S弯进气道旋流畸变数值模拟及特性分析

张晓飞，姜 健，符小刚

(中国飞行试验研究院发动机所，陕西 西安 710089)

1 引言

上世纪70年代末，狂风战斗机试飞中，不同飞行条件下左、右发动机先后发生喘振，事后研究表明，喘振由进气道旋流引起[1]。后来战斧巡航导弹[2]、A300的APU[3]上再次验证了旋流对发动机稳定性的影响，而其共同特点是采用了S弯进气道。文献[4]的研究也表明，S弯进气道是导致旋流产生的一个重要因素。

旋流是进气道/发动机相容中危害最大的干扰参数[5～7]。反向旋流(与发动机旋转方向相反)会直接导致发动机失速喘振，甚至熄火停车，同向旋流会导致发动机推力下降，长期处于对涡旋流中的发动机极易出现高循环疲劳失效[8]。

本文对某S弯进气道在多种机动状态下的旋流畸变进行了数值模拟，对S弯进气道旋流的产生和发展机理进行了分析，并利用旋流评价指标对旋流畸变程度进行了量化，最后对其特性进行了总结。

2 S弯进气道模型及数值模拟方法

本文模拟的S弯进气道，考虑了机头和前机身对进气道的影响[9]。进气道为腹部进气，上唇口与机身之间有附面层隔道。进气口为一倒挂铲斗形状，从入口到出口，截面从圆角矩形过渡到圆形。进气道有三道调节板，采用二级调节板调节入口气流。调节板上有几千个直径较小的附面层抽吸孔，计算时适当增大孔径，但为保持孔流量不变，抽吸孔减少到500个。建立的进气道CFD几何模型如图1所示。

图1 S弯进气道CFD几何模型Fig.1 CFD model of a S-duct inlet

高速飞行器数值模拟通常采用压力远场边界条件[10～12]。为满足该条件，计算域为长60 m、宽40 m、高40 m的长方体，其中五个面设置为压力远场边界条件，余下一个面设置为压力出口，进气道出口也设置为压力出口。边界条件设置如图2所示。

图2 边界条件设置示意图Fig.2 Boundary conditions

作一半径4 m、高12 m(左端截面与机头距离4 m)的圆柱体，罩住飞机头部/前机身和进气道入口，以控制进气道入口、机头/前机身和进气道上唇口间的网格数量。在圆柱体内部，左端面到上唇口前1 m作为第一部分，以控制机头和前机身下方区域的网格，用非结构网格。上唇口至第三道调节板后缘作为第二部分，这部分结构较复杂，用非结构网格，调节板上每个孔周向布6个网格点进行局部加密。第三道调节板至进气道出口作为第三部分，用六面体网格，近壁边界层网格第一层厚1 mm，之后逐层增厚，比例系数为1.2，共6层。圆柱体之外的区域，从内向外逐渐由细网格过渡到外场的粗网格，以减小整个计算域的网格数量。整个计算网格数为230万。

本文计算的是超声速工况，雷诺数很高，故采用标准k-ε湍流模型加壁面函数的方法。用FLUENT软件进行计算。

3 数值计算结果

计算工况为高度11 km、马赫数1.4。分别计算了侧滑角 β 为0°、攻角α为-3°、0°、5°、10°、15°、20°，及攻角为0°、侧滑角为5°、10°的8种机动动作。计算过程中，确保发动机在同一工作状态，即进气道出口静压相同。

图3为攻角变化时进气道内外流场的纵剖面马赫数云图，及相应的进气道出口旋流速度矢量图(顺航向，本节同)。从图中看，该S弯进气道出口固有的对涡旋流结构不随攻角变化，但随着攻角的增加，上壁面气流分离减弱，下壁面气流分离增强。

图4给出了侧滑角变化时进气道内外流场的纵剖面和某横截面(通过进气道出口圆心水平面)的马赫数云图，以及进气道出口截面的旋流速度矢量图。从图中看，右侧滑飞行时，该S弯进气道出口固有的对涡旋流结构已变为整体涡。5°侧滑角时上壁面分离严重，并占主导趋势，出口旋流的涡核位于右侧上半部；10°侧滑角时下壁面分离严重，并占主导趋势，出口旋流的涡核位于右侧下半部。

4 旋流产生和发展机理分析

图5给出了攻角和侧滑角均为0°、攻角为20°、侧滑角为10°时，三种典型飞行条件下进气道流道沿程截面的总压云图和速度矢量图。

由图中可看出，在攻角、侧滑角均为0°和攻角为20°飞行时，气流在一弯处的上壁面已分离且分离区较大，同时由于流道上弯，使得一弯的横截面上伴随着较大的向上速度分量。气流通过二弯后，上壁面分离加剧，同时下壁面也出现一定程度的分离。由于上部气流为低压区，流速相对较低，使得一弯后的向上速度分量减少较小。与之相反，下部气流为高压区，流速相对较快，使得一弯后的向上速度分量减少较大。由于二弯后的几何截面由矩形收缩到圆形，使得矩形上部左右边缘的气流向圆周方向流动，最终在进气道出口截面上部产生明显的对涡旋流。对比图5(a)和图5(b)可明显看出：攻角为20°飞行时，上壁面分离有所减弱，而下壁面分离略为加剧，从而使得出口流场的高压区相对增加，流场畸变强度相对减弱(即在攻角变大过程中，气流通过S弯进气道的顺畅程度略有增加)。这是由该S弯进气道本身的几何特点所决定。

图3 不同攻角下进气道纵剖面马赫数云图及出口截面旋流速度矢量图Fig.3 Mach number contour of vertical section and swirl vector of outlet section at different AoA

图4 不同侧滑角下进气道的纵剖面、横剖面马赫数云图及出口截面旋流速度矢量图Fig.4 Mach number contour of vertical and transverse section and swirl vector of outlet section at different AoS

图5 不同攻角和侧滑角时进气道流道沿程截面的总压云图和速度矢量图Fig.5 Total pressure contour and velocity vector on the typical section along the flow direction at different AoS and AoA

侧滑角为10°飞行时(图5(c))，由于向右侧滑飞行，进气道沿程流道中右侧始终存在低压区。气流通过二弯后下壁面也产生了分离，从而最终在进气道出口截面右下部形成低压区，该低压区决定了旋流的涡核位置。旋流产生的原因和攻角飞行时不同，其整体涡是由于流动的不对称和分离流通过一弯、二弯后在进气道横截面上产生的向上速度分量受几何截面影响共同造成。可以明显看出，进气道出口旋流为涡核处于非中心位置的整体涡旋流，其强度较攻角飞行时大得多。

5 旋流的量化和评价指标研究

由图6、图7和表1可看出，随着攻角的增大，该S弯进气道出口面平均总压恢复系数略有增加，周向畸变指数先急剧减小后略有增加，说明随着攻角的增大，出口流场的总压畸变程度略有减弱；随着侧滑角的增大，面平均总压恢复系数降低较多，周向畸变指数变大，说明随着侧滑角的增大，出口流场的总压畸变程度加剧。此结果与图5反映出的直观流场结构相符。然而，由于总压畸变评价指数着眼于高低压区的相对范围，无法反映实质为速度畸变的旋流畸变。

图6 面平均总压恢复系数随攻角和侧滑角的变化Fig.6 Area-averaged total pressure recovery vs.AoA or AoS

图7 周向畸变指数随攻角和侧滑角的变化Fig.7 Circumferential distortion index vs.AoA or AoS

表1 总压畸变指数评价结果Table1 Evaluation results using total pressure distortion index

下面采用南航彭成一教授[13]提出的新机试飞中的旋流评价指标来描述和评价旋流，该评价指标能准确评定数值计算和风洞模拟出的典型旋流的强度及结构[14～16]。四个旋流评价指标为：整体涡强度整体涡指数、对涡强度和对涡指数。纯整体涡时，整体涡指数为1，对涡指数为0；纯对涡时，整体涡指数为0、对涡指数为1。

应用该旋流评价指标，对数值模拟出的进气道出口流场旋流畸变进行量化，结果如表2所示。整体涡强度和对涡强度随攻角及侧滑角的变化分别如图8、图9所示。

表2 旋流畸变指数评价结果Table 2 Evaluation results using swirl distortion index

图8 整体涡强度随攻角和侧滑角的变化Fig.8 Intensity of bulk swirl vs.AoA or AoS

图9 对涡强度随攻角和侧滑角的变化Fig.9 Intensity of twin swirl vs.AoA or AoS

由图8和图9可看出，随着攻角的增大，整体涡强度、对涡强度均有减弱，说明旋流畸变略有减弱；而随着侧滑角的增大，整体涡强度、对涡强度急剧增加，且远大于攻角飞行时的量值，图5(a)和图5(c)的对比中也能明显反映这个情况。从表2中可看出：攻角飞行时，整体涡指数非常小，而对涡指数较大且接近于1，表明流场是典型的对涡结构，这与图3反映出的流场结构完全一致；侧滑飞行时，整体涡指数和对涡指数均在0.5左右，说明流场结构是局部涡旋流(一种特殊的整体涡旋流，涡核没有位于出口截面中心位置)。

6 结论

(1)该S弯进气道出口固有的对涡旋流结构不随攻角变化，但旋流畸变强度随着攻角的增大有所降低，总压畸变强度也有所下降。

(2)侧滑飞行状态下，该S弯进气道出口对涡旋流结构消失，旋流以整体涡结构出现。

(3)该S弯进气道出口的旋流，是由于流动的不对称和分离流通过一弯、二弯后在进气道横截面上产生的向上速度分量受几何截面影响共同造成。

(4)大侧滑角飞行状态下，总压畸变指数不大，但旋流畸变强度较大，极有可能在空中造成发动机喘振甚至熄火停车。

(5)本文引入的旋流评价指标，能较为准确地评定旋流畸变强度和旋流流场结构。

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