不同抽吸孔布局的进气道抗反压能力机理分析

王 亮

(神华准格尔能源有限责任公司矸石发电公司,内蒙古 鄂尔多斯 017000)

0 引言

超声速发动机进气道抗反压能力一直是冲压发动机研究的重点和难点，国内外对该方面也进行了大量的研究，杜瑶等[1]研究了超声速进气道正激波位置对涡扇发动机的动稳态影响，通过对喷管喉道面积和压缩部件导叶角的快速调节，获得了能够抑制正激波位置的变化规律。赵凯[2]通过高背压改造汽轮机组轴系振动异常事件的诊断及处理研究，获得了在处理异常的同时降低机组启动次数,减少机组的燃煤量,提高经济效益。姚程等[3]通过非定常数值模拟燃烧室反压的脉动作用，获得了激波传播与局部弹性壁板的流固耦合的振动机理。李季等[4]通过边界层对超燃冲压发动机流场的影响，发现了不同燃料的当量比的燃烧呈现不稳定的状态，激波串在隔离段内前后振荡传播现象。Wagner等[5]分析了进气道/隔离段从起动到不起动过程的压力分布情况，初次得到了压力振荡出现小喘、大喘和非振荡现象。冯岩岩等[6]通过大涡模拟发现了微气泡对光滑平板及部分粗糙平板湍流附面层具有较好的减阻效果。易仕和[7]开展了基于NPLS开发的密度场测量,雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法研究,再现了边界层、混合层,激波等典型流场结构及其时空演化特性。Gülhan和Häberle[8]发现了泄流位置对超声速进气道唇口的激波与附面层干扰引起分离的影响，发现了泄流能够显著改善激波/边界层干扰区域的流场结构。Herrmann等[9]通过不同的抽吸模型实验研究发现了抽吸孔具有稳定亚临界状态的作用。苏纬仪等[10]研究了分离包的前后压差合理的设计抽吸孔，得到了抑制了附面层分离机理。董洪瑞等[11]比较了多种边界层抽吸布局的激波与附面层干扰流动机理，分析了各种模型在不同工况下的优缺点，为超声速进气道抽吸孔设计提供依据。Häberle和Gülhan[12]研究发现了在喉道位置安装抽吸孔可以有效地控制不起动现象，而在隔离段内采用抽吸孔并不影响进气道的压力分布和马赫分布的现象。毛娅[13]基于CFD数值模拟设计了一种直接安装于烟道内的新型管道烟气加热装置。发现了缩小相邻两燃烧器的中心间距能够扩大烟道壁面处的低温区,同时使中心燃烧器火焰长度大幅减小。孙润鹏等[14]采用吹除技术对激波附面层干扰现象的研究，发现了吹除喷嘴越接近分离区域，吹除低能流体的效果越好。Titchener等[15]通过涡流发生器有效地控制中心面展向流，采用抽吸孔控制角涡分离流，明显提高了进气道的总压恢复系数。胡向嘉[16]分析了肋式涡流发生器对压气机叶栅角区分离流动的控制机理，发现了肋式涡流发生器安装角不同，使得顶部流向涡会明显变换旋向,从而导致涡流发生器角区分离流的相互作用出现较大的不同。

国内外常采用斜抽吸孔来增加进气道抗反压能力，采用垂直的抽吸孔布局研究较少，也缺少深入其机理研究。本文针对两种布局抽吸孔的进气道进行了不同压比的机理深入研究，重点分析了不同压比条件下抽吸孔内流场变化，进一步研究了进气道从起动到不起动的进气道激波传播机理和壁面压力变化，为后续类似超声速进气道抽吸孔设计提供基础。

1 物理模型及边界条件设置

为了较好的模拟两种布局的进气道抗反压能力，在进气道唇口反射激波与附面层干扰区域设计了两种进出口面积相等的抽吸孔，如图1所示，设计马赫数为2.6，进气道两个压缩角为10°和12°，在设计马赫数下进气道前缘两道斜激波相交于唇口，喉道高度65 mm，等值段后是扩张段，进气道出口为压缩段，出口高度为145 mm。

图1 进气道简化模型

下面是进气道的边界条件设置，进气道为二维模型，远前方为远流场，来流马赫数为2.6，静压为5×104，设置三个压力出口，压力出口初始压力设置与来流静压相等，进气道的上下壁面如图2所示。

图2 进气道的边界条件设置

2 数值方法及反压条件设置

数值模拟采用定常的雷诺平均方法，k-ω湍流模型，隐式的二阶迎风格式和密度求解器。在流场计算迭代过程的各残差均降至6个数量级，同时进气道进出口流量保持稳定变化，认为是结果收敛。燃烧室反压采用Patch方法，即在进气道出口截一段区域设置为高压低速，速度通常设置为亚声速：v=80 m/s，燃烧室初始反压设置为P=5×105Pa，进气道内的反压随着燃烧室的压力升高而增加，进气道压比：PressureRatio(PR)=P/P0，在CFD计算时，P0设置为远前方来流压力，通过逐渐增加燃烧室的反压，观察正激波移动情况，当进气道出现溢流时，进气道开始出现不起动现象。如图3所示。

图3 模拟燃烧室反压条件和边界条件设置

3 数值方法验证

为了验证本文采用的雷诺平均数值计算方法的可靠性，采用了文献[17]中的模型进行对比分析。其模型的楔面角分别为10°和14°，来流马赫数为5，进口总压为2.12×106Pa，总温为410 K。

图4表示了在来流马赫5条件下SWBLI的实验计算和数值结果。图4(a)和图4(c)分别表示不同楔角的实验结果。图4(b)和图4(d)是相对应的SWBLI的数值计算纹影图。从图中可以发现，采用雷诺平均数值计算结果与实验结果得到的波系结构相同。也就是说，本文后续使用的该数值模拟方法能够准确地仿真激波传播的波系结构，并对附面层的流动分离现象能够较好的预测。

图4 不同压缩角实验和数值模拟纹影图比较

图5是壁面压力分布情况，实验结果与数值计算结果趋势接近，也进一步证明了该文采用的数值方法的可靠性。

图5 壁面静压分布的实验和计算结果对比

4 结果分析

为了较好的模拟燃烧室反压，在进气道出口设置低速高压的边界条件，初始压比为PR=10。下面是不同压比条件下的密度梯度纹影图6，当PR=10时，带有抽吸孔-1的进气道出口的反压引起的激波还没有影响到进气道进口流动，前缘两道斜激波相交于进气道唇口，反射激波与下壁面的抽吸孔后缘相交。抽吸孔前缘形成膨胀波与反射激波相交，反射激波速度增加，压力降低。同样，在PR=10时，带有抽吸孔-2的进气道出口反压的也没有影响到进气道上游的流动。

图6 不同压比的进气道密度梯度纹影图

激波在喉道内多次反射，在随着压比的增大，正激波逐渐向前移动。当PR=14时，两种布局的进气道在喉道区域形成不规则的激波，正激波已传播到抽吸孔区域附近。

图7是PR=15.1的密度梯度纹影图，抽吸孔-1的进气道正激波传播到唇口附近，但是还没有发生溢流，进气道还是起动状态。而抽吸孔-2的进气道在进气道唇口出现了溢流现象，同时在抽吸孔内出现强的密度梯度，进气道捕获流量减小，进气道出现不起动现象。

图7 压比PR=15.1的密度梯度纹影图

图8是不同压比的马赫分布云图，当PR=10时，模型-1的进气道出口的上下壁面出现分离现象，这是由于靠近壁面的速度较小，逆度梯度较大，出口中间是超声速。随着压比的增加，正激波逐渐向前移动，当压比PR=14时，模型-1的反压引起的正激波传播到抽吸孔区域附近，超声速流经正激波压缩后都是亚声速流，抽吸孔内壁面出现分离现象，抽吸孔仍然有激波反射现象。同样，模型-2的正激波也传播到抽吸孔区域，在抽吸孔内的壁面出现较大的分离现象，进气道内都是亚声速流，两种模型在该压比条件下都没有出现溢流现象，都是起动状态。当PR=15.1时，模型-1的正激波进一步向前传播，正激波移动到进气道进口，进气道内都是亚声速，进气道也没有出现溢流现象。而模型-2进气道的进口出现了溢流现象，进气道的捕获流量变小，进气道出现了不起动状态。因此从上面的分析可以看出，模型-1的进气道抗反压能力要强于模型-2，即模型-1具有较好的起动能力。

图8 不同压比的进气道马赫分布云图

基于上述分析，得到不同抽吸孔对进气道抗反压能力的影响，在不同抽吸孔内的马赫分布也有很大的不同。下面重点分析两种布局抽吸孔附近的流体传播。图9(a)当PR=10时，模型-1由于抽吸孔前缘出现膨胀波，马赫数加速到3.6,经过抽吸孔内的激波多次反射，在抽吸孔出口马赫数降为2.93，进气道喉部下游的上壁面出现分离现象，分离包形成的膨胀波使得马赫数上升为1.78。图9(b)当PR=10时模型-2在抽吸孔进口马赫数为2.78，在抽吸孔内形成了一道强激波与抽吸孔壁面干扰，并形成激波反射，在抽吸孔内形成一个亚声速回流区，马赫数降到0.12，进气道的下壁面出现较小的分离波。随着压比的增加，当PR=13时，模型-1的激波传播到喉部下游，激波与附面层干扰，靠近壁面的压力相对较低，反压的作用，进气道上下壁面出现较大的分离，分离包的的速度大幅度降低。模型-2膨胀波与抽吸孔壁面相互干扰并进一步在抽吸孔内反射，抽吸孔内的出现回流涡，回流涡内一部分流体向上，一部分是出口流向，在回流涡内的速度降为0.2。当压比PR=15.1时，模型-1进气道唇口形成正激波，进气道内产生为亚声速，正激波与下壁面干扰产生分离现象，抽吸孔进口的内壁面出现分离现象，在分离包的后缘形成再附激波，流体在再附区域加速成超声速。模型-2的正激波已经传播到唇口前缘，进气道出现溢流。抽吸孔的壁面出现分离现象，由于进气道壁面和抽吸孔内的压力差，在进气道内出现多个涡流结构。

图9 不同布局的抽吸孔内马赫分布

进一步分析不同压比对进气道壁面压力影响，图10、图11、和图12分析了不同压比的下壁面压力分布，其中Y轴为压力无量纲。图10首先分析了PR=10的壁面压力，很明显，该压比条件下形成的正激波并没有影响到进气道前缘的激波流动。而模型-2后缘形成分离，模型-1较模型-2的下壁面在该点的壁面压力稍大，模型-1在该压比条件下使得进气道上下壁面出现分离, 模型-2壁面的下壁面出现分离现象，并且下壁面分离接近进气道扩张段区域。

图10 压比PR=10的两种进气道下壁面压力分布

当PR=13时，正激波传播到喉部区域，从图11也可以看出，模型-2的壁面压力在抽吸孔后缘突增，整体的下壁面压力相比模型-1偏大，压比最大达到接近16。

图11 压比PR=13的两种进气道下壁面压力分布

图12所示，当PR=15.1时，模型-2下壁面压力在抽吸孔前缘增大，即正激波传播到进气道进口前缘，压比接近24，而模型-1的壁面压比只有8，而在抽吸孔后缘区域附近的压比小于模型-1。

图12 压比PR=15.1的两种进气道下壁面压力分布

5 结论

基于雷诺平均数值模拟计算，得到了两种抽吸孔布局的进气道的抗反压能力，研究了两种进气道的激波传播特性，并重点分析了不同压比条件下的抽吸孔内的马赫分布和下壁面压力分布情况，得到了以下几个结论：

(1)基于密度梯度纹影图，获得了不同压比的进气道内流体分布云图，发现了进气道内激波传播特性，随着反压比的增大，在进气道喉部区域形成较强的密度梯度。

(2)模型-1由于抽吸孔前缘出现膨胀波，马赫数加速到3.6,经过抽吸孔内的激波多次反射，在抽吸孔出口马赫数降为2.93；模型-2在抽吸孔进口马赫数为2.78，在抽吸孔内形成了一道强激波与抽吸孔壁面干扰，并形成激波反射，在抽吸孔内形成一个亚声速回流区，马赫数降到0.12。

(3)随着压比的增大，模型-1的正激波传播到进气道唇口区域，进气道内形成亚声速区域。由于压力差的影响，在抽吸孔的左侧壁面均出现较大的分离现象。

(4)当压比为15.1时，模型-2的抽吸孔在左侧壁面出现分离现象，进气道出口出现溢流，并伴随着不起动状态。进气道内的正激波传播到进气道压缩斜面，压缩斜面压力突增。