對阻力和流量影響大，且均隨著折轉(zhuǎn)半徑R增大而減小。

圖9 各因素對性能參數(shù)主效應(yīng)影響

從圖10交互效應(yīng)可以看出，阻力和質(zhì)量流量上α和θ與折轉(zhuǎn)半徑R相互影響效應(yīng)強(qiáng)；總壓恢復(fù)系數(shù)上，各因素之間相互影響弱；出口馬赫數(shù)上，α和θ之間有相互影響。由主效應(yīng)分析可知，α越小，總壓恢復(fù)系數(shù)和流量越大，進(jìn)氣口性能越好；而后根據(jù)交互效應(yīng)，在α一定時(shí)較小的折轉(zhuǎn)半徑和θ對這兩個(gè)參數(shù)有利。表3中工況7和工況27為兩個(gè)極端參數(shù)工況，可見工況27性能較佳。

圖10 各因素對性能參數(shù)交互效應(yīng)影響

2.3 工況2 和工況27結(jié)果對比

由圖9可知，α對進(jìn)氣口氣動特性影響大，且較小α、θ和折轉(zhuǎn)半徑R性能較佳，并進(jìn)一步比較工況2和工況27性能指標(biāo)，可得α=11°、θ=11°和折轉(zhuǎn)半徑R=36 mm的工況27進(jìn)氣口綜合性能最好。因而基于工況27(α=11°)和工況2(α=15°)，其他兩參數(shù)保持一致，進(jìn)一步分析α角的影響機(jī)制。

圖11為進(jìn)氣口渦核區(qū)馬赫數(shù)分布，α越小，進(jìn)口越大，進(jìn)氣口前緣氣流擠壓效果越弱，前緣位置馬赫數(shù)越小。

圖11 渦核區(qū)馬赫數(shù)分布

圖12為渦核區(qū)靜壓分布，α越小，進(jìn)氣口前緣靜壓越大，對減弱壓損有力，斜坡處渦管越長，越有利于卷吸氣流，同時(shí)渦管向折轉(zhuǎn)通道下游延伸越長，有利于加強(qiáng)下游氣流摻混，進(jìn)而利于出口氣流均勻度提升。

圖12 渦核區(qū)靜壓分布

圖13為斜坡各截面馬赫數(shù)分布，可以看出α越小，截面馬赫數(shù)分布越均勻，且數(shù)值越小。圖14 為流入進(jìn)氣口流線及斜坡各截面速度分布云圖，可以看出α越小，相同位置截面速度分布越均勻。更加均勻的速度分布有利于減小出口畸變，提升進(jìn)氣口進(jìn)氣質(zhì)量。從流線上看，α越小，壁面分離效果越弱，有利于減弱壓損和增加出口氣流均勻性。

圖13 斜坡各截面馬赫數(shù)分布

圖14 流入進(jìn)氣口流線及斜坡各截面速度分布

3 結(jié)論

(1)進(jìn)氣口軸向側(cè)面上有低壓區(qū)，在斜坡側(cè)邊靠近主流處有一對軸向渦，且越向下游，兩支渦管越靠攏。

(2)α對4個(gè)性能參數(shù)影響大，α增大，除出口截面平均馬赫數(shù)外，其他參數(shù)值均減小。θ對性能參數(shù)影響小。出口折轉(zhuǎn)半徑R對平均阻力和平均流量影響大，且均隨著R增大而減小。

(3)交互效應(yīng)可得，阻力和質(zhì)量流量上，α和θ與折轉(zhuǎn)半徑R相互影響效應(yīng)強(qiáng)。α越小，總壓恢復(fù)系數(shù)和流量越大。而后根據(jù)交互效應(yīng)，可確定較小的折轉(zhuǎn)半徑R和θ性能指標(biāo)越好。

(4)α越小，前緣位置馬赫數(shù)越小，靜壓越大，同時(shí)渦管向下游延伸越長，同截面馬赫數(shù)和速度分布越均勻，壁面分離越弱，有利于減小壓損，增加卷吸氣流，減小出口畸變，提升進(jìn)氣質(zhì)量。

綜上分析，較小α、θ和折轉(zhuǎn)半徑R的性能較佳，并進(jìn)一步比較工況2和工況27性能指標(biāo)，可得α=11°、θ=36°和折轉(zhuǎn)半徑R=36 mm的工況27進(jìn)氣口綜合性能最好。