地面涡对进发匹配的影响

李超东，宁方飞，贾新亮

(北京航空航天大学能源与动力工程学院航空发动机气动热力国家重点实验室，北京100191)

1 引言

进气道和发动机是飞机推进系统的两大主要部件。进气道不但要给发动机提供相匹配的空气流量，还要保证气流的品质，从而确保整个飞行包线内发动机有足够的可用稳定裕度[1]。为此，在飞机推进系统研制的各个阶段，都需要进行进发匹配(进气道-发动机相容性)的稳定性评估。

影响进发稳定性的降稳因子很多，其中进气总压畸变、总温畸变、旋流畸变对发动机稳定性的影响起主导作用。特定情况下，进气道前生成的地面涡往往会带来上述畸变，甚至会破坏发动机的结构完整性，因此地面涡成为不可忽略的降稳来源[2-3]。

自喷气推进技术应用以来，地面涡问题就一直伴随着飞机。当飞机在地面静止或滑行时，一定条件下，进气道前形成的地面涡会改变流场结构，带来总压畸变，甚至会有异物被地面涡卷入进气道而造成发动机外物损伤。因此，研究地面涡对于增强飞机安全性、提高推进性能具有重要意义[4]。

本文基于数值模拟，建立大涵道比发动机吊舱模型，应用自编网格生成程序划分计算网格，开展几种条件下地面涡的模拟，总结针对地面涡的模拟方法及地面涡的生成和发展规律。

2 计算模型

进气道模型以CFM56大涵道比涡扇发动机为原型，采用一种简单的吊舱设计方法，所需关键参数见表1，生成的吊舱模型见图1。

表1 吊舱设计参数Table 1 Nacelle parameters

图1 吊舱模型Fig.1 Nacelle model

3 网格生成

为便于针对不同几何模型的网格生成，方便将来的吊舱设计，采用自编的自动化程度较高的网格程序，对发动机吊舱进行建模和网格划分。

为保证气动模拟质量，采用了结构化分区多块网格。每个分区网格，又采用了代数网格生成方法。发动机吊舱网格拓扑结构为：吊舱壁面附近用C网格，吊舱内部的进气道和尾喷管以及外流区域用O网格，其余流场为H网格。输入文件有轮廓线文件，控制文件包括计算域大小、各网格块的网格点数及加密程度。需注意的是，地面涡模拟中，吊舱壁面和地面都需要足够的网格密度才能保证模拟的准确性[5]。利用自编网格生成程序对模型进行网格划分，如图2所示。

图2 计算网格Fig.2 Mesh for computation

分别采用450万、800万、1 000万三套网格，验证网格对计算的影响。结果表明，450万网格不能分辨迎风小风速下形成的地面涡；综合比较图3中静止无风情况下800万、1 000万两套网格计算所得近地截面上的静压分布和三维流线图，发现800万网格已能分辨地面涡结构。结合计算机的计算能力，文中选择800万网格进行计算。

4 模拟结果

4.1 地面涡成因及无风下的结构

被发动机吸入的进气道远前方来流面积称为捕获面积，流过的区域称为进气流管。根据流量守恒定律，对于不同的发动机工作条件(由下标0代表)，捕获面积为：

图3 800万和1 000万网格时的静压分布及三维流线图Fig.3 Calculation results for different grid

在特定大气条件和飞机地面滑行速度下，发动机进气流量增加，则进气道捕获面积增加。当发动机流量一定时，飞机滑行速度越小，则进气道捕获面积越大。而捕获面积增大到一定程度时，进气流管与地面相交，这是形成地面涡的必要条件之一[6-7]。研究表明，地面边界层对地面涡的形成起着重要作用。迎风情况下，进气流管内的空气加速向后流动，吊舱正下方一部分空气在压力梯度作用下会倒流，同时左右两侧空气会在压力梯度作用下向进气道中心方向流动，因此周围的空气汇聚于此，形成点汇，然后被吸入进气道。由于地面边界层涡量的存在，在一定条件下，点汇周围的空气会形成地面涡。

图3(a)给出了无风环境中发动机进气流量为最大设计流量时，在吊舱前生成的地面涡的静压分布和三维流线图。从图中三维流线图可清晰看到，此时生成了一对地面涡，且两个涡的旋转方向相反，左边为逆时针，右边为顺时针；从图中地面涡区域的静压分布可发现，静压降低并不明显，畸变较小，表明此时涡强度较弱。

4.2 迎风下的地面涡结构及影响

实际环境下，通常存在大气风速，按适航规定，机场允许放飞的风速均不太高，所以这里主要讨论小风速下形成的地面涡。

当迎风风速为5 m/s时，也生成了一对地面涡，涡结构与无风情况下的相同，如图4所示。取离地1 cm的截面作静压分布云图，此时可在地面涡区域看见明显的低压区，表明地面涡的强度有所增加，畸变也在变大。

图4 迎风风速为5 m/s时的静压分布及三维流线Fig.4 Static pressure distribution and 3D streamlines when U∞=5 m/s

图5 为进气道出口的总压分布，最外面一圈低压区是因为在非设计状态下气流绕过进气道前缘在扩张段内分离导致，这可能是进气唇口设计不合理所致。虽然如此，也未能掩饰地面涡带来的总压畸变。涡中心总压亏损约3%，周向影响范围约20°。

图5 迎风风速为5 m/s时进气道出口总压分布Fig.5 Total pressure distribution of the outlet when U∞=5 m/s

图6 显示，进气道出口气流明显偏离轴向的区域主要集中在壁面附近，这是因进气道气流分离所致；地面涡带来的气流周向偏转角很小，是因为地面涡本身较弱，且在输运途中由于粘性耗散而进一步减弱的缘故。但当来流风速增加时，地面涡加强，可能会带来明显的气流偏转。

4.3 侧风下的地面涡结构及影响

更为一般的大气条件是来流不会恰好正对着进气道，而是具有一定的偏转角度，有时达到完全侧风甚至顺风状态。根据适航规定，该气象条件下，容许的风速均不会太高，这里选择侧风风速10 m/s下的地面涡生成情况作讨论。

图6 迎风风速为5 m/s时进气道出口周向气流角分布Fig.6 Circumferential flow angle distribution of the outlet when U∞=5 m/s

从图7中可看出，当风速为10 m/s、以-90°吹向吊舱时，形成了强烈的地面涡，涡中心最低静压值低于外界5%左右(约5 000 Pa，相当于可吸入1 cm3、质量约50 g的物体)。该压差下，附近的一些异物有可能卷入地面涡，然后随气流吸入发动机，造成外物损伤。相比迎风来流，在较低侧风风速下就会形成更为强烈的地面涡。因此，侧风情况下吸入异物的潜在威胁和畸变影响将会更大。

图7 速度10 m/s、-90°侧风下的静压分布及三维流线Fig.7 3D streamlines and static pressure distribution in crosswind when U∞=10 m/s

从图8中总压分布可看出，在侧风影响下，进气道内出现了严重的流动分离，使得进气道出口存在大面积的低压区，畸变范围很广，并且在地面涡的影响区域，造成了8%的总压亏损。

从图9中周向气流角的分布可清楚发现，在地面涡影响区域，进气道出口气流的最大周向偏转达到-16°～16°，风扇叶片每旋转一周经过该区域时，攻角将会改变，偏离设计点，使得出口流场、做功能力、流动损失等发生变化，甚至造成局部分离或失速。此外，风扇周期性地通过这类非均匀流场，会受到周期性激励而加速疲劳，不利于提高发动机的寿命和安全性[8]。

图8 速度10 m/s、-90°侧风进气道出口总压分布Fig.8 Total pressure distribution of the outlet in crosswind when U∞=10 m/s

图9 速度10 m/s、-90°侧风下周向气流角分布Fig.9 Circumferential flow angle distribution in crosswind when U∞=10 m/s

以上分析表明，地面涡的影响除对地面异物的卷吸外，还会造成风扇进口来流的总压损失和旋流畸变，从而对风扇的气动性能和稳定性造成影响。

5 结论

本文利用数值模拟方法，对无风、迎风、侧风情况下生成的地面涡的流场结构及其影响进行了初步研究。结果表明，地面涡结构形式不一，根据风速的不同有对涡和单涡之分。不同风速下地面涡的强度不一，带来的影响也不同。在5 m/s的迎风情况下，在进气道出口截面涡中心带来约3%的总压亏损；在-90°、10 m/s的侧风情况下，近地面造成涡中心区域约5%的静压差，在进气道出口截面涡中心造成约8%的总压亏损，气流的最大周向偏转达-16°～16°。这些畸变都会直接改变当地风扇工作点，对风扇产生周期性激励。以上研究结果可为地面涡防范提供参考。

另外，地面涡对异物的卷吸除静压差的影响外，还涉及到运动气流的冲击，需做进一步研究；本文暂未考虑飞机滑行(吊舱也向前运动)，对于此情况下的地面涡生成和结构也需做更多研究。

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