王衛(wèi)星，朱婷，張仁濤，李宥晨

1. 南京航空航天大學 能源與動力學院，南京 210016 2. 中國商飛上海飛機設(shè)計研究院，上海 200120

近年來，三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道由于其壓縮效率高、流量捕獲特性好、軸向尺寸小等優(yōu)點[1-4]逐漸成為各國學者研究的熱點。內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道性能主要受設(shè)計方法與基準流場2個因素影響，目前針對這2方面國內(nèi)外均開展了大量研究工作。內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道設(shè)計方法方面， Smart等[5-8]采用幾何過渡方法設(shè)計了方轉(zhuǎn)橢圓的三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道——矩轉(zhuǎn)橢圓(REST)進氣道，賀旭照等[9]采用特征線法獲得了兩類進口異形、出口圓形的截面漸變式三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道，尤延鋮等[10-13]設(shè)計了氣動過渡的變截面內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道，肖雅斌等[14]通過調(diào)整吻切面內(nèi)基準流場中心線位置提出了等收縮比變截面三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道設(shè)計方法。Matthews和Jones[15]采用特征線方法設(shè)計了等壓比的內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道。基準流場設(shè)計方面，張堃元團隊系統(tǒng)開展了基于壁面壓升規(guī)律[16]、馬赫數(shù)分布規(guī)律[17]控制的基準流場設(shè)計方法。喬文友等[18]基于逆特征線法提出了沿程壓縮規(guī)律和喉道流場參數(shù)同時可控的基準流場設(shè)計方法,該方法在滿足給定壓縮規(guī)律的同時可以使喉道截面內(nèi)的速度方向與軸線平行。同時，喬文友等[19]基于特征線法開展了喉道速度方向可控的內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道設(shè)計。上述研究主要集中在三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道設(shè)計方面，基本建立了該類進氣道的設(shè)計體系，流場重構(gòu)與控制涉及較少。

同時，內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道存在自起動困難、流場參數(shù)分布不均[20-21]等突出流動問題，這些給進氣道馬赫數(shù)工作范圍與抗反壓能力帶來不利影響，需要采取相應的流動控制措施，目前該方面也開展了相關(guān)研究。南向軍等[22]采用唇口部分切除措施改善內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道的起動性能。該技術(shù)措施結(jié)構(gòu)簡單，無需額外調(diào)節(jié)裝置，但進氣道排除了高品質(zhì)氣流，不利于進一步改善推進系統(tǒng)的性能。田方超等[23-24]系統(tǒng)分析了內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道口面形狀及泄流槽對進氣道起動性能的影響，研究指出一定范圍內(nèi)進氣道口面寬高比越大,自起動能力越強；將泄流槽布置于分離包后部可有效改善進氣道自起動性能。Jacobsen等[25]、Andreas和Ali[26]為了提高三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道的自起動性能，加裝了“滑動門”和“可移動唇罩”，通過調(diào)節(jié)進氣道的溢流量和收縮比改善進氣道的自起動性能。該方案可以有效改善進氣道的自起動性能，但增加了結(jié)構(gòu)與調(diào)節(jié)機構(gòu)復雜程度。

為了探求改善內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道自起動性能與提高流場參數(shù)分布均勻性的新方法，本文作者團隊[20]在圓形出口內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道流動特征研究基礎(chǔ)上，初步開展了基于進氣道型面的流場重構(gòu)研究[21]，研究發(fā)現(xiàn)該措施能夠大幅度改善進氣道的氣動性能與自起動性能，提高進氣道內(nèi)部流場參數(shù)分布均勻性。本文作者團隊[27]分析了唇罩內(nèi)型面對內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道流動的影響，研究發(fā)現(xiàn)唇罩內(nèi)型面在一定程度上可以改善內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道流場，但改善效果有限。本文在文獻[20-21,27]的研究基礎(chǔ)上，開展流場重構(gòu)型面中心線設(shè)計參數(shù)對進氣道流動特性影響的研究，為型面流場重構(gòu)技術(shù)的應用與參數(shù)選取提供支撐和參考。

1 研究對象及計算方法

1.1 流場重構(gòu)研究思路

為了便于對比分析基于型面的流場重構(gòu)機制與效果，提出本文的研究思路，首先簡要介紹原型進氣道的流場結(jié)構(gòu)與氣動性能。

原型進氣道由內(nèi)錐流場采用流線追蹤獲得，構(gòu)型與文獻[27]相同，如圖1(a)所示。該進氣道設(shè)計馬赫數(shù)為6.0，總收縮比、內(nèi)收縮比分別為6.4、1.9，屬于大內(nèi)收縮比進氣道，隔離段長徑比與面積擴張比分別為8.8、1.24。在設(shè)計條件下進氣道隔離段出口總壓恢復系數(shù)、最大抗反壓能力與自起動馬赫數(shù)分別為0.374、182、6.3。設(shè)計狀態(tài)流場結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1(b)給出了原型進氣道唇罩激波干擾區(qū)壁面及橫截面壓力(P/P0)分布，從壁面壓力分布可以看出在干擾區(qū)存在較大的橫向壓力梯度，從橫截面流線及壓力分布可以看出在唇罩激波(CS)干擾下近壁面發(fā)生流動分離，產(chǎn)生了分離激波(SS)、再附激波(RS)，近壁面形成λ波結(jié)構(gòu)。流動是三維的，在λ波下方為流向渦，圖中給出了流向渦的發(fā)展軌跡(圖中虛線所示)。

圖1(c)展示了壁面摩擦力線，從中可以清晰分辨出流向渦的分離線(圖中實線所示)與再附線(圖中虛線所示)以及流向渦的錐角a。

圖1(d)給出了近壁面流線與內(nèi)流道橫截面總壓恢復(σ)分布圖，從圖可以看出在唇罩激波/側(cè)壁邊界層干擾誘發(fā)了三維流向渦，該流向渦促進了低能流向壓縮面一側(cè)的遷移堆積，進而在壓縮面一側(cè)形成較大的低壓低速區(qū)，影響進氣道的抗反壓性能以及下游燃燒室的流場組織。

圖1 原型進氣道流場結(jié)構(gòu)Fig.1 Flow field structure of basic inlet configuration

由上述分析可知唇罩激波與側(cè)壁邊界層干擾誘發(fā)的三維流向渦是影響流場參數(shù)分布的一個關(guān)鍵因素，流向渦產(chǎn)生、發(fā)展及其強度主要由唇罩激波與側(cè)壁邊界層干擾主導，該激波/側(cè)壁邊界層干擾受激波強度與邊界層分布影響，而進氣道構(gòu)型影響波系結(jié)構(gòu)與邊界層發(fā)展及分布[20-21]。

沿著上述思路，從調(diào)控唇罩激波/側(cè)壁邊界層干擾強度以及流向渦發(fā)展軌跡角度出發(fā)，開展基于型面的流場重構(gòu)研究。前期初步研究發(fā)現(xiàn)內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道構(gòu)型能夠有效調(diào)控唇罩激波、外壓縮波結(jié)構(gòu)及邊界層發(fā)展與分布[21]，而中心線型直接影響進氣道構(gòu)型，因此本文主要針對中心線型開展參數(shù)化研究。

圖2給出了基于型面流場重構(gòu)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道構(gòu)型，圖中標示了流場重構(gòu)型面。流場重構(gòu)型面設(shè)計時遵循的約束條件為：在進氣道馬赫數(shù)工作范圍內(nèi)流場重構(gòu)型面壓縮產(chǎn)生的外壓縮波打入唇罩內(nèi)側(cè)，確保進氣道的流量捕獲特性不變；進氣道總收縮比不變。在上述約束條件下將部分外壓縮面與內(nèi)流道設(shè)計成如圖2所示的流場重構(gòu)型面，該型面與上下游型面相切，且進氣道喉道截面與流場重構(gòu)型面中心線當?shù)卮怪薄?/p>

圖2 基于型面流場重構(gòu)的內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道Fig.2 Inward turning inlet with flow reconstruction based on configuration

起始角是中心線型的關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)，如圖3所示。本文將受控型面中心線起始點與水平方向的夾角定義為中心線起始角φ；受控型面中心線起點與終點之間的豎直高度為中心線偏距D，水平長度為L，采用D/L表征中心線的無量綱偏距參數(shù)；受控型面中心型線末端與下游型面中心線相切即中心型線末端斜率為0。在上述約束下，采用三次多項式獲得中心型線。

在給定長度L，D/L=0.16條件下，通過改變進氣道中心線起始角度φ，調(diào)整流場重構(gòu)型面的構(gòu)型，研究其對進氣道流動及性能參數(shù)的影響。本文中心線起始角選取φ=7.5°、10°、12.5°、15°、17.5°、20°。

圖3 進氣道流場重構(gòu)型面中心型線Fig.3 Centerline profile of flow field reconstruction surface of inlet

1.2 計算方法及校驗

本文研究主要涉及到內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道唇罩激波/邊界層干擾誘發(fā)的流向渦等復雜流動，橫向二次流動是其主要流動特征之一，這對計算方法的預測精度要求較高，因此需要開展計算方法校驗工作。

本文所采用計算方法為對流場進行全黏性Navier-Stokes數(shù)值仿真，采用中心差分格式離散黏性通量，無黏對流通量采用AUSM格式離散。湍流模型選用k-ωSST(Shear Stress Transport)模型，采用理想氣體模型，氣體黏性采用Sutherland公式，并考慮比熱隨溫度的變化。

文獻[28]給出了掃掠激波/平面邊界層干擾風洞試驗結(jié)果，該干擾流動在激波根部存在呈錐形的主旋渦即激波誘導的流向渦，近壁區(qū)存在顯著的橫向二次流，這一流動特征與本文所關(guān)注的進氣道主要流動特征一致，可以用于本文計算方法校驗。其模型主要尺寸與測點位置如圖4所示，試驗來流條件如表1所示。

圖4 Sharp Fin結(jié)構(gòu)示意圖與測點位置Fig.4 Measuring point and structure diagram of Sharp Fin

表1 試驗來流條件
Table 1 Incoming flow conditions of test

參數(shù)δ0/mmMa0θs/(°)P*/kPaT*/K數(shù)值4.52.910689 276

該試驗獲得了不同站位橫截面上的速度方向即當?shù)貍?cè)滑角β和皮托壓Pt沿高度方向的分布，如圖5所示。從圖可以看出氣流當?shù)貍?cè)滑角沿高度方向變化較大，近壁區(qū)氣流的側(cè)滑角大于主流區(qū)，表明近壁區(qū)存在顯著的橫向二次流。由圖可見CFD結(jié)果與試驗結(jié)果吻合較好，因此本文所采用的數(shù)值仿真方法能夠較為精確地預測以橫向二次流、流向渦為特征的復雜流動，可以用于本文進氣道內(nèi)部復雜流動的研究。

圖5 側(cè)滑角和皮托壓對比Fig.5 Comparison of sideslip angle and pitot pressures

本文近壁面網(wǎng)格進行局部加密處理，y+保持在1左右。計算給定無滑移絕熱固壁、壓力遠場、壓力出口等邊界條件。來流條件如表2所示，表中H0、Ma0、P0、T0、α分別為飛行高度、來流馬赫數(shù)、靜壓、靜溫和攻角。

表2 來流條件Table 2 Incoming flow conditions

2 結(jié)果分析

2.1 進氣道流動特征

圖6給出了不同中心線型進氣道方案對稱面壓力及馬赫數(shù)分布,同時給出了流場重構(gòu)型面的起點與終點。從壓力分布可看出，隨著中心線起始角φ增大，流場重構(gòu)型面產(chǎn)生的外壓縮波(圖中長虛線所示) 逐漸增強并向唇罩側(cè)彎曲，唇罩激波與該壓縮波相干位置逐步向唇罩一側(cè)移動，唇罩激波及其透射激波減弱(圖中實線所示)、透射激波空間分布向唇罩一側(cè)偏轉(zhuǎn)(順時針)，并且其在壓縮面肩部反射點逐步由膨脹區(qū)前部向后部移動；唇罩透射激波減弱及順時針偏轉(zhuǎn)，直接影響流向渦的強度與空間發(fā)展軌跡。流場重構(gòu)型面外壓縮波的透射激波不斷變強，其在唇罩內(nèi)型面的反射點逐步向上游移動(圖中點虛線所示)，同時該透射激波的反射波在壓縮面肩部的反射點也逐漸向上游移動。這樣導致唇罩透射波與上述反射波在壓縮面肩部逐漸靠近，增大了壓縮面肩部局部逆壓梯度，不利于流動穩(wěn)定。從馬赫數(shù)分布可看出，φ=15°時上述壓縮波系與肩部邊界層干擾誘發(fā)了小的流動分離(圖中圓圈所示)，加速了下游邊界層的發(fā)展。

圖6 進氣道對稱面流場參數(shù)分布Fig.6 Parameter distributions of symmetrical plane flow field of inlet

為了直觀顯示內(nèi)流道流場參數(shù)分布，本文沿流向給出了內(nèi)流道一系列橫截面，依次標記為X1～X6，如圖7所示。圖7同時給出了進氣道近壁面流線、壁面壓力分布以及橫截面流場參數(shù)分布，其中虛線表征流向渦的發(fā)展軌跡。從圖7中可以看出，流場重構(gòu)型面中心線起始角影響流向渦的產(chǎn)生、發(fā)展與空間分布。從壁面壓力分布可以看出隨著中心線起始角增大，流場重構(gòu)型面產(chǎn)生的壓縮波增強，壓縮面一側(cè)壁面壓力逐漸增大。

為了更加直觀反映壁面橫向壓力分布，圖8給出了內(nèi)流道進口截面壁面周向壓力與邊界層厚度分布及進口截面流場參數(shù)分布。從圖8(a)可以看出，隨著流場重構(gòu)型面中心線起始角增大，該型面產(chǎn)生的外壓縮波增強，由壓縮面一側(cè)指向唇罩側(cè)的橫向壓差增大，這將加劇低能流向唇罩側(cè)遷移(如圖7近壁面流線——箭頭所示)，影響邊界層周向分布。圖8(b)給出了φ=10°時內(nèi)流道進口截面周向邊界層厚度分布。從圖8(b)中可以直觀看出，與原型方案(Basic Inlet)相比，流場重構(gòu)方案(Flow Field Reconstruction inlet,FFR)在上述橫向壓差驅(qū)動下發(fā)生低能流橫向遷移，壓縮面邊界層變薄兩側(cè)邊界層變厚，邊界層周向分布更加均勻。圖8(c)展示了原型進氣道與φ=10°流場重構(gòu)進氣道內(nèi)流道進口截面流場參數(shù)分布，圖中左側(cè)為總壓恢復等值圖，右側(cè)為馬赫數(shù)等值圖。從圖8(c)可以看出與原型進氣道相比，流場重構(gòu)進氣道對稱面邊界層較薄，向兩側(cè)邊界層厚度減小速度較緩，周向分布更加均勻。

圖7 進氣道近壁面流線及橫截面流場參數(shù)分布Fig.7 Streamlines near wall and flow field parameters distribution at cross-sections of inlet

圖8 內(nèi)流道進口截面流場參數(shù)分布Fig.8 Distribution of flow field parameters at inlet cross-section

從圖8還可以看出，隨著中心線起始角增大，唇罩透射激波減弱且空間分布向唇罩側(cè)(即順時針)偏轉(zhuǎn)，激波干擾區(qū)橫向壓差減小，流向渦空間分布由壓縮面一側(cè)沿周向向唇罩側(cè)偏移，且流向渦發(fā)展軌跡空間上波動變小。流向渦的發(fā)展與空間分布影響流場空間參數(shù)分布。從圖7可知當中心線起始角φ<15°時，隨著φ增大，沿程橫截面上的低壓低速區(qū)逐步由壓縮面一側(cè)沿周向向兩側(cè)擴展，壓縮面一側(cè)低壓低速區(qū)變小。當中心線起始角φ≥15°時，流場參數(shù)分布發(fā)生較大變化。此時流場重構(gòu)型面壓縮波進一步增強，唇罩激波及其透射激波進一步減弱且透射激波繼續(xù)沿順時針偏轉(zhuǎn)，導致唇罩激波干擾區(qū)橫向壓差進一步減小，唇罩激波與側(cè)壁邊界層誘發(fā)的流向渦強度減弱且傳輸方向角進一步減小。從流向渦發(fā)展軌跡線可以看出流向渦由壓縮面一側(cè)沿周向往唇罩一側(cè)偏移，在近唇罩壁面兩側(cè)形成了低速低壓區(qū)，如圖7中圓圈所示。

2.2 進氣道出口性能

圖9給出了進氣道隔離段出口流場參數(shù)分布，左側(cè)為總壓恢復系數(shù)分布，右側(cè)為馬赫數(shù)分布。從圖可知，中心線起始角影響隔離段出口參數(shù)分布。與原型方案對比，整體上隨著中心線起始角增大，出口截面壓縮面一側(cè)低速低壓區(qū)減小。當中心線起始角φ<15°時，出口流場結(jié)構(gòu)類似，且隨著中心線起始角增大，出口流場參數(shù)分布更加均勻。當中心線起始角φ≥15°時，出口流場參數(shù)分布出現(xiàn)較大變化，壓縮面一側(cè)低速低壓區(qū)持續(xù)減小，在出口下方兩側(cè)形成新的低速低壓區(qū)(圖中虛線圓圈所示)，且隨著角度增大而增大。因此，流場重構(gòu)型面中心線起始角φ選取很關(guān)鍵，不宜過大。本文所研究進氣道方案，φ<15°。

由此可見，通過中心線起始角調(diào)整中心線與流場重構(gòu)型面，進而改變波系結(jié)構(gòu)、重構(gòu)壓力分布，可以調(diào)控流向渦的產(chǎn)生、發(fā)展、空間分布，進而影響流場參數(shù)空間分布。分析認為中心線起始角10°≤φ≤15°時，進氣道出口流場周向均勻性能夠獲得較大改善。

圖9 進氣道隔離段出口流場參數(shù)分布Fig.9 Distribution of flow field parameters at outlet of inlet isolator

圖10給出了進氣道性能參數(shù)隨流場重構(gòu)型面中心線起始角的變化規(guī)律。從圖可知，在研究范圍內(nèi)隨著中心線起始角增大，隔離段出口總壓恢復系數(shù)、馬赫數(shù)均先增大后減小，出口總壓恢復系數(shù)最大相對變化率約為30.0%。由圖還可看出當中心線起始角φ<12.5°時，總壓恢復系數(shù)與馬赫數(shù)變化較??；而當中心線起始角φ>12.5°時，總壓恢復系數(shù)與馬赫數(shù)近似線性下降。分析認為φ>12.5°時，流場重構(gòu)型面產(chǎn)生的激波及其反射波系增強，導致了相對較大的流動損失。

隨著中心線起始角增大，進氣道自起動馬赫數(shù)先下降后近似保持不變(φ≥17.5°)，分析認為這主要得益于壓縮面邊界層變薄與進氣道內(nèi)收縮比減??；在研究范圍內(nèi)，抗反壓能力隨中心線起始角變化不大。綜合考慮進氣道出口總壓恢復系數(shù)、抗反壓能力、自起動性能以及流場參數(shù)分布，對于本文所研究進氣道方案建議流場重構(gòu)型面中心線φ取10°。

進氣道原型方案隔離段出口總壓恢復系數(shù)σout=0.374，抗反壓能力為182倍來流靜壓，自起動馬赫數(shù)為6.3。φ=10°時流場重構(gòu)方案進氣道總壓恢復系數(shù)、抗反壓能力、自起動馬赫數(shù)分別為：0.500、230、5.2；與原型方案相比，φ=10°流場重構(gòu)方案總壓恢復系數(shù)、抗反壓能力分別提升33.7%、26.4%，自起動馬赫數(shù)下降1.1?？梢姳疚难芯康男兔媪鲌鲋貥?gòu)措施在改善流場參數(shù)分布的同時，能夠大幅改善進氣道的性能。

圖10 進氣道性能參數(shù)隨中心線起始角變化規(guī)律Fig.10 Variation law of inlet performance parameters with initial angle of centerline

3 結(jié) 論

1) 型面流場重構(gòu)措施能夠調(diào)控流向渦的產(chǎn)生、傳輸及強度，改善內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道流場參數(shù)分布。研究結(jié)果表明：與原型進氣道相比，型面流場重構(gòu)方案流向渦傳輸路徑由壓縮面沿周向向兩側(cè)偏移，壓縮面低能流堆積減弱，內(nèi)流道流場分布更加均勻。隨著流場重構(gòu)型面中心線起始角增大，上述趨勢增強。

2) 流場重構(gòu)型面中心線影響進氣道性能。在研究范圍內(nèi)，隨著中心線起始角增大，隔離段出口總壓恢復系數(shù)均先增大后減小，進氣道自起動馬赫數(shù)先下降后近似保持不變。

3) 型面流場重構(gòu)措施可以改善進氣道性能。與進氣道原型方案相比，φ=10°型面流場重構(gòu)方案總壓恢復系數(shù)、抗反壓能力分別提升33.7%、26.4%，自起動馬赫數(shù)下降1.1。