进气道旋流模拟及测量地面试车台试验研究

姜 健，屈霁云，赵海刚，杨 晓

(中国飞行试验研究院发动机所，陕西 西安 710089)

1 引言

现代空战的发展趋势要求作战飞机具备过失速机动、敏捷性、隐身性等性能，而这对进入进气道的空气的均匀性非常不利。尤其是对于采用S弯管的进气道，其出口截面可能出现强烈旋流，进而造成发动机失速、喘振，严重时甚至导致发动机空中停车。20世纪70年代末，国外通过解决狂风战斗机试飞中左、右发动机喘振及停车问题[1]，找到了一条较为合理的处理旋流问题的技术路径：模拟进气道出口典型旋流流场，在地面试车台或飞行试验平台上进行发动机抗旋流能力试验。

进气道出口旋流存在整体涡旋流、局部涡旋流和对涡旋流三种基本形式，实际中，绝大多数为这三种形式的组合[2]。要研究旋流、评定旋流及其对发动机的影响，首先要模拟出典型的旋流流场，其次要找到合理的旋流测量方案和评定指标，最后在此基础上进一步研究旋流及其对发动机性能和稳定性的影响。

本文在数值计算[3]及风洞试验[4，5]的基础上，利用验证过的叶片式旋流发生器和五孔探针测量方案，在地面试车台上模拟出典型的旋流流场，进一步在进气道/发动机实物上验证了旋流模拟方法、测量方法的有效性及旋流评定指标的可行性。

2 旋流发生器及五孔探针

利用叶片式旋流发生器产生旋流。本文采用NACA65系列叶型加工直叶片作为旋流发生元件，叶片高110 mm，弦长120 mm，安装角0°，叶片转折角30°，叶片如图1所示。实际应用中，通过若干叶片组合来产生不同旋流。

图1 旋流发生叶片Fig.1 Blade of the swirl generator

采用8支五孔探针对旋流流场进行测量。由于安装原因，本文五孔探针的探头和安装座分别加工，最后进行组合、焊接(图2)。

图2 五孔探针Fig.2 Five-hole Probe

在抽吸式标定风洞中对加工的探针进行标定，-25°≤α≤25°(α为攻角)，-25°≤β ≤25°(β为侧滑角)，分别进行了马赫数Ma=0.2、0.3、0.4、0.5的变马赫数标定和拟合。某探针在Ma=0.5时标定出的特性网络图如图3所示，图中Cα、Cβ分别为偏转气流的俯仰偏转标定系数和偏航偏转标定系数。从图中看特性线规则度好，说明探针加工质量好。8支探针的α、β多项式拟合方差小于0.7°，其余系数的拟合方差均小于3%，表明探针均能用于较高精度的流场测量。

3 地面试车台及试验方案

旋流模拟及测量验证试验在室内地面试车台上进行。试车台如图4所示，由整流罩、进气筒体、筒体支架、涡喷发动机、试车控制系统、数据采集系统等组成。

图3 Ma=0.5时某五孔探针的特性图Fig.3 Characteristics of a five-hole probe at Mach number 0.5

图4 用于旋流模拟试验的试车台Fig.4 Ground test bed used for swirl simulation test

8支五孔探针作为受感部沿发动机进口0.87倍半径处周向均布(图5)，后端由管接嘴引至40支绝对压力传感器。另外在同截面壁面开三个小孔，用于测量发动机进口静压。试验数据进入车台数采系统，连续记录。

图5 发动机进口安装的8支五孔探针Fig.5 Eight five-hole probes installed at the engine inlet

通过不同叶片布置方式来模拟不同的旋流，旋流发生器距发动机进口1.5倍直径；在同一叶片布置方式下，通过调节发动机状态来控制进口马赫数，以模拟不同进口马赫数下的旋流。发动机进口马赫数由8支五孔探针中间孔平均得到的总压和壁面静压计算得到。试验时叶片布置方式和试验工况如表1所示。

表1 叶片布置方式及试验工况Table 1 Test conditions

4 试验结果及分析

采用文献[6]提出的评价指标对旋流进行评价。旋流评价指标为：整体涡强度ICB，整体涡指数SCB，对涡强度ICT和对涡指数SCT。纯整体涡时，SCB＝1、SCT ＝0；纯对涡时，SCB＝0、SCT ＝1。另外，本文定义，逆航向看，逆时针为正、顺时针为负。

4.1 整体涡旋流模拟结果

如图6所示，利用6个叶片在进气筒体进口均布来模拟整体涡。试验结果如图7所示，Ma=0.35时，发动机进口0.87倍半径处的旋流速度矢量图如图8所示。从图中看出，模拟出的整体涡强度可达15°，且旋流强度基本不随马赫数变化；模拟结果中SCB较大，而SCT较小，也说明模拟出的旋流为典型的整体涡旋流，这与图8所反映的情况及叶片布置方式的预期模拟效果相同；整个涡左半边旋流强度大，说明发动机旋转产生了一定的诱导速度，使涡核偏向于左半部。

图6 整体涡模拟叶片布置方式Fig.6 Blade distribution for simulating bulk swirl

图7 整体涡模拟结果Fig.7 Bulk swirl simulation results

图8 整体涡旋流速度矢量图Fig.8 Swirl vector of generated bulk swirl

4.2 局部涡旋流模拟结果

如图9所示，利用4个叶片在进气筒体进口右半边均布来模拟局部涡。试验结果如图10所示，Ma=0.35时，发动机进口0.87倍半径处的旋流速度矢量图如图11所示。从图中看：模拟出的旋流流场右半边强度较大，左半边强度很小，流场为典型的局部涡旋流；模拟结果中，整体涡和对涡强度相当，而SCB和SCT均在0.5左右，也说明模拟出的旋流为典型的局部涡旋流。

图9 局部涡模拟叶片布置方式Fig.9 Blade distribution for simulating local swirl

图10 局部涡模拟结果Fig.10 Local swirl simulation results

图11 局部涡旋流速度矢量图Fig.11 Swirl vector of generated local swirl

4.3 对涡旋流模拟结果

如图12所示，利用3个顺时针转折叶片在周向0°～120°均布和3个逆时针转折叶片在周向180°～270°均布来模拟对涡。试验结果如图13所示，Ma=0.35时，发动机进口0.87倍半径处的旋流速度矢量图如图14所示。从图中看，右半边旋流为顺时针，左半边旋流为逆时针，流场为典型的对涡结构；模拟结果中SCB较小、SCT较大，也反映出旋流为典型的对涡旋流；ICB基本都为很小的负值，说明左边旋流强度略大，为发动机旋转产生的诱导速度影响所致。

图12 对涡模拟叶片布置方式Fig.12 Blade distribution for simulating twin swirl

图13 对涡模拟结果Fig.13 Twin swirl simulation results

图14 对涡旋流速度矢量图Fig.14 Swirl vector of generated twin swirl

5 结论

(1)叶片式旋流发生器能有效地模拟出典型的整体涡、局部涡及对涡结构，整体涡强度可达15°。

(2)马赫数对旋流模拟结果影响不大，发动机旋转产生的诱导速度对旋流流场有一定影响。

(3)本文采用的旋流测量方法行之有效且精度较高；旋流评定指标合理可行，能较为直观地反映旋流流场的强弱和结构。

[1]Aulehla F.Intake Swirl—a Major Disturbance Parameter in Engine/Intake Compatibility[C]//.Proceedings of the 13thCongress of ICAS/AIAA.ICAS-82-4.8.1，1982.

[2]Beale D K，Cramer K B，King P S.Development of Im⁃proved Methods for Simulating Aircraft Inlet Distortion in Turbine Engine Ground Test[R].AIAA 2002-3045，2002.

[3]姜 健，屈霁云，史建邦.进气道旋流发生器的设计与数值模拟[J].燃气涡轮试验与研究，2008，21(1)：43—46.

[4]邓小宝，姜 健，屈霁云，等.进气道旋流模拟及测量的风洞试验研究[J].燃气涡轮试验与研究，2009，22(4)：51—56.

[5]叶 飞，张堃元，姜 健，等.进气道旋流模拟及测量的实验研究[J].推进技术，2009，30(3)：297—301.

[6]彭成一，马家驹，尹军飞.新机试飞中的进气道旋流测量[J].推进技术，1994，8(4)：8—13.