徐諸霖，達(dá)興亞，范召林

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000

基于五孔探針的大S彎進(jìn)氣道旋流畸變?cè)u(píng)估

徐諸霖，達(dá)興亞*，范召林

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000

背負(fù)式S彎進(jìn)氣道擁有較好的前向雷達(dá)隱身性能，同時(shí)有利于起落架布置、武器內(nèi)埋，但其出口流場(chǎng)的非均勻性會(huì)嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性。除了總壓畸變、總溫畸變的影響之外，旋流畸變也是流場(chǎng)非均勻性的一種重要體現(xiàn)。為研究背負(fù)式大S彎進(jìn)氣道的旋流畸變特性，采用美國(guó)汽車工程師協(xié)會(huì)(SAE)的旋流評(píng)估方法，利用基于五孔探針的旋轉(zhuǎn)式測(cè)量段對(duì)進(jìn)氣道出口的強(qiáng)旋流場(chǎng)進(jìn)行測(cè)量分析，入口馬赫數(shù)的范圍為0.2～0.6。所有馬赫數(shù)下旋流方向(Swirl Directivity, SD)和旋流對(duì)數(shù)(Swirl Pairs, SP)變化不大，均顯示出口旋流為對(duì)旋模式，與理論分析和數(shù)值計(jì)算結(jié)果吻合。同時(shí)，測(cè)量的對(duì)旋渦呈現(xiàn)出弱非對(duì)稱性，最大旋流角超過40°，旋流強(qiáng)度(Swirl Intensity, SI)從內(nèi)環(huán)的6°增加到外環(huán)的13°左右，且在馬赫數(shù)小于0.5的范圍內(nèi)沒有明顯變化。本文研究表明，雖然SAE的旋流畸變計(jì)算方法中部分指標(biāo)可以有效識(shí)別出大S彎進(jìn)氣道的旋流模式，但是旋流強(qiáng)度指標(biāo)卻明顯不能表現(xiàn)出對(duì)旋渦的強(qiáng)旋狀態(tài)，制約了其在該類進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性評(píng)估中的應(yīng)用。

S彎進(jìn)氣道;五孔探針;旋渦;分離流動(dòng);旋流畸變

隨著S彎進(jìn)氣道的普及應(yīng)用，與旋流相關(guān)的進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性問題越來越突出，比如使用大S彎進(jìn)氣道的無人機(jī)[1-2]、具有邊界層吸入式進(jìn)氣道的N+3代客機(jī)[3]。影響發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定的因素除了旋流強(qiáng)度之外還有旋流方向：與發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反的旋流會(huì)引起發(fā)動(dòng)機(jī)失速、喘振[4]，嚴(yán)重時(shí)甚至導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車[5]；正向旋流將影響發(fā)動(dòng)機(jī)的推力效率，使耗油率上升[6]。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[7]。

旋流是一種典型的橫向分離流動(dòng)，其產(chǎn)生與進(jìn)氣道內(nèi)部的二次流動(dòng)和分離渦密切相關(guān)，而這兩者是由于氣流通過彎道時(shí)的離心壓力梯度所導(dǎo)致的[8]，而大S彎進(jìn)氣道具有更大的彎度，其離心壓力梯度會(huì)更大，因此其出口旋流強(qiáng)度會(huì)顯著增大。美國(guó)汽車工程師協(xié)會(huì)(Society of Automotive Engineers，SAE)總結(jié)了旋流的類型、產(chǎn)生及其影響和旋流評(píng)估等問題，發(fā)布了旋流評(píng)估指南Aerospace Information Report 5686 (AIR 5686)[8]。Honeywell發(fā)動(dòng)機(jī)公司的Sheoran等[9]發(fā)現(xiàn)整體渦對(duì)壓氣機(jī)的影響大于對(duì)渦和局部渦，但是對(duì)渦對(duì)壓氣機(jī)流量、效率、總壓比也有削弱，當(dāng)其存在時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作范圍降到只有原來的2/3[10]。

國(guó)內(nèi)對(duì)S彎進(jìn)氣道也有一定程度的研究。張曉飛等[11]發(fā)現(xiàn)水平飛行狀態(tài)下的S彎進(jìn)氣道也存在對(duì)渦旋流，且結(jié)構(gòu)不隨攻角變化；側(cè)滑狀態(tài)下，對(duì)渦旋流逐漸演變?yōu)檎w渦且旋流強(qiáng)度較大，極易引發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)喘振或者熄火。謝文忠和郭榮偉[12]研究了位于腹下且無隔道的跨聲速大偏距S彎進(jìn)氣道，發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道第二拐點(diǎn)處的對(duì)渦導(dǎo)致了進(jìn)氣道出口截面總壓畸變區(qū)域偏大，飛行攻角和側(cè)滑角對(duì)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)的影響不大。葉飛等[13]設(shè)計(jì)了一種可調(diào)葉片式旋流發(fā)生器，模擬了偏置對(duì)渦旋流，發(fā)現(xiàn)隨著旋流向下游發(fā)展，在旋流誘導(dǎo)速度的作用下，2個(gè)旋流中心會(huì)按照較強(qiáng)旋流的方向產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)。目前，對(duì)畸變的控制技術(shù)主要有主動(dòng)與被動(dòng)2種。主動(dòng)控制技術(shù)以射流控制為主，例如劉雷等[14]對(duì)進(jìn)氣道附面層進(jìn)行小角度吹氣模擬，發(fā)現(xiàn)在流動(dòng)分離處前方第一個(gè)拐點(diǎn)吹氣對(duì)旋流畸變強(qiáng)度有一定程度的減弱；被動(dòng)控制技術(shù)以擾流片控制為主，例如李大偉和馬東立[15]通過在進(jìn)氣道安裝小型導(dǎo)流葉片降低了S彎進(jìn)氣道的總壓畸變指數(shù)，且對(duì)總壓恢復(fù)系數(shù)影響極小。

總的來說，旋流對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的影響問題已經(jīng)得到國(guó)內(nèi)外的廣泛重視。但是，旋流對(duì)下游發(fā)動(dòng)機(jī)的影響卻一直是理論研究與試驗(yàn)研究的難題，一方面是由于旋流測(cè)量和模擬的難度，另一方面則是發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)進(jìn)氣道旋流場(chǎng)的影響要遠(yuǎn)大于總壓畸變,也即發(fā)動(dòng)機(jī)可能會(huì)改變旋流特性。因此，開展單獨(dú)進(jìn)氣道的旋流畸變研究，是進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性評(píng)估、發(fā)動(dòng)機(jī)與旋流之間的相互作用分析的重要基礎(chǔ)。

本文針對(duì)某背負(fù)式大S彎進(jìn)氣道，首先通過計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(Computational Fluid Dynamics， CFD)方法對(duì)大S彎進(jìn)氣道旋流場(chǎng)進(jìn)行模擬分析，再采用基于五孔探針的測(cè)量段和SAE旋流畸變?cè)u(píng)估方法，對(duì)進(jìn)氣道出口截面的旋流進(jìn)行了測(cè)量與評(píng)定。通過對(duì)比試驗(yàn)與計(jì)算2種結(jié)果來分析旋流模式、強(qiáng)度與來流之間的關(guān)系，加深對(duì)進(jìn)氣道出口流場(chǎng)旋流畸變的認(rèn)識(shí)，進(jìn)而為旋流畸變對(duì)背負(fù)式大S彎進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性影響的評(píng)估奠定基礎(chǔ)。

1 旋流測(cè)量方法

1.1 大S彎進(jìn)氣道模型和試驗(yàn)方法

圖1 進(jìn)氣道在飛翼模型中的安裝位置
Fig.1 Installation position of inlet in flying-wing model

1.2 大S彎進(jìn)氣道測(cè)量段面臨的問題

傳統(tǒng)進(jìn)氣道試驗(yàn)使用固定的總壓測(cè)量耙測(cè)量出口截面的總壓分布，一般在周向分布6耙、8耙或者12耙，每個(gè)耙上安裝5個(gè)皮托管式總壓探針，耙間相對(duì)位置比較固定，所以測(cè)得的數(shù)據(jù)表現(xiàn)出來的規(guī)律不具有較強(qiáng)的連續(xù)性，因此，常常需要增加測(cè)試工作量來提高數(shù)據(jù)的連續(xù)性[17]。這種方法適用于流向角不大的情況，當(dāng)流向角增大后，可以使用Kiel探針或者五孔探針，其中Kiel探針不能測(cè)量流向角，只能測(cè)量總壓。由于進(jìn)氣道出口流場(chǎng)沿周向變化劇烈，當(dāng)測(cè)量耙間隔過大時(shí)有可能不能分辨出真實(shí)的畸變圖譜，進(jìn)而影響畸變的評(píng)估結(jié)果。因此，本文采用基于五孔探針的旋轉(zhuǎn)測(cè)量段。

1.3 五孔探針測(cè)量段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

圖2 五孔探針測(cè)量段示意圖
Fig.2Schematic of five-hole probe measurement section

五孔探針測(cè)量段如圖2所示。探針由測(cè)量段的外壁面嵌入進(jìn)氣道出口流場(chǎng)中，受探針制造、校準(zhǔn)等諸多因素的影響，在周向僅安裝了3個(gè)L型五孔探針，彼此間隔為120°。探針尾部與軸向步進(jìn)電機(jī)連接，由電機(jī)自動(dòng)控制其徑向移動(dòng)。在軸向電機(jī)上集成了相對(duì)編碼器，配合專用的電機(jī)驅(qū)動(dòng)器，使步長(zhǎng)達(dá)到了0.007 9 mm。測(cè)量段的周向轉(zhuǎn)動(dòng)采用的是手動(dòng)方式，探針會(huì)隨著測(cè)量段一起轉(zhuǎn)動(dòng)，從而實(shí)現(xiàn)任意周向站位的測(cè)量。

1.4 測(cè)量位置

根據(jù)美國(guó)SAE的總壓測(cè)量規(guī)范，在徑向等面積中心布置5個(gè)測(cè)量點(diǎn)，周向測(cè)量角度間隔10°，總共測(cè)點(diǎn)數(shù)為180個(gè)，如圖3所示。在圖3中，從外向內(nèi)依次標(biāo)識(shí)為環(huán)1～環(huán)5，底部位置的周向角(θ)標(biāo)識(shí)為0°，并沿順時(shí)針方向遞增。由于探針為120°等間隔分布，因而只需要13個(gè)周向測(cè)量角度便可以測(cè)得整個(gè)扇面的數(shù)據(jù)。

圖3 測(cè)量點(diǎn)位置
Fig.3 Positions of measurement points

1.5 五孔探針參數(shù)及數(shù)據(jù)處理方法

所使用的3個(gè)L型五孔探針為美國(guó)Aeroprobe公司的產(chǎn)品。如圖4所示，探針頭部為圓錐形，軸的長(zhǎng)度為152.4 mm、直徑為4.8 mm，頭部長(zhǎng)25.4 mm、直徑為3.18 mm，尾部的5根測(cè)壓管連接到壓力掃描閥的測(cè)壓端口。該探針由Aeroprobe公司校準(zhǔn)，校準(zhǔn)馬赫數(shù)為0.1～1.5，流向角精度為0.4°，速度精度為0.8%，氣流測(cè)量角為60°[18]。

圖4 五孔探針參數(shù)
Fig.4 Parameters of five-hole probe

圖5 兩種方法的處理結(jié)果(位置：環(huán)4，θ=170°)
Fig.5Results of two methods (position: Ring 4, θ=170°)

采用五孔探針測(cè)量復(fù)雜流場(chǎng)時(shí)，壓力信號(hào)從毛細(xì)管引出，需要一定穩(wěn)壓時(shí)間，所以在測(cè)量脈動(dòng)流場(chǎng)時(shí)會(huì)受到一定影響。本文分析了2種數(shù)據(jù)處理方法對(duì)結(jié)果的影響，如圖5所示，其中：圖5(a)為采用局部最小二乘(Local-Least Squares，LLS)擬合方法的結(jié)果，圖5(b)為采用分區(qū)擬合(Sector Fitting，SF)方法的結(jié)果。LLS方法是Aeroprobe推薦的數(shù)據(jù)處理方法，其優(yōu)點(diǎn)是精度高，但處理速度慢。SF方法使用探針壓力測(cè)值最大的點(diǎn)確定一個(gè)分區(qū)，讀取對(duì)應(yīng)分區(qū)的擬合系數(shù)，再進(jìn)行快速擬合[19-20]，雖然精度稍低，但處理速度更快。如圖5所示，LLS方法幾乎在所有的點(diǎn)都能處理出結(jié)果，但是壓力波動(dòng)十分劇烈，使得這些值失去了統(tǒng)計(jì)意義。相反，SF方法具有更好的處理結(jié)果，除少數(shù)點(diǎn)返回0外，其余點(diǎn)的波動(dòng)量顯著減小，且有效數(shù)據(jù)點(diǎn)較多。

2 旋流的定義和計(jì)算方法

2.1 旋流角的定義

考慮到不同因素的影響，例如物理參數(shù)、進(jìn)氣道構(gòu)造、旋流特征等，進(jìn)氣道旋流可以分為4種[8]：整體渦旋流(Bulk Swirl)、對(duì)渦旋流(Paired Swirl)、橫向渦旋流(Cross-Flow Swirl)、集中渦旋流(Tightly-Wound Swirl)。集中渦旋流一般產(chǎn)生于當(dāng)進(jìn)氣道在地表或近地面吸入地表的旋渦之后，而橫向渦旋流大多在渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道中產(chǎn)生。整體渦旋流與對(duì)渦旋流普遍出現(xiàn)于當(dāng)今絕大多數(shù)現(xiàn)役戰(zhàn)機(jī)進(jìn)氣道之中，本文所研究的大S彎進(jìn)氣道中的旋流即為對(duì)渦旋流，為了區(qū)分不同旋流模式和構(gòu)建相關(guān)旋流指標(biāo)，本文引入旋流角α這一參數(shù)。α為出口截面上周向速度Uθ與軸向速度Ux的夾角，具體表達(dá)式為

(1)

本文規(guī)定從進(jìn)氣道出口往入口看，逆時(shí)針為正向。

2.2 旋流畸變指標(biāo)

本文使用 AIR 5686[8]標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定中對(duì)旋流畸變參數(shù)的定義和旋流指標(biāo)體系，基于環(huán)面定義以下4種旋流指標(biāo)：

(2)

(3)

2) 旋流強(qiáng)度(Swirl Intensity，SI)。旋流強(qiáng)度為絕對(duì)周向旋流角的加權(quán)平均值，且不具有方向性，其表達(dá)式為

(4)

3) 旋流方向(Swirl Directivity，SD)。旋流方向表示對(duì)渦中主導(dǎo)旋流的旋轉(zhuǎn)方向，其表達(dá)式為

(5)

其值正負(fù)代表了對(duì)渦整體旋向，其值大小代表了旋流與風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)向的擬合程度,范圍為-1～+1：當(dāng)其值為+1時(shí)，出口截面存在唯一與壓氣機(jī)轉(zhuǎn)向一致的正向整體渦旋流；當(dāng)其值為-1時(shí)，出口截面存在唯一與壓氣機(jī)轉(zhuǎn)向相反的負(fù)向整體渦旋流；當(dāng)其值介于-1和+1之間時(shí)，出口截面存在對(duì)渦。

4) 旋流對(duì)數(shù)(Swirl Pairs，SP)。旋流對(duì)數(shù)表示出口截面所存在對(duì)渦數(shù)目，其表達(dá)式為

(6)

針對(duì)單對(duì)渦旋流來說，當(dāng)SP的值為+1時(shí)，表示存在1對(duì)對(duì)稱對(duì)渦；當(dāng)其值介于+0.5與+1之間時(shí)，表示存在1對(duì)非對(duì)稱對(duì)渦；當(dāng)其值為+0.5時(shí)，表示存在單個(gè)正/負(fù)旋向的整體渦；對(duì)于復(fù)雜的旋流狀態(tài)，SP值是沒有上限的，例如SP=2時(shí)，代表2對(duì)對(duì)渦。圖6為風(fēng)扇/壓氣機(jī)旋轉(zhuǎn)方向?yàn)槟鏁r(shí)針且只存在1個(gè)對(duì)渦時(shí)的SP、SD示意圖[8]。

上述4項(xiàng)旋流畸變指數(shù)均適用于不同旋流類型，對(duì)比以前所使用的旋流畸變指數(shù)SC(60)等，更能全面描述旋流畸變模式[21-22]。

圖6 SP、SD示意圖
Fig.6 Schematic of SP and SD

圖7 單對(duì)對(duì)稱渦旋流第i環(huán)旋流角分布
Fig.7Swirl angle of the ith ring of symmetric single paired swirl

3 旋流畸變分析

3.1 進(jìn)氣道旋流演變分析

首先借助CFD計(jì)算結(jié)果對(duì)管內(nèi)流動(dòng)進(jìn)行分析。雖然CFD在模擬大S彎進(jìn)氣道強(qiáng)分離流方面還存在一些不足，但可為認(rèn)清基本流動(dòng)狀態(tài)提供依據(jù)，也可以為試驗(yàn)提供參考。

計(jì)算域包含入口等直段、進(jìn)氣道和出口等直段，計(jì)算網(wǎng)格約780萬，選用Spalart-Allmaras模型，入口給定總溫、總壓邊界條件，出口給定流量邊界條件，雷諾數(shù)取試驗(yàn)值。圖8給出了計(jì)算得到的馬赫數(shù)Ma=0.5時(shí)的進(jìn)氣道軸向剖面的總壓恢復(fù)系數(shù)和流線分布，其中pt0為入口總壓，p0為當(dāng)?shù)乜倝?，軸向X=625 mm截面為進(jìn)氣道出口截面，X=0 mm截面為進(jìn)氣道入口截面。其他馬赫數(shù)下的畸變圖譜和流線分布與圖8十分類似，本文不再給出。從圖8中可以看出，出口截面上部具有一個(gè)較大的分離區(qū)。

圖8 進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)和流線分布(Ma=0.5)
Fig.8Distributions of total pressure recovery coefficient and streamline of inlet (Ma=0.5)

圖9 內(nèi)部截面總壓恢復(fù)系數(shù)和旋流分布(Ma=0.5)
Fig.9Distributions of total pressure recovery coefficient and swirl of internal sections (Ma=0.5)

圖9展示了大S彎進(jìn)氣道8個(gè)剖面上的總壓恢復(fù)系數(shù)和旋流分布。可以看出，從入口至出口，管道剖面形狀從半橢圓形演變?yōu)橹睆綖?50 mm的圓形。X=0，89 mm時(shí)，截面位于進(jìn)氣道第1個(gè)彎道區(qū)域，氣流隨著彎道均勻地向下流動(dòng)，并未出現(xiàn)旋渦。當(dāng)X=179 mm時(shí)，截面下方兩側(cè)出現(xiàn)較小的圓形低壓區(qū)，而此時(shí)并沒有旋渦形成，但當(dāng)X=268 mm時(shí)，截面位于大S彎進(jìn)氣道最大偏移截面，同時(shí)也是第1個(gè)彎道的末端、第2個(gè)彎道的始端，截面左、右下角出現(xiàn)旋渦。當(dāng)氣流進(jìn)入第2個(gè)彎道時(shí)，兩側(cè)旋渦逐漸耗散，而上部流動(dòng)分離區(qū)增大，總壓恢復(fù)系數(shù)下降到0.82，為全流道最低數(shù)值。在進(jìn)氣道后半段，上部較大低壓區(qū)與下部?jī)蓚?cè)較小低壓區(qū)的作用范圍不斷擴(kuò)大，但總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸提高，同時(shí)在上部低壓區(qū)形成較大的對(duì)渦。因此，上半部的旋流應(yīng)是試驗(yàn)測(cè)量的重點(diǎn)。

3.2 旋流角測(cè)量結(jié)果與計(jì)算結(jié)果的對(duì)比分析

圖10給出了Ma=0.5時(shí)試驗(yàn)和計(jì)算得到的旋流角云圖與速度矢量圖。兩種結(jié)果相同點(diǎn)表現(xiàn)為：旋流角都呈現(xiàn)出水平反對(duì)稱分布，上半截面都存在較強(qiáng)的對(duì)渦且兩側(cè)旋流角最大值的絕對(duì)值均超過了40°；下半截面旋流角在±10°以內(nèi)且兩側(cè)均存在小范圍旋流角激增區(qū)，速度在此區(qū)域有所波動(dòng)，但并未形成渦流。不同點(diǎn)表現(xiàn)為：計(jì)算結(jié)果對(duì)渦分布是均勻?qū)ΨQ的，而試驗(yàn)結(jié)果中右側(cè)渦作用范圍略大于左側(cè)渦，右側(cè)大旋流角區(qū)域也大于左側(cè)。值得注意的是，計(jì)算結(jié)果在上半截面靠近中心的區(qū)域預(yù)測(cè)到一對(duì)反對(duì)稱旋流角激增區(qū)，這一區(qū)域?qū)?yīng)著渦的反向回流，而試驗(yàn)旋流角云圖中并不能明顯看出這一回流區(qū)，說明試驗(yàn)中這一區(qū)域的旋流角較小。比較試驗(yàn)和計(jì)算相同測(cè)點(diǎn)的速度矢量，可以看出，試驗(yàn)中的對(duì)渦區(qū)域向左偏置，計(jì)算中的對(duì)渦區(qū)域?qū)ΨQ性很好，兩者反映出的對(duì)渦旋向是一致的，從而得出：計(jì)算結(jié)果對(duì)于對(duì)渦位置的大旋流角區(qū)域的預(yù)測(cè)是比較準(zhǔn)確的，但是并沒有反映出回流區(qū)旋流角的真實(shí)大小。

圖10 出口截面旋流角和速度矢量的分布(Ma=0.5)
Fig.10Distributions of swirl angle and velocity vector on outlet section (Ma=0.5)

對(duì)于對(duì)渦旋流呈現(xiàn)非對(duì)稱分布問題，麻省理工學(xué)院Tournier[23]曾發(fā)現(xiàn)大S彎進(jìn)氣道的分離拓?fù)涑尸F(xiàn)出弱不對(duì)稱性，并指出這是由于真實(shí)流場(chǎng)中對(duì)稱結(jié)構(gòu)的不穩(wěn)定性引起的。Tournier使用的8耙總壓測(cè)量段測(cè)得的非對(duì)稱性并不明顯，這與文獻(xiàn)[16]中12耙總壓測(cè)量段測(cè)得的弱不對(duì)稱總壓圖譜類似。由于實(shí)際的弱不對(duì)稱性并不是簡(jiǎn)單的圖譜周向平移或者錯(cuò)位，所以可以排除探針測(cè)量位置不對(duì)稱的因素。文獻(xiàn)[13]中提到在進(jìn)氣道入口設(shè)置偏置的對(duì)渦旋流，隨著氣流向下游發(fā)展，在旋流誘導(dǎo)速度的作用下，2個(gè)旋流中心會(huì)按照較強(qiáng)旋流的方向產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)，而來流在入口截面的周向速度分量決定了入口旋流是否偏置，所以入口氣流的均勻性也可能是引發(fā)出口截面對(duì)渦不對(duì)稱的誘因之一。所以本文推斷這種旋流不對(duì)稱性與分離拓?fù)涞奈⑷醪粚?duì)稱性有關(guān)，而進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)加工中存在的微小誤差和來流的不均勻性可能是觸發(fā)流動(dòng)不穩(wěn)定、誘導(dǎo)非對(duì)稱分離拓?fù)涞闹饕颉?/p>

圖11是試驗(yàn)測(cè)量的其他馬赫數(shù)下出口截面的旋流角分布云圖和速度矢量圖。大體上，各馬赫數(shù)下旋流角云圖均表現(xiàn)出一致的規(guī)律：呈現(xiàn)出具有弱不對(duì)稱性的八字分布，上半面旋流角大于下半面，右面大旋流角區(qū)域略大于左面。從而得出，在中低亞聲速流動(dòng)中，馬赫數(shù)對(duì)旋流角的影響是很有限的。

圖11 不同馬赫數(shù)下出口截面的旋流角和速度矢量分布
Fig.11 Distributions of swirl angle and velocity vector on outlet section at different Mach numbers

圖12 各環(huán)旋流角曲線(Ma=0.5)
Fig.12 Curve of swirl angle of each ring (Ma=0.5)

圖12為馬赫數(shù)為0.5時(shí)，出口截面的各環(huán)旋流角變化曲線，橫坐標(biāo)為0°～360°。與圖3不同的是，圖12的0°起點(diǎn)在出口截面的正上方(圖3中的180°位置)，角度遞增方向?yàn)轫槙r(shí)針。數(shù)值上，各環(huán)曲線從0°到360°大致處于下降趨勢(shì)。最內(nèi)環(huán)變化最平穩(wěn)，由內(nèi)到外，振蕩幅度逐漸增大，在最外環(huán)的300°和50°方位，幅值從10°陡增到接近40°的峰值。最大峰值一般出現(xiàn)在20°和340°方位，為大低壓區(qū)的對(duì)渦區(qū)域；最小值出現(xiàn)在周向180°附近，其幅值為0°，曲線數(shù)值符合反對(duì)稱規(guī)律。

3.3 旋流模式分析

圖13為在不同馬赫數(shù)下各環(huán)旋流方向SD的分布。從圖中可以看出，無論馬赫數(shù)在0.2～0.6之間如何變化，對(duì)渦總體方向?yàn)檎?，從外到?nèi)，旋向呈現(xiàn)由一般到弱、再到強(qiáng)的正向旋流變化趨勢(shì)，其中環(huán)3的旋流表現(xiàn)出最弱的同向性，SD平均值只有0.125 4，環(huán)5呈現(xiàn)最大占比的正向旋流，平均SD值達(dá)到0.275 4，而且從環(huán)4到環(huán)5，正旋程度增幅達(dá)到88.6%。

圖13 不同馬赫數(shù)下SD分布圖
Fig.13 Distributions of SD at different Mach numbers

圖14 不同馬赫數(shù)下SP分布圖
Fig.14 Distributions of SP at different Mach numbers

圖14為在不同馬赫數(shù)下各環(huán)旋流對(duì)數(shù)SP的分布。SP的值代表出口截面上對(duì)渦的個(gè)數(shù)，從Ma=0.2到Ma=0.6，各環(huán)SP均未超過1，所以出口狀態(tài)為單對(duì)渦旋流。另外，環(huán)3的平均SP值最大，表明該環(huán)對(duì)渦對(duì)稱性較好；環(huán)5的平均SP值最小，其值只有0.78，表明該環(huán)對(duì)渦對(duì)稱性較差。對(duì)比圖13與圖14可知，由于SP與SD兩者之間存在一定的反比關(guān)系，因而所表現(xiàn)出來的特征規(guī)律是一致的，即對(duì)渦中2個(gè)子渦旋向相互抵消程度越大(SD趨于0)，對(duì)稱性越好(SP趨于1)。改變馬赫數(shù)，各環(huán)SP值變化幅度的平均值在1.7%左右，綜合SD值的變化可以得出：來流速度對(duì)各環(huán)對(duì)渦的旋向與對(duì)數(shù)影響也不明顯。

3.4 旋流強(qiáng)度分析

圖15 不同馬赫數(shù)下SS分布圖
Fig.15 Distributions of SS at different Mach numbers

圖15為在不同馬赫數(shù)下各環(huán)平均旋流角SS的分布。可以看出，在馬赫數(shù)不變的條件下，正負(fù)平均旋流角從外向內(nèi)，其絕對(duì)值逐漸減小，但正平均旋流角絕對(duì)值始終大于負(fù)平均旋流角絕對(duì)值。增大馬赫數(shù)，各環(huán)正負(fù)平均旋流角表現(xiàn)出先減小后增大的趨勢(shì)。馬赫數(shù)為0.6時(shí)，各環(huán)正平均旋流角的平均值最大為12.41°，各環(huán)負(fù)平均旋流角的平均值的絕對(duì)值最大為9.61°。所以，平均旋流角變化的幅度與入口馬赫數(shù)的關(guān)系也不大。

圖16為在不同馬赫數(shù)下各環(huán)旋流強(qiáng)度SI的分布。SI絕對(duì)值大小反映了旋流畸變劇烈程度。5種馬赫數(shù)狀態(tài)表現(xiàn)出的趨勢(shì)相似，從內(nèi)環(huán)到外環(huán)旋流強(qiáng)度逐級(jí)增大，最外環(huán)平均旋流強(qiáng)度為12.9°，超過最內(nèi)環(huán)的2倍?？梢钥闯觯隈R赫數(shù)小于0.5的范圍內(nèi)SI基本保持不變，而馬赫數(shù)為0.6時(shí)SI有稍微明顯的變化。但是，SI僅僅只是代表一個(gè)平均程度，對(duì)于超過±15°的旋流角來說，各環(huán)的差異是很大的，所以該旋流強(qiáng)度指數(shù)并沒有反映該進(jìn)氣道旋流的真實(shí)強(qiáng)度，表明該指標(biāo)并不能完全表征對(duì)旋渦的強(qiáng)旋流狀態(tài)。

圖16 不同馬赫數(shù)下SI分布圖
Fig.16 Distributions of SI at different Mach numbers

4 結(jié) 論

本文對(duì)某大S彎進(jìn)氣道的旋流流場(chǎng)進(jìn)行了測(cè)量與分析，明確了旋流畸變特性，結(jié)論如下：

1) 該進(jìn)氣道的旋流為對(duì)旋模式，且各環(huán)為單對(duì)渦旋流，大旋流角主要集中在上半部分，外環(huán)的旋流角達(dá)到近40°，旋流強(qiáng)度超過12°，旋流強(qiáng)度由外環(huán)至內(nèi)環(huán)逐漸減弱。

2) 研究范圍內(nèi)，入口馬赫數(shù)與進(jìn)氣道出口旋流畸變形式以及分布規(guī)律的相關(guān)性較弱，對(duì)畸變角度和強(qiáng)度的影響不大，所以馬赫數(shù)對(duì)該進(jìn)氣道分離渦形態(tài)的影響也不大。

3) 相比傳統(tǒng)12耙總壓測(cè)量段測(cè)得的總壓畸變圖譜所呈現(xiàn)的對(duì)稱性，五孔探針測(cè)量段在進(jìn)行周向加密之后測(cè)量的旋流場(chǎng)卻呈現(xiàn)出弱非對(duì)稱性，正向旋渦占據(jù)更大區(qū)域，且強(qiáng)度也大于反向旋渦。

4) 該進(jìn)氣道的非對(duì)稱旋流的成因可能與流動(dòng)不穩(wěn)定性、入口均勻性、模具精度等因素有關(guān)，但需進(jìn)一步的試驗(yàn)與驗(yàn)證。

5) SAE方法能夠準(zhǔn)確判斷出進(jìn)氣道的對(duì)旋畸變模式，但畸變強(qiáng)度指標(biāo)卻不能表現(xiàn)出對(duì)旋渦的強(qiáng)旋流狀態(tài)，可能會(huì)影響其在相容性評(píng)估中的應(yīng)用。

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five-holeprobe

XUZhulin,DAXingya*,FANZhaolin

HighSpeedAerodynamicsInsititute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

ThedorsalS-shapedinletpossessesanexcellentabilityofforwardradarstealthandbenefitsthedisposaloflandinggearsandthemissile,butthenon-uniformflowfieldintheoutletinfluencesthestabilityoftheengineseriously.Besidestotalpressuredistortionandtotaltemperaturedistortion,swirldistortionisalsooneimportantembodimentofnon-uniformity.Toresearchthecharacteristicsofswirldistortion,thispaperusestheassessmentmethodologyofSocietyofAutomotiveEngineers(SAE)andarotationalfive-hole-probe-basedmeasurementtoassessthehighlyswirlingflowfieldofthedorsalserpentineinletatMachnumbersbetween0.2and0.6.TheresultsindicatethatthechangeoftheSwirlDirectivity(SD)andSwirlPairs(SP)isnotapparentduringtheappointedmachrange,andthereisapairedswirlinweaksymmetryintheoutlet.Themaximumswirlangleismorethan40°.SwirlIntensity(SI)increasesfrom6°intheinternalringto13°intheexternalring,withoutapparentchangeatMachnumbersbelow0.5.AlthoughtheassessmentofSAEhasidentifiedthemodeofswirl,itsswirlintensitydescriptordoesnotmanifestthestateofhighswirling,impedingtheapplicationofSAE’sassessmentmethodologytoassessmentofconsistencybetweeninletsandengines.

S-shapedinlet;five-holeprobe;vortex;separatedflow;swirldistortion

2017-04-21；

2017-05-16；

2017-06-27；Publishedonline2017-07-071148

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171205.html

NationalNaturalScienceFoundationofChina(11602291)

.E-maildxingya@163.com

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121342

2017-04-21；退修日期2017-05-16；錄用日期2017-06-27；網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間2017-07-071148

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171205.html

國(guó)家自然科學(xué)基金(11602291)

.E-maildxingya@163.com

徐諸霖，達(dá)興亞，范召林．基于五孔探針的大S彎進(jìn)氣道旋流畸變?cè)u(píng)估J． 航空學(xué)報(bào),2017,38(12):121342.XUZL,DAXY,FANZL.Assessmentofswirldistortionofserpentineinletbasedonfive-holeprobeJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(12):121342.

V211

A

1000-6893(2017)12-121342-10

王嬌)

Assessmentofswirldistortionofserpentineinletbasedon