进口边界层吸入对S弯进气道流场影响的数值研究

常心悦，闵 浩，田 园，李 康，王飞飞

(中国航发四川燃气涡轮研究院，四川绵阳 621000)

1 引言

飞机进气道性能优劣对发动机推力及整个飞行器性能都有显著影响[1]。出于隐身性考虑，目前各国现役的第三代和第四代具有隐身性能的战机，多采用S弯进气道，如F-22战斗机[2]、F-16战斗机等[3]。在无人机与导弹领域，S弯进气道应用更为广泛，如美国的战斧式巡航导弹和全球鹰无人侦察机。S弯进气道结构紧凑、节省空间，但其独特的S形结构使气流在流经路径上需要经过两处方向相反的弯道，在第一和第二弯道处，流场的高压区和低压区分布相反[4]。沿周向方向，在气体压力的驱动下气流产生二次流动，两弯道处的旋流方向相反，使得进气道出口处的气流出现比较独特的对涡结构[5]。在沿程逆压梯度、离心力及横向压差的综合作用下，进气道出口气流畸变通常较大[6]。尤其是吸入大量附面层内低动能流体的半埋入式和埋入式S弯进气道，其出口气流的速度场、压力场不均匀度均较大，直接造成压气机稳定裕度下降，增压比和效率降低[7]。

早在上世纪80年代国外就已开始了S弯进气道的研究。Wellborn等[5]针对S弯进气道内可压缩流的研究表明，S弯内存在较强的流动分离与二次流现象。而Abdellatif[8]的研究发现，进气道几何结构是产生二次流的重要因素。Berrier等[9-10]针对非均匀进气，试验研究了高雷诺数大量附面层吸入的半埋式进气道，表明出口马赫数的变化会严重影响进气道出口流场。国内对S弯进气道也开展了一定的研究工作，如余远安等[11]对某导弹下埋式进气道模型进行了实验研究，提出了进气道与弹身一体化设计的思路。

本文以一典型S弯进气道为研究对象，探究有无进口边界层吸入工况下，其内部流场结构以及工况条件变化下进气道内流场的改变，以期为下游风扇的设计与性能分析提供参考。

2 研究对象与网格划分

所研究的S弯进气道进口为方形，出口为圆形。其中，进口截面尺寸为700 mm×650 mm，出口截面直径D=764 mm，其余尺寸见表1。进气道中心线和截面面积的变化采用较为成熟的缓急相当变化规律，唇口为翼型外形以降低阻力。考虑到实际进口前存在机身影响，进气道进口前有长Lb1=20D的边界层发展壁面。

表1 进气道几何参数Table 1 Geometric parameters of S-shaped inlet

图1为进气道三维模型。由于进气道结构的对称性，故只选取一半的模型进行网格划分。计算域远场为20D×20D×28D的矩形区域。整个计算域采用结构化网格(图2)，在进气道壁面附近、进口唇口以及通道内部对网格进行加密处理，并保证壁面附近y+为1左右，整个计算域网格数约为250万。

进气道进口远前方来流的马赫数Ma∞=0.53，静压p∞=86 328 Pa，总温=288 K。进气道进口给定总压总温进口边界条件，出口给定背压90 260 Pa；湍流模型设置为SST模型。若计算工况为有边界层吸入状态，则将进口边界层发展壁面设置为无滑移壁面；若计算工况为无边界层吸入状态，则将进口边界层发展壁面设置为滑移壁面。其他壁面均为绝热无滑移壁面。

图1 进气道三维模型Fig.1 3D model of S-shaped inlet

图2 计算域网格Fig.2 Computational domain mesh

3 计算结果分析及讨论

3.1 流动结构分析

图3给出了有、无边界层吸入时的进口总压分布。可看出，无边界层吸入时，进口总压分布基本为均匀状态；有边界层吸入时，进口底部有较大的总压不均匀区域，其高度约占进气道高度的25%。

图3 S弯进气道有无边界层吸入时的进口总压分布Fig.3 Inlet total pressure distribution of the S-shaped inlet with or without boundary layer

图4给出了S弯进气道进口处壁面极限流线和壁面剪切力分布，图中红色流线为三维流线。根据极限流线可看出，来流在唇口处滞止，部分气流沿表面下洗，并与来流边界层相遇形成鞍点结构S。鞍点处气流卷起形成旋涡并分为两股向下游发展，一股流向通道内，另一股流向进气道外，这是典型的马蹄涡结构，主要为边界层流体受前面阻碍物的影响发生相互干扰导致。

图4 S弯进气道进口处壁面极限流线和壁面剪切力分布云图Fig.4 Inlet streamline and the distribution of the wall stress

图5为S弯进气道通道内上下壁面的静压分布。图中，Z表示沿进气道轴向位置的长度，表示当地静压与来流总压的比值。从图中可看出，有、无边界层吸入时壁面压力分布大体相同。在第一弯位置，由于离心力作用，气流涌向上壁面，使得上壁面压力迅速上升；随着气流进入过渡段，壁面型线弯曲度变小，离心作用减弱，使得上壁面压力逐渐下降，下壁面压力上升，压力梯度开始发生逆转。第二弯位置与第一弯位置上下壁面静压呈相反的变化趋势，下壁面压力上升并超过上壁面压力。可见，在经历两个转弯后上下壁面静压梯度发生了改变。

图5 S弯进气道通道内上下壁面静压分布Fig.5 Static pressure distribution of the upside and downside wall

图6给出了各截面总压恢复系数σ(定义为当地总压与进口总压的比值)的变化。无边界层吸入时，沿进气道各截面的总压分布相对均匀，沿程截面基本无总压损失。从三维流线可看出，流线整体规整，但有边界层吸入时靠近底部存在较大低压区，并随着流向逐渐增大；在经过第一弯位置时流线开始抬起并相互扭转在一起，在第二弯位置流线呈螺旋状卷起离开下壁面。从总压云图可看出，分离区沿流向逐渐扩大并向进气道中心聚集，在临近出口位置底部大范围区域总压恢复系数低于0.90。这是由于压力梯度使得底部流体沿流向以螺旋形式逐渐离开壁面发生分离，造成了较大总压损失。反之，无边界层吸入时，虽然相比有边界层吸入时压力梯度变化更大，在经过弯道位置梯度变化剧烈，但由于进口总压均匀，只有近壁边界层存在摩擦损失，所以并没有出现分离状况。

3.2 进气道管内二次流特征

图6 S弯进气道沿程总压恢复系数分布对比Fig.6 Comparison of the total pressure recovery coefficient along the inlet with or without boundary layer suction

图7为S弯进气道有边界层吸入时沿程各截面的静压分布和二次流流线分布。为了方便观察，在进气道进口与出口之间截取了截面1～3三个截面，分别位于约第一弯、过渡段和第二弯位置。

图7 有边界层吸入时的静压分布和二次流流线Fig.7 Static pressure distribution and secondary flow streamline of the S-shaped inlet with boundary layer suction

从进气道沿程壁面静压可看出，壁面静压梯度从进口至出口过程中方向发生了改变，而壁面压力梯度方向的改变是二次流发展的原动力。根据径向平衡方程，气体微团流过弯曲轨迹所产生的离心惯性力须由径向的压力梯度来平衡。气流经过第一弯位置时上壁面压力高于下壁面的，当存在边界层吸入时，靠近底部的流体速度较低，离心惯性力较小，应当具有较小的曲率半径；同时，由于压力梯度的缘故，在第一弯位置流体有向下流动的趋势，这一点可从图中进口截面和截面1中看出。在从上壁面到下壁面的压力梯度作用下，第一弯位置处的二次流从顶部向底部汇聚。

随着气流离开第一弯位置进入过渡段，进气道几何趋于平直，离心作用减弱，压力梯度逐渐减小。此时进气道底部压力逐渐升高，顶部压力逐渐降低，在压力梯度变化的驱使下二次流向上部流动，如图中截面2所示。二次流方向已经发生改变，从进气道底部指向顶部。

当气流进入第二弯位置，压力梯度发生逆转，与第一弯处的相反。同时，由于进气道几何形状从方形向圆形过渡，两侧几何宽度收缩，气流流动受限向中心位置靠拢。在几何与压力的双重作用下，向对称面处的流动趋势逐渐加强，最终使得气流在对称面处相遇拱起形成一对涡，如图中截面3与出口截面处所示。由于产生的对涡尺度较大、旋向相反，将底部低压流体卷向中间，发生强烈的掺混作用，导致巨大的总压损失，造成进气道底部存在较大范围的低压区。对涡产生的原因如下：气流流至第一弯位置时，在离心力作用下，主流流体向流道外侧偏转，到达外侧壁面后，在沿程逆压梯度的作用下速度逐渐减小，当自身能量无法克服逆压梯度时开始向低压区即进气道内侧偏转。这导致外侧壁面附近的低压低速流体向弯道内侧运动，主流区的高速流体因受离心力作用向外侧运动，从而在第一弯位置处产生对涡雏形，在第二弯位置时弯折方向、径向压力梯度与第一弯相反，最终对涡旋转方向发生逆转。

图8为进气道无边界层吸入时各截面的静压分布和二次流流线分布。可见，无边界层吸入时二次流表现形式与有边界层吸入时的存在一定差别，在临近出口处未形成较大尺度的对涡。造成这种差异的主要原因是，无边界层吸入时进气道内气流沿程总压一直处于相对均匀状态，虽然进气道内壁面压力梯度也会发生逆转，但此时进气道底部流体动能较大，抵抗分离能力强。尽管因几何和压力梯度作用使流体向中心汇聚，却并未分离产生对涡，依然紧贴壁面。

4 出口马赫数变化对进气道的影响

图8 无边界层吸入时的静压分布和二次流流线Fig.8 Static pressure distribution and the secondary flow streamline of S-shaped inlet without boundary layer suction

通过研究有无边界层吸入时不同出口马赫数下进气道的变化，来探究出口马赫数对进气道流场的影响。图9给出了不同出口马赫数时进气道进口处的极限流线和壁面应力分布。对比图中进口处流场结构可知，两种条件下进口唇口位置都存在典型的气流遇钝体产生马蹄涡的现象。其中，Maout=0.40时鞍点S偏移至进口中间位置，且进口处有明显回流；唇口处的马蹄涡在流出进气道内部的一支明显增大，并在进口处有较强的滞止溢流趋势；从鞍点出发的流动分离线距离唇口较远，这主要是因为出口马赫数减小使逆压梯度增大所致。而Maout=0.60时，鞍点S更靠近唇口，旋涡卷起程度较小，分离线更靠近唇口位置，基本无溢流发生。

图9 不同出口马赫数下的极限流线和壁面应力分布Fig.9 Limit streamline and wall stress distribution with different Mach number at outlet

图10为有边界层吸入时不同出口马赫数下的流线和总压恢复系数分布。如图所示，轴线方向沿程各截面总压分布有显著变化。对比图中各截面流线和总压恢复系数分布可知，Maout=0.40时低压区约占出口一半的高度，但Maout=0.60时低压区明显减小，只占出口不到15%的高度。从三维流线上可看出，Maout=0.40时，流线在靠近第一弯位置开始螺旋抬起，经过过渡段靠近第二弯位置底部流线剧烈纠缠并以螺旋状抬起向下游发展，产生了较大的流动分离。Maout=0.60时，近下壁面处流线相互卷起螺旋的位置更靠近下游，在靠近第二弯位置才有较明显的螺旋分离，且分离尺度也较Maout=0.40时的小。其原因是随着出口马赫数降低，进出口压差增大，流量减小，导致轴线方向逆压梯度增加，底部低动能流体不能抵挡这种逆压梯度，进而发生流动分离，且在几何形状和上下壁面压力梯度影响下更容易产生强烈的二次流，导致巨大的总压损失。

图11为无边界层吸入时不同出口马赫数下的流线和总压恢复系数分布。由图可知，沿程各截面总压分布在不同出口马赫数下无显著变化；由于进口总压分布均匀，主要总压损失出现在仅由近壁面边界层造成的摩擦损失而形成的低压区。从流线分布看，随着出口马赫数减小，进入进气道的流量逐渐减小，逆压梯度相对增大。Maout=0.40时靠近下壁面位置的流线稍有抬起分离的趋势，而Maout=0.60时流线与壁面贴合良好，未有分离情况。

图10 有边界层吸入时不同出口马赫数下的流线和总压恢复系数分布Fig.10 Streamline and total pressure recovery coefficient distribution with different outlet Mach number and boundary layer suction

图12为有边界层吸入时不同出口马赫数下的出口截面总压和二次流流线图。由图可知，Maout=0.40时下壁面低压区相比Maout=0.50时的明显扩大，约占出口40%的高度；而Maout=0.60时低压区明显减小，约占出口15%的高度。横向二次流流线也有显著变化，相比Maout=0.50时的对涡结构，Maout=0.40时的在长度与高度上均明显增大，而Maout=0.60时对涡结构也有所变化，旋转卷起部分大幅度缩小，且在靠近下壁面位置向上卷起的趋势有所抑制。造成这些现象的原因主要是，随着出口马赫数降低，通过进气道的流量减小，出口压力增加，逆压梯度增强，进而导致下壁面处的低动能流体不能抵挡这种逆压梯度而过早发生分离，出口低压区所占面积相应变大。出口马赫数较高时，情况则刚好相反。

综上分析可知，出口马赫数对轴线方向的逆压梯度有较大影响，出口马赫数越低轴线方向逆压梯度越大。当存在进口边界层吸入时，进气道底部低动能气流对轴线方向逆压梯度较为敏感，轴线方向逆压梯度增加容易造成气流分离，会显著增大进气道底部低压区范围。同时，轴线方向气流难以抵抗逆压梯度，非主流方向的二次流动加强，更容易诱导靠近出口处对涡结构的形成。

5 结论

采用数值模拟方法研究了S弯进气道有、无进口边界层吸入时进气道内流场结构的变化，主要结论如下：

(1) 对比无边界层吸入，有边界层吸入时进口唇口处存在马蹄涡结构，且在几何因素的影响下，流体从过渡段位置逐渐向对称面汇聚并向上卷起形成一尺度较大的对涡结构。此外，有边界层吸入时沿程底部低压区逐渐增大，三维流线在进气道中部开始离开壁面以螺旋形向下发展，形成较大分离区。

(2) 出口马赫数改变对进气道性能有较大影响。流场结构上，出口马赫数降低会使逆压梯度增加，进口处鞍点逐渐向进口中间位置偏移，甚至出现进口流体回流现象；同时，近下壁面低动能流体在逆压梯度下发生更大的分离，进气道底部低压区扩大。二次流结构上，出口马赫数降低会导致对涡尺度进一步增大。出口马赫数较高时，流动分离现象明显减弱，低压区减小，出口对涡尺度减小。

图11 无边界层吸入时不同出口马赫数下的流线和总压恢复系数分布Fig.11 Streamline and total pressure recovery coefficient istribution with different outlet Mach number and no boundary layer suction

图12 有边界层吸入时不同出口马赫数下的出口总压和二次流流线Fig.12 Outlet total pressure and secondary flow streamline with different Mach number and boundary layer suction