王 亮

(神華準格爾能源有限責任公司矸石發(fā)電公司,內(nèi)蒙古 鄂爾多斯 017000)

0 引言

超聲速發(fā)動機進氣道抗反壓能力一直是沖壓發(fā)動機研究的重點和難點，國內(nèi)外對該方面也進行了大量的研究，杜瑤等[1]研究了超聲速進氣道正激波位置對渦扇發(fā)動機的動穩(wěn)態(tài)影響，通過對噴管喉道面積和壓縮部件導(dǎo)葉角的快速調(diào)節(jié)，獲得了能夠抑制正激波位置的變化規(guī)律。趙凱[2]通過高背壓改造汽輪機組軸系振動異常事件的診斷及處理研究，獲得了在處理異常的同時降低機組啟動次數(shù),減少機組的燃煤量,提高經(jīng)濟效益。姚程等[3]通過非定常數(shù)值模擬燃燒室反壓的脈動作用，獲得了激波傳播與局部彈性壁板的流固耦合的振動機理。李季等[4]通過邊界層對超燃沖壓發(fā)動機流場的影響，發(fā)現(xiàn)了不同燃料的當量比的燃燒呈現(xiàn)不穩(wěn)定的狀態(tài)，激波串在隔離段內(nèi)前后振蕩傳播現(xiàn)象。Wagner等[5]分析了進氣道/隔離段從起動到不起動過程的壓力分布情況，初次得到了壓力振蕩出現(xiàn)小喘、大喘和非振蕩現(xiàn)象。馮巖巖等[6]通過大渦模擬發(fā)現(xiàn)了微氣泡對光滑平板及部分粗糙平板湍流附面層具有較好的減阻效果。易仕和[7]開展了基于NPLS開發(fā)的密度場測量,雷諾應(yīng)力測量和氣動光學(xué)波前測量等方法研究,再現(xiàn)了邊界層、混合層,激波等典型流場結(jié)構(gòu)及其時空演化特性。Gülhan和H?berle[8]發(fā)現(xiàn)了泄流位置對超聲速進氣道唇口的激波與附面層干擾引起分離的影響，發(fā)現(xiàn)了泄流能夠顯著改善激波/邊界層干擾區(qū)域的流場結(jié)構(gòu)。Herrmann等[9]通過不同的抽吸模型實驗研究發(fā)現(xiàn)了抽吸孔具有穩(wěn)定亞臨界狀態(tài)的作用。蘇緯儀等[10]研究了分離包的前后壓差合理的設(shè)計抽吸孔，得到了抑制了附面層分離機理。董洪瑞等[11]比較了多種邊界層抽吸布局的激波與附面層干擾流動機理，分析了各種模型在不同工況下的優(yōu)缺點，為超聲速進氣道抽吸孔設(shè)計提供依據(jù)。H?berle和Gülhan[12]研究發(fā)現(xiàn)了在喉道位置安裝抽吸孔可以有效地控制不起動現(xiàn)象，而在隔離段內(nèi)采用抽吸孔并不影響進氣道的壓力分布和馬赫分布的現(xiàn)象。毛婭[13]基于CFD數(shù)值模擬設(shè)計了一種直接安裝于煙道內(nèi)的新型管道煙氣加熱裝置。發(fā)現(xiàn)了縮小相鄰兩燃燒器的中心間距能夠擴大煙道壁面處的低溫區(qū),同時使中心燃燒器火焰長度大幅減小。孫潤鵬等[14]采用吹除技術(shù)對激波附面層干擾現(xiàn)象的研究，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。Titchener等[15]通過渦流發(fā)生器有效地控制中心面展向流，采用抽吸孔控制角渦分離流，明顯提高了進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)。胡向嘉[16]分析了肋式渦流發(fā)生器對壓氣機葉柵角區(qū)分離流動的控制機理，發(fā)現(xiàn)了肋式渦流發(fā)生器安裝角不同，使得頂部流向渦會明顯變換旋向,從而導(dǎo)致渦流發(fā)生器角區(qū)分離流的相互作用出現(xiàn)較大的不同。

國內(nèi)外常采用斜抽吸孔來增加進氣道抗反壓能力，采用垂直的抽吸孔布局研究較少，也缺少深入其機理研究。本文針對兩種布局抽吸孔的進氣道進行了不同壓比的機理深入研究，重點分析了不同壓比條件下抽吸孔內(nèi)流場變化，進一步研究了進氣道從起動到不起動的進氣道激波傳播機理和壁面壓力變化，為后續(xù)類似超聲速進氣道抽吸孔設(shè)計提供基礎(chǔ)。

1 物理模型及邊界條件設(shè)置

為了較好的模擬兩種布局的進氣道抗反壓能力，在進氣道唇口反射激波與附面層干擾區(qū)域設(shè)計了兩種進出口面積相等的抽吸孔，如圖1所示，設(shè)計馬赫數(shù)為2.6，進氣道兩個壓縮角為10°和12°，在設(shè)計馬赫數(shù)下進氣道前緣兩道斜激波相交于唇口，喉道高度65 mm，等值段后是擴張段，進氣道出口為壓縮段，出口高度為145 mm。

圖1 進氣道簡化模型

下面是進氣道的邊界條件設(shè)置，進氣道為二維模型，遠前方為遠流場，來流馬赫數(shù)為2.6，靜壓為5×104，設(shè)置三個壓力出口，壓力出口初始壓力設(shè)置與來流靜壓相等，進氣道的上下壁面如圖2所示。

圖2 進氣道的邊界條件設(shè)置

2 數(shù)值方法及反壓條件設(shè)置

數(shù)值模擬采用定常的雷諾平均方法，k-ω湍流模型，隱式的二階迎風格式和密度求解器。在流場計算迭代過程的各殘差均降至6個數(shù)量級，同時進氣道進出口流量保持穩(wěn)定變化，認為是結(jié)果收斂。燃燒室反壓采用Patch方法，即在進氣道出口截一段區(qū)域設(shè)置為高壓低速，速度通常設(shè)置為亞聲速：v=80 m/s，燃燒室初始反壓設(shè)置為P=5×105Pa，進氣道內(nèi)的反壓隨著燃燒室的壓力升高而增加，進氣道壓比：PressureRatio(PR)=P/P0，在CFD計算時，P0設(shè)置為遠前方來流壓力，通過逐漸增加燃燒室的反壓，觀察正激波移動情況，當進氣道出現(xiàn)溢流時，進氣道開始出現(xiàn)不起動現(xiàn)象。如圖3所示。

圖3 模擬燃燒室反壓條件和邊界條件設(shè)置

3 數(shù)值方法驗證

為了驗證本文采用的雷諾平均數(shù)值計算方法的可靠性，采用了文獻[17]中的模型進行對比分析。其模型的楔面角分別為10°和14°，來流馬赫數(shù)為5，進口總壓為2.12×106Pa，總溫為410 K。

圖4表示了在來流馬赫5條件下SWBLI的實驗計算和數(shù)值結(jié)果。圖4(a)和圖4(c)分別表示不同楔角的實驗結(jié)果。圖4(b)和圖4(d)是相對應(yīng)的SWBLI的數(shù)值計算紋影圖。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，采用雷諾平均數(shù)值計算結(jié)果與實驗結(jié)果得到的波系結(jié)構(gòu)相同。也就是說，本文后續(xù)使用的該數(shù)值模擬方法能夠準確地仿真激波傳播的波系結(jié)構(gòu)，并對附面層的流動分離現(xiàn)象能夠較好的預(yù)測。

圖4 不同壓縮角實驗和數(shù)值模擬紋影圖比較

圖5是壁面壓力分布情況，實驗結(jié)果與數(shù)值計算結(jié)果趨勢接近，也進一步證明了該文采用的數(shù)值方法的可靠性。

圖5 壁面靜壓分布的實驗和計算結(jié)果對比

4 結(jié)果分析

為了較好的模擬燃燒室反壓，在進氣道出口設(shè)置低速高壓的邊界條件，初始壓比為PR=10。下面是不同壓比條件下的密度梯度紋影圖6，當PR=10時，帶有抽吸孔-1的進氣道出口的反壓引起的激波還沒有影響到進氣道進口流動，前緣兩道斜激波相交于進氣道唇口，反射激波與下壁面的抽吸孔后緣相交。抽吸孔前緣形成膨脹波與反射激波相交，反射激波速度增加，壓力降低。同樣，在PR=10時，帶有抽吸孔-2的進氣道出口反壓的也沒有影響到進氣道上游的流動。

圖6 不同壓比的進氣道密度梯度紋影圖

激波在喉道內(nèi)多次反射，在隨著壓比的增大，正激波逐漸向前移動。當PR=14時，兩種布局的進氣道在喉道區(qū)域形成不規(guī)則的激波，正激波已傳播到抽吸孔區(qū)域附近。

圖7是PR=15.1的密度梯度紋影圖，抽吸孔-1的進氣道正激波傳播到唇口附近，但是還沒有發(fā)生溢流，進氣道還是起動狀態(tài)。而抽吸孔-2的進氣道在進氣道唇口出現(xiàn)了溢流現(xiàn)象，同時在抽吸孔內(nèi)出現(xiàn)強的密度梯度，進氣道捕獲流量減小，進氣道出現(xiàn)不起動現(xiàn)象。

圖7 壓比PR=15.1的密度梯度紋影圖

圖8是不同壓比的馬赫分布云圖，當PR=10時，模型-1的進氣道出口的上下壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，這是由于靠近壁面的速度較小，逆度梯度較大，出口中間是超聲速。隨著壓比的增加，正激波逐漸向前移動，當壓比PR=14時，模型-1的反壓引起的正激波傳播到抽吸孔區(qū)域附近，超聲速流經(jīng)正激波壓縮后都是亞聲速流，抽吸孔內(nèi)壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，抽吸孔仍然有激波反射現(xiàn)象。同樣，模型-2的正激波也傳播到抽吸孔區(qū)域，在抽吸孔內(nèi)的壁面出現(xiàn)較大的分離現(xiàn)象，進氣道內(nèi)都是亞聲速流，兩種模型在該壓比條件下都沒有出現(xiàn)溢流現(xiàn)象，都是起動狀態(tài)。當PR=15.1時，模型-1的正激波進一步向前傳播，正激波移動到進氣道進口，進氣道內(nèi)都是亞聲速，進氣道也沒有出現(xiàn)溢流現(xiàn)象。而模型-2進氣道的進口出現(xiàn)了溢流現(xiàn)象，進氣道的捕獲流量變小，進氣道出現(xiàn)了不起動狀態(tài)。因此從上面的分析可以看出，模型-1的進氣道抗反壓能力要強于模型-2，即模型-1具有較好的起動能力。

圖8 不同壓比的進氣道馬赫分布云圖

基于上述分析，得到不同抽吸孔對進氣道抗反壓能力的影響，在不同抽吸孔內(nèi)的馬赫分布也有很大的不同。下面重點分析兩種布局抽吸孔附近的流體傳播。圖9(a)當PR=10時，模型-1由于抽吸孔前緣出現(xiàn)膨脹波，馬赫數(shù)加速到3.6,經(jīng)過抽吸孔內(nèi)的激波多次反射，在抽吸孔出口馬赫數(shù)降為2.93，進氣道喉部下游的上壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，分離包形成的膨脹波使得馬赫數(shù)上升為1.78。圖9(b)當PR=10時模型-2在抽吸孔進口馬赫數(shù)為2.78，在抽吸孔內(nèi)形成了一道強激波與抽吸孔壁面干擾，并形成激波反射，在抽吸孔內(nèi)形成一個亞聲速回流區(qū)，馬赫數(shù)降到0.12，進氣道的下壁面出現(xiàn)較小的分離波。隨著壓比的增加，當PR=13時，模型-1的激波傳播到喉部下游，激波與附面層干擾，靠近壁面的壓力相對較低，反壓的作用，進氣道上下壁面出現(xiàn)較大的分離，分離包的的速度大幅度降低。模型-2膨脹波與抽吸孔壁面相互干擾并進一步在抽吸孔內(nèi)反射，抽吸孔內(nèi)的出現(xiàn)回流渦，回流渦內(nèi)一部分流體向上，一部分是出口流向，在回流渦內(nèi)的速度降為0.2。當壓比PR=15.1時，模型-1進氣道唇口形成正激波，進氣道內(nèi)產(chǎn)生為亞聲速，正激波與下壁面干擾產(chǎn)生分離現(xiàn)象，抽吸孔進口的內(nèi)壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，在分離包的后緣形成再附激波，流體在再附區(qū)域加速成超聲速。模型-2的正激波已經(jīng)傳播到唇口前緣，進氣道出現(xiàn)溢流。抽吸孔的壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，由于進氣道壁面和抽吸孔內(nèi)的壓力差，在進氣道內(nèi)出現(xiàn)多個渦流結(jié)構(gòu)。

圖9 不同布局的抽吸孔內(nèi)馬赫分布

進一步分析不同壓比對進氣道壁面壓力影響，圖10、圖11、和圖12分析了不同壓比的下壁面壓力分布，其中Y軸為壓力無量綱。圖10首先分析了PR=10的壁面壓力，很明顯，該壓比條件下形成的正激波并沒有影響到進氣道前緣的激波流動。而模型-2后緣形成分離，模型-1較模型-2的下壁面在該點的壁面壓力稍大，模型-1在該壓比條件下使得進氣道上下壁面出現(xiàn)分離, 模型-2壁面的下壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，并且下壁面分離接近進氣道擴張段區(qū)域。

圖10 壓比PR=10的兩種進氣道下壁面壓力分布

當PR=13時，正激波傳播到喉部區(qū)域，從圖11也可以看出，模型-2的壁面壓力在抽吸孔后緣突增，整體的下壁面壓力相比模型-1偏大，壓比最大達到接近16。

圖11 壓比PR=13的兩種進氣道下壁面壓力分布

圖12所示，當PR=15.1時，模型-2下壁面壓力在抽吸孔前緣增大，即正激波傳播到進氣道進口前緣，壓比接近24，而模型-1的壁面壓比只有8，而在抽吸孔后緣區(qū)域附近的壓比小于模型-1。

圖12 壓比PR=15.1的兩種進氣道下壁面壓力分布

5 結(jié)論

基于雷諾平均數(shù)值模擬計算，得到了兩種抽吸孔布局的進氣道的抗反壓能力，研究了兩種進氣道的激波傳播特性，并重點分析了不同壓比條件下的抽吸孔內(nèi)的馬赫分布和下壁面壓力分布情況，得到了以下幾個結(jié)論：

(1)基于密度梯度紋影圖，獲得了不同壓比的進氣道內(nèi)流體分布云圖，發(fā)現(xiàn)了進氣道內(nèi)激波傳播特性，隨著反壓比的增大，在進氣道喉部區(qū)域形成較強的密度梯度。

(2)模型-1由于抽吸孔前緣出現(xiàn)膨脹波，馬赫數(shù)加速到3.6,經(jīng)過抽吸孔內(nèi)的激波多次反射，在抽吸孔出口馬赫數(shù)降為2.93；模型-2在抽吸孔進口馬赫數(shù)為2.78，在抽吸孔內(nèi)形成了一道強激波與抽吸孔壁面干擾，并形成激波反射，在抽吸孔內(nèi)形成一個亞聲速回流區(qū)，馬赫數(shù)降到0.12。

(3)隨著壓比的增大，模型-1的正激波傳播到進氣道唇口區(qū)域，進氣道內(nèi)形成亞聲速區(qū)域。由于壓力差的影響，在抽吸孔的左側(cè)壁面均出現(xiàn)較大的分離現(xiàn)象。

(4)當壓比為15.1時，模型-2的抽吸孔在左側(cè)壁面出現(xiàn)分離現(xiàn)象，進氣道出口出現(xiàn)溢流，并伴隨著不起動狀態(tài)。進氣道內(nèi)的正激波傳播到進氣道壓縮斜面，壓縮斜面壓力突增。