基于五孔探針的大S彎進(jìn)氣道旋流畸變評估

徐諸霖，達(dá)興亞，范召林

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所，綿陽 621000

基于五孔探針的大S彎進(jìn)氣道旋流畸變評估

徐諸霖，達(dá)興亞*，范召林

中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所，綿陽 621000

背負(fù)式S彎進(jìn)氣道擁有較好的前向雷達(dá)隱身性能，同時有利于起落架布置、武器內(nèi)埋，但其出口流場的非均勻性會嚴(yán)重影響發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定性。除了總壓畸變、總溫畸變的影響之外，旋流畸變也是流場非均勻性的一種重要體現(xiàn)。為研究背負(fù)式大S彎進(jìn)氣道的旋流畸變特性，采用美國汽車工程師協(xié)會(SAE)的旋流評估方法，利用基于五孔探針的旋轉(zhuǎn)式測量段對進(jìn)氣道出口的強(qiáng)旋流場進(jìn)行測量分析，入口馬赫數(shù)的范圍為0.2～0.6。所有馬赫數(shù)下旋流方向(Swirl Directivity, SD)和旋流對數(shù)(Swirl Pairs, SP)變化不大，均顯示出口旋流為對旋模式，與理論分析和數(shù)值計算結(jié)果吻合。同時，測量的對旋渦呈現(xiàn)出弱非對稱性，最大旋流角超過40°，旋流強(qiáng)度(Swirl Intensity, SI)從內(nèi)環(huán)的6°增加到外環(huán)的13°左右，且在馬赫數(shù)小于0.5的范圍內(nèi)沒有明顯變化。本文研究表明，雖然SAE的旋流畸變計算方法中部分指標(biāo)可以有效識別出大S彎進(jìn)氣道的旋流模式，但是旋流強(qiáng)度指標(biāo)卻明顯不能表現(xiàn)出對旋渦的強(qiáng)旋狀態(tài)，制約了其在該類進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性評估中的應(yīng)用。

S彎進(jìn)氣道;五孔探針;旋渦;分離流動;旋流畸變

隨著S彎進(jìn)氣道的普及應(yīng)用，與旋流相關(guān)的進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性問題越來越突出，比如使用大S彎進(jìn)氣道的無人機(jī)[1-2]、具有邊界層吸入式進(jìn)氣道的N+3代客機(jī)[3]。影響發(fā)動機(jī)穩(wěn)定的因素除了旋流強(qiáng)度之外還有旋流方向：與發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動方向相反的旋流會引起發(fā)動機(jī)失速、喘振[4]，嚴(yán)重時甚至導(dǎo)致發(fā)動機(jī)空中停車[5]；正向旋流將影響發(fā)動機(jī)的推力效率，使耗油率上升[6]。長期處于對渦旋流中的發(fā)動機(jī)極易出現(xiàn)高循環(huán)疲勞失效[7]。

旋流是一種典型的橫向分離流動，其產(chǎn)生與進(jìn)氣道內(nèi)部的二次流動和分離渦密切相關(guān)，而這兩者是由于氣流通過彎道時的離心壓力梯度所導(dǎo)致的[8]，而大S彎進(jìn)氣道具有更大的彎度，其離心壓力梯度會更大，因此其出口旋流強(qiáng)度會顯著增大。美國汽車工程師協(xié)會(Society of Automotive Engineers，SAE)總結(jié)了旋流的類型、產(chǎn)生及其影響和旋流評估等問題，發(fā)布了旋流評估指南Aerospace Information Report 5686 (AIR 5686)[8]。Honeywell發(fā)動機(jī)公司的Sheoran等[9]發(fā)現(xiàn)整體渦對壓氣機(jī)的影響大于對渦和局部渦，但是對渦對壓氣機(jī)流量、效率、總壓比也有削弱，當(dāng)其存在時，發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作范圍降到只有原來的2/3[10]。

國內(nèi)對S彎進(jìn)氣道也有一定程度的研究。張曉飛等[11]發(fā)現(xiàn)水平飛行狀態(tài)下的S彎進(jìn)氣道也存在對渦旋流，且結(jié)構(gòu)不隨攻角變化；側(cè)滑狀態(tài)下，對渦旋流逐漸演變?yōu)檎w渦且旋流強(qiáng)度較大，極易引發(fā)發(fā)動機(jī)喘振或者熄火。謝文忠和郭榮偉[12]研究了位于腹下且無隔道的跨聲速大偏距S彎進(jìn)氣道，發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道第二拐點處的對渦導(dǎo)致了進(jìn)氣道出口截面總壓畸變區(qū)域偏大，飛行攻角和側(cè)滑角對進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)的影響不大。葉飛等[13]設(shè)計了一種可調(diào)葉片式旋流發(fā)生器，模擬了偏置對渦旋流，發(fā)現(xiàn)隨著旋流向下游發(fā)展，在旋流誘導(dǎo)速度的作用下，2個旋流中心會按照較強(qiáng)旋流的方向產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)。目前，對畸變的控制技術(shù)主要有主動與被動2種。主動控制技術(shù)以射流控制為主，例如劉雷等[14]對進(jìn)氣道附面層進(jìn)行小角度吹氣模擬，發(fā)現(xiàn)在流動分離處前方第一個拐點吹氣對旋流畸變強(qiáng)度有一定程度的減弱；被動控制技術(shù)以擾流片控制為主，例如李大偉和馬東立[15]通過在進(jìn)氣道安裝小型導(dǎo)流葉片降低了S彎進(jìn)氣道的總壓畸變指數(shù)，且對總壓恢復(fù)系數(shù)影響極小。

總的來說，旋流對發(fā)動機(jī)的影響問題已經(jīng)得到國內(nèi)外的廣泛重視。但是，旋流對下游發(fā)動機(jī)的影響卻一直是理論研究與試驗研究的難題，一方面是由于旋流測量和模擬的難度，另一方面則是發(fā)動機(jī)對進(jìn)氣道旋流場的影響要遠(yuǎn)大于總壓畸變,也即發(fā)動機(jī)可能會改變旋流特性。因此，開展單獨進(jìn)氣道的旋流畸變研究，是進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性評估、發(fā)動機(jī)與旋流之間的相互作用分析的重要基礎(chǔ)。

本文針對某背負(fù)式大S彎進(jìn)氣道，首先通過計算流體動力學(xué)(Computational Fluid Dynamics， CFD)方法對大S彎進(jìn)氣道旋流場進(jìn)行模擬分析，再采用基于五孔探針的測量段和SAE旋流畸變評估方法，對進(jìn)氣道出口截面的旋流進(jìn)行了測量與評定。通過對比試驗與計算2種結(jié)果來分析旋流模式、強(qiáng)度與來流之間的關(guān)系，加深對進(jìn)氣道出口流場旋流畸變的認(rèn)識，進(jìn)而為旋流畸變對背負(fù)式大S彎進(jìn)氣道/發(fā)動機(jī)相容性影響的評估奠定基礎(chǔ)。

1 旋流測量方法

1.1 大S彎進(jìn)氣道模型和試驗方法

圖1 進(jìn)氣道在飛翼模型中的安裝位置
Fig.1 Installation position of inlet in flying-wing model

1.2 大S彎進(jìn)氣道測量段面臨的問題

傳統(tǒng)進(jìn)氣道試驗使用固定的總壓測量耙測量出口截面的總壓分布，一般在周向分布6耙、8耙或者12耙，每個耙上安裝5個皮托管式總壓探針，耙間相對位置比較固定，所以測得的數(shù)據(jù)表現(xiàn)出來的規(guī)律不具有較強(qiáng)的連續(xù)性，因此，常常需要增加測試工作量來提高數(shù)據(jù)的連續(xù)性[17]。這種方法適用于流向角不大的情況，當(dāng)流向角增大后，可以使用Kiel探針或者五孔探針，其中Kiel探針不能測量流向角，只能測量總壓。由于進(jìn)氣道出口流場沿周向變化劇烈，當(dāng)測量耙間隔過大時有可能不能分辨出真實的畸變圖譜，進(jìn)而影響畸變的評估結(jié)果。因此，本文采用基于五孔探針的旋轉(zhuǎn)測量段。

1.3 五孔探針測量段結(jié)構(gòu)設(shè)計

圖2 五孔探針測量段示意圖
Fig.2Schematic of five-hole probe measurement section

五孔探針測量段如圖2所示。探針由測量段的外壁面嵌入進(jìn)氣道出口流場中，受探針制造、校準(zhǔn)等諸多因素的影響，在周向僅安裝了3個L型五孔探針，彼此間隔為120°。探針尾部與軸向步進(jìn)電機(jī)連接，由電機(jī)自動控制其徑向移動。在軸向電機(jī)上集成了相對編碼器，配合專用的電機(jī)驅(qū)動器，使步長達(dá)到了0.007 9 mm。測量段的周向轉(zhuǎn)動采用的是手動方式，探針會隨著測量段一起轉(zhuǎn)動，從而實現(xiàn)任意周向站位的測量。

1.4 測量位置

根據(jù)美國SAE的總壓測量規(guī)范，在徑向等面積中心布置5個測量點，周向測量角度間隔10°，總共測點數(shù)為180個，如圖3所示。在圖3中，從外向內(nèi)依次標(biāo)識為環(huán)1～環(huán)5，底部位置的周向角(θ)標(biāo)識為0°，并沿順時針方向遞增。由于探針為120°等間隔分布，因而只需要13個周向測量角度便可以測得整個扇面的數(shù)據(jù)。

圖3 測量點位置
Fig.3 Positions of measurement points

1.5 五孔探針參數(shù)及數(shù)據(jù)處理方法

所使用的3個L型五孔探針為美國Aeroprobe公司的產(chǎn)品。如圖4所示，探針頭部為圓錐形，軸的長度為152.4 mm、直徑為4.8 mm，頭部長25.4 mm、直徑為3.18 mm，尾部的5根測壓管連接到壓力掃描閥的測壓端口。該探針由Aeroprobe公司校準(zhǔn)，校準(zhǔn)馬赫數(shù)為0.1～1.5，流向角精度為0.4°，速度精度為0.8%，氣流測量角為60°[18]。

圖4 五孔探針參數(shù)
Fig.4 Parameters of five-hole probe

圖5 兩種方法的處理結(jié)果(位置：環(huán)4，θ=170°)
Fig.5Results of two methods (position: Ring 4, θ=170°)

采用五孔探針測量復(fù)雜流場時，壓力信號從毛細(xì)管引出，需要一定穩(wěn)壓時間，所以在測量脈動流場時會受到一定影響。本文分析了2種數(shù)據(jù)處理方法對結(jié)果的影響，如圖5所示，其中：圖5(a)為采用局部最小二乘(Local-Least Squares，LLS)擬合方法的結(jié)果，圖5(b)為采用分區(qū)擬合(Sector Fitting，SF)方法的結(jié)果。LLS方法是Aeroprobe推薦的數(shù)據(jù)處理方法，其優(yōu)點是精度高，但處理速度慢。SF方法使用探針壓力測值最大的點確定一個分區(qū)，讀取對應(yīng)分區(qū)的擬合系數(shù)，再進(jìn)行快速擬合[19-20]，雖然精度稍低，但處理速度更快。如圖5所示，LLS方法幾乎在所有的點都能處理出結(jié)果，但是壓力波動十分劇烈，使得這些值失去了統(tǒng)計意義。相反，SF方法具有更好的處理結(jié)果，除少數(shù)點返回0外，其余點的波動量顯著減小，且有效數(shù)據(jù)點較多。

2 旋流的定義和計算方法

2.1 旋流角的定義

考慮到不同因素的影響，例如物理參數(shù)、進(jìn)氣道構(gòu)造、旋流特征等，進(jìn)氣道旋流可以分為4種[8]：整體渦旋流(Bulk Swirl)、對渦旋流(Paired Swirl)、橫向渦旋流(Cross-Flow Swirl)、集中渦旋流(Tightly-Wound Swirl)。集中渦旋流一般產(chǎn)生于當(dāng)進(jìn)氣道在地表或近地面吸入地表的旋渦之后，而橫向渦旋流大多在渦槳發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道中產(chǎn)生。整體渦旋流與對渦旋流普遍出現(xiàn)于當(dāng)今絕大多數(shù)現(xiàn)役戰(zhàn)機(jī)進(jìn)氣道之中，本文所研究的大S彎進(jìn)氣道中的旋流即為對渦旋流，為了區(qū)分不同旋流模式和構(gòu)建相關(guān)旋流指標(biāo)，本文引入旋流角α這一參數(shù)。α為出口截面上周向速度Uθ與軸向速度Ux的夾角，具體表達(dá)式為

(1)

本文規(guī)定從進(jìn)氣道出口往入口看，逆時針為正向。

2.2 旋流畸變指標(biāo)

本文使用 AIR 5686[8]標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定中對旋流畸變參數(shù)的定義和旋流指標(biāo)體系，基于環(huán)面定義以下4種旋流指標(biāo)：

(2)

(3)

2) 旋流強(qiáng)度(Swirl Intensity，SI)。旋流強(qiáng)度為絕對周向旋流角的加權(quán)平均值，且不具有方向性，其表達(dá)式為

(4)

3) 旋流方向(Swirl Directivity，SD)。旋流方向表示對渦中主導(dǎo)旋流的旋轉(zhuǎn)方向，其表達(dá)式為

(5)

其值正負(fù)代表了對渦整體旋向，其值大小代表了旋流與風(fēng)扇/壓氣機(jī)轉(zhuǎn)向的擬合程度,范圍為-1～+1：當(dāng)其值為+1時，出口截面存在唯一與壓氣機(jī)轉(zhuǎn)向一致的正向整體渦旋流；當(dāng)其值為-1時，出口截面存在唯一與壓氣機(jī)轉(zhuǎn)向相反的負(fù)向整體渦旋流；當(dāng)其值介于-1和+1之間時，出口截面存在對渦。

4) 旋流對數(shù)(Swirl Pairs，SP)。旋流對數(shù)表示出口截面所存在對渦數(shù)目，其表達(dá)式為

(6)

針對單對渦旋流來說，當(dāng)SP的值為+1時，表示存在1對對稱對渦；當(dāng)其值介于+0.5與+1之間時，表示存在1對非對稱對渦；當(dāng)其值為+0.5時，表示存在單個正/負(fù)旋向的整體渦；對于復(fù)雜的旋流狀態(tài)，SP值是沒有上限的，例如SP=2時，代表2對對渦。圖6為風(fēng)扇/壓氣機(jī)旋轉(zhuǎn)方向為逆時針且只存在1個對渦時的SP、SD示意圖[8]。

上述4項旋流畸變指數(shù)均適用于不同旋流類型，對比以前所使用的旋流畸變指數(shù)SC(60)等，更能全面描述旋流畸變模式[21-22]。

圖6 SP、SD示意圖
Fig.6 Schematic of SP and SD

圖7 單對對稱渦旋流第i環(huán)旋流角分布
Fig.7Swirl angle of the ith ring of symmetric single paired swirl

3 旋流畸變分析

3.1 進(jìn)氣道旋流演變分析

首先借助CFD計算結(jié)果對管內(nèi)流動進(jìn)行分析。雖然CFD在模擬大S彎進(jìn)氣道強(qiáng)分離流方面還存在一些不足，但可為認(rèn)清基本流動狀態(tài)提供依據(jù)，也可以為試驗提供參考。

計算域包含入口等直段、進(jìn)氣道和出口等直段，計算網(wǎng)格約780萬，選用Spalart-Allmaras模型，入口給定總溫、總壓邊界條件，出口給定流量邊界條件，雷諾數(shù)取試驗值。圖8給出了計算得到的馬赫數(shù)Ma=0.5時的進(jìn)氣道軸向剖面的總壓恢復(fù)系數(shù)和流線分布，其中pt0為入口總壓，p0為當(dāng)?shù)乜倝海S向X=625 mm截面為進(jìn)氣道出口截面，X=0 mm截面為進(jìn)氣道入口截面。其他馬赫數(shù)下的畸變圖譜和流線分布與圖8十分類似，本文不再給出。從圖8中可以看出，出口截面上部具有一個較大的分離區(qū)。

圖8 進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)和流線分布(Ma=0.5)
Fig.8Distributions of total pressure recovery coefficient and streamline of inlet (Ma=0.5)

圖9 內(nèi)部截面總壓恢復(fù)系數(shù)和旋流分布(Ma=0.5)
Fig.9Distributions of total pressure recovery coefficient and swirl of internal sections (Ma=0.5)

圖9展示了大S彎進(jìn)氣道8個剖面上的總壓恢復(fù)系數(shù)和旋流分布?？梢钥闯?，從入口至出口，管道剖面形狀從半橢圓形演變?yōu)橹睆綖?50 mm的圓形。X=0，89 mm時，截面位于進(jìn)氣道第1個彎道區(qū)域，氣流隨著彎道均勻地向下流動，并未出現(xiàn)旋渦。當(dāng)X=179 mm時，截面下方兩側(cè)出現(xiàn)較小的圓形低壓區(qū)，而此時并沒有旋渦形成，但當(dāng)X=268 mm時，截面位于大S彎進(jìn)氣道最大偏移截面，同時也是第1個彎道的末端、第2個彎道的始端，截面左、右下角出現(xiàn)旋渦。當(dāng)氣流進(jìn)入第2個彎道時，兩側(cè)旋渦逐漸耗散，而上部流動分離區(qū)增大，總壓恢復(fù)系數(shù)下降到0.82，為全流道最低數(shù)值。在進(jìn)氣道后半段，上部較大低壓區(qū)與下部兩側(cè)較小低壓區(qū)的作用范圍不斷擴(kuò)大，但總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸提高，同時在上部低壓區(qū)形成較大的對渦。因此，上半部的旋流應(yīng)是試驗測量的重點。

3.2 旋流角測量結(jié)果與計算結(jié)果的對比分析

圖10給出了Ma=0.5時試驗和計算得到的旋流角云圖與速度矢量圖。兩種結(jié)果相同點表現(xiàn)為：旋流角都呈現(xiàn)出水平反對稱分布，上半截面都存在較強(qiáng)的對渦且兩側(cè)旋流角最大值的絕對值均超過了40°；下半截面旋流角在±10°以內(nèi)且兩側(cè)均存在小范圍旋流角激增區(qū)，速度在此區(qū)域有所波動，但并未形成渦流。不同點表現(xiàn)為：計算結(jié)果對渦分布是均勻?qū)ΨQ的，而試驗結(jié)果中右側(cè)渦作用范圍略大于左側(cè)渦，右側(cè)大旋流角區(qū)域也大于左側(cè)。值得注意的是，計算結(jié)果在上半截面靠近中心的區(qū)域預(yù)測到一對反對稱旋流角激增區(qū)，這一區(qū)域?qū)?yīng)著渦的反向回流，而試驗旋流角云圖中并不能明顯看出這一回流區(qū)，說明試驗中這一區(qū)域的旋流角較小。比較試驗和計算相同測點的速度矢量，可以看出，試驗中的對渦區(qū)域向左偏置，計算中的對渦區(qū)域?qū)ΨQ性很好，兩者反映出的對渦旋向是一致的，從而得出：計算結(jié)果對于對渦位置的大旋流角區(qū)域的預(yù)測是比較準(zhǔn)確的，但是并沒有反映出回流區(qū)旋流角的真實大小。

圖10 出口截面旋流角和速度矢量的分布(Ma=0.5)
Fig.10Distributions of swirl angle and velocity vector on outlet section (Ma=0.5)

對于對渦旋流呈現(xiàn)非對稱分布問題，麻省理工學(xué)院Tournier[23]曾發(fā)現(xiàn)大S彎進(jìn)氣道的分離拓?fù)涑尸F(xiàn)出弱不對稱性，并指出這是由于真實流場中對稱結(jié)構(gòu)的不穩(wěn)定性引起的。Tournier使用的8耙總壓測量段測得的非對稱性并不明顯，這與文獻(xiàn)[16]中12耙總壓測量段測得的弱不對稱總壓圖譜類似。由于實際的弱不對稱性并不是簡單的圖譜周向平移或者錯位，所以可以排除探針測量位置不對稱的因素。文獻(xiàn)[13]中提到在進(jìn)氣道入口設(shè)置偏置的對渦旋流，隨著氣流向下游發(fā)展，在旋流誘導(dǎo)速度的作用下，2個旋流中心會按照較強(qiáng)旋流的方向產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)，而來流在入口截面的周向速度分量決定了入口旋流是否偏置，所以入口氣流的均勻性也可能是引發(fā)出口截面對渦不對稱的誘因之一。所以本文推斷這種旋流不對稱性與分離拓?fù)涞奈⑷醪粚ΨQ性有關(guān)，而進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)加工中存在的微小誤差和來流的不均勻性可能是觸發(fā)流動不穩(wěn)定、誘導(dǎo)非對稱分離拓?fù)涞闹饕颉?/p>

圖11是試驗測量的其他馬赫數(shù)下出口截面的旋流角分布云圖和速度矢量圖。大體上，各馬赫數(shù)下旋流角云圖均表現(xiàn)出一致的規(guī)律：呈現(xiàn)出具有弱不對稱性的八字分布，上半面旋流角大于下半面，右面大旋流角區(qū)域略大于左面。從而得出，在中低亞聲速流動中，馬赫數(shù)對旋流角的影響是很有限的。

圖11 不同馬赫數(shù)下出口截面的旋流角和速度矢量分布
Fig.11 Distributions of swirl angle and velocity vector on outlet section at different Mach numbers

圖12 各環(huán)旋流角曲線(Ma=0.5)
Fig.12 Curve of swirl angle of each ring (Ma=0.5)

圖12為馬赫數(shù)為0.5時，出口截面的各環(huán)旋流角變化曲線，橫坐標(biāo)為0°～360°。與圖3不同的是，圖12的0°起點在出口截面的正上方(圖3中的180°位置)，角度遞增方向為順時針。數(shù)值上，各環(huán)曲線從0°到360°大致處于下降趨勢。最內(nèi)環(huán)變化最平穩(wěn)，由內(nèi)到外，振蕩幅度逐漸增大，在最外環(huán)的300°和50°方位，幅值從10°陡增到接近40°的峰值。最大峰值一般出現(xiàn)在20°和340°方位，為大低壓區(qū)的對渦區(qū)域；最小值出現(xiàn)在周向180°附近，其幅值為0°，曲線數(shù)值符合反對稱規(guī)律。

3.3 旋流模式分析

圖13為在不同馬赫數(shù)下各環(huán)旋流方向SD的分布。從圖中可以看出，無論馬赫數(shù)在0.2～0.6之間如何變化，對渦總體方向為正向，從外到內(nèi)，旋向呈現(xiàn)由一般到弱、再到強(qiáng)的正向旋流變化趨勢，其中環(huán)3的旋流表現(xiàn)出最弱的同向性，SD平均值只有0.125 4，環(huán)5呈現(xiàn)最大占比的正向旋流，平均SD值達(dá)到0.275 4，而且從環(huán)4到環(huán)5，正旋程度增幅達(dá)到88.6%。

圖13 不同馬赫數(shù)下SD分布圖
Fig.13 Distributions of SD at different Mach numbers

圖14 不同馬赫數(shù)下SP分布圖
Fig.14 Distributions of SP at different Mach numbers

圖14為在不同馬赫數(shù)下各環(huán)旋流對數(shù)SP的分布。SP的值代表出口截面上對渦的個數(shù)，從Ma=0.2到Ma=0.6，各環(huán)SP均未超過1，所以出口狀態(tài)為單對渦旋流。另外，環(huán)3的平均SP值最大，表明該環(huán)對渦對稱性較好；環(huán)5的平均SP值最小，其值只有0.78，表明該環(huán)對渦對稱性較差。對比圖13與圖14可知，由于SP與SD兩者之間存在一定的反比關(guān)系，因而所表現(xiàn)出來的特征規(guī)律是一致的，即對渦中2個子渦旋向相互抵消程度越大(SD趨于0)，對稱性越好(SP趨于1)。改變馬赫數(shù)，各環(huán)SP值變化幅度的平均值在1.7%左右，綜合SD值的變化可以得出：來流速度對各環(huán)對渦的旋向與對數(shù)影響也不明顯。

3.4 旋流強(qiáng)度分析

圖15 不同馬赫數(shù)下SS分布圖
Fig.15 Distributions of SS at different Mach numbers

圖15為在不同馬赫數(shù)下各環(huán)平均旋流角SS的分布。可以看出，在馬赫數(shù)不變的條件下，正負(fù)平均旋流角從外向內(nèi)，其絕對值逐漸減小，但正平均旋流角絕對值始終大于負(fù)平均旋流角絕對值。增大馬赫數(shù)，各環(huán)正負(fù)平均旋流角表現(xiàn)出先減小后增大的趨勢。馬赫數(shù)為0.6時，各環(huán)正平均旋流角的平均值最大為12.41°，各環(huán)負(fù)平均旋流角的平均值的絕對值最大為9.61°。所以，平均旋流角變化的幅度與入口馬赫數(shù)的關(guān)系也不大。

圖16為在不同馬赫數(shù)下各環(huán)旋流強(qiáng)度SI的分布。SI絕對值大小反映了旋流畸變劇烈程度。5種馬赫數(shù)狀態(tài)表現(xiàn)出的趨勢相似，從內(nèi)環(huán)到外環(huán)旋流強(qiáng)度逐級增大，最外環(huán)平均旋流強(qiáng)度為12.9°，超過最內(nèi)環(huán)的2倍?？梢钥闯觯隈R赫數(shù)小于0.5的范圍內(nèi)SI基本保持不變，而馬赫數(shù)為0.6時SI有稍微明顯的變化。但是，SI僅僅只是代表一個平均程度，對于超過±15°的旋流角來說，各環(huán)的差異是很大的，所以該旋流強(qiáng)度指數(shù)并沒有反映該進(jìn)氣道旋流的真實強(qiáng)度，表明該指標(biāo)并不能完全表征對旋渦的強(qiáng)旋流狀態(tài)。

圖16 不同馬赫數(shù)下SI分布圖
Fig.16 Distributions of SI at different Mach numbers

4 結(jié) 論

本文對某大S彎進(jìn)氣道的旋流流場進(jìn)行了測量與分析，明確了旋流畸變特性，結(jié)論如下：

1) 該進(jìn)氣道的旋流為對旋模式，且各環(huán)為單對渦旋流，大旋流角主要集中在上半部分，外環(huán)的旋流角達(dá)到近40°，旋流強(qiáng)度超過12°，旋流強(qiáng)度由外環(huán)至內(nèi)環(huán)逐漸減弱。

2) 研究范圍內(nèi)，入口馬赫數(shù)與進(jìn)氣道出口旋流畸變形式以及分布規(guī)律的相關(guān)性較弱，對畸變角度和強(qiáng)度的影響不大，所以馬赫數(shù)對該進(jìn)氣道分離渦形態(tài)的影響也不大。

3) 相比傳統(tǒng)12耙總壓測量段測得的總壓畸變圖譜所呈現(xiàn)的對稱性，五孔探針測量段在進(jìn)行周向加密之后測量的旋流場卻呈現(xiàn)出弱非對稱性，正向旋渦占據(jù)更大區(qū)域，且強(qiáng)度也大于反向旋渦。

4) 該進(jìn)氣道的非對稱旋流的成因可能與流動不穩(wěn)定性、入口均勻性、模具精度等因素有關(guān)，但需進(jìn)一步的試驗與驗證。

5) SAE方法能夠準(zhǔn)確判斷出進(jìn)氣道的對旋畸變模式，但畸變強(qiáng)度指標(biāo)卻不能表現(xiàn)出對旋渦的強(qiáng)旋流狀態(tài)，可能會影響其在相容性評估中的應(yīng)用。

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five-holeprobe

XUZhulin,DAXingya*,FANZhaolin

HighSpeedAerodynamicsInsititute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

ThedorsalS-shapedinletpossessesanexcellentabilityofforwardradarstealthandbenefitsthedisposaloflandinggearsandthemissile,butthenon-uniformflowfieldintheoutletinfluencesthestabilityoftheengineseriously.Besidestotalpressuredistortionandtotaltemperaturedistortion,swirldistortionisalsooneimportantembodimentofnon-uniformity.Toresearchthecharacteristicsofswirldistortion,thispaperusestheassessmentmethodologyofSocietyofAutomotiveEngineers(SAE)andarotationalfive-hole-probe-basedmeasurementtoassessthehighlyswirlingflowfieldofthedorsalserpentineinletatMachnumbersbetween0.2and0.6.TheresultsindicatethatthechangeoftheSwirlDirectivity(SD)andSwirlPairs(SP)isnotapparentduringtheappointedmachrange,andthereisapairedswirlinweaksymmetryintheoutlet.Themaximumswirlangleismorethan40°.SwirlIntensity(SI)increasesfrom6°intheinternalringto13°intheexternalring,withoutapparentchangeatMachnumbersbelow0.5.AlthoughtheassessmentofSAEhasidentifiedthemodeofswirl,itsswirlintensitydescriptordoesnotmanifestthestateofhighswirling,impedingtheapplicationofSAE’sassessmentmethodologytoassessmentofconsistencybetweeninletsandengines.

S-shapedinlet;five-holeprobe;vortex;separatedflow;swirldistortion

2017-04-21；

2017-05-16；

2017-06-27；Publishedonline2017-07-071148

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171205.html

NationalNaturalScienceFoundationofChina(11602291)

.E-maildxingya@163.com

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121342

2017-04-21；退修日期2017-05-16；錄用日期2017-06-27；網(wǎng)絡(luò)出版時間2017-07-071148

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171205.html

國家自然科學(xué)基金(11602291)

.E-maildxingya@163.com

徐諸霖，達(dá)興亞，范召林．基于五孔探針的大S彎進(jìn)氣道旋流畸變評估J． 航空學(xué)報,2017,38(12):121342.XUZL,DAXY,FANZL.Assessmentofswirldistortionofserpentineinletbasedonfive-holeprobeJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(12):121342.

V211

A

1000-6893(2017)12-121342-10

王嬌)

Assessmentofswirldistortionofserpentineinletbasedon