進口邊界層吸入對S彎進氣道流場影響的數(shù)值研究

常心悅，閔 浩，田 園，李 康，王飛飛

(中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，四川綿陽 621000)

1 引言

飛機進氣道性能優(yōu)劣對發(fā)動機推力及整個飛行器性能都有顯著影響[1]。出于隱身性考慮，目前各國現(xiàn)役的第三代和第四代具有隱身性能的戰(zhàn)機，多采用S彎進氣道，如F-22戰(zhàn)斗機[2]、F-16戰(zhàn)斗機等[3]。在無人機與導(dǎo)彈領(lǐng)域，S彎進氣道應(yīng)用更為廣泛，如美國的戰(zhàn)斧式巡航導(dǎo)彈和全球鷹無人偵察機。S彎進氣道結(jié)構(gòu)緊湊、節(jié)省空間，但其獨特的S形結(jié)構(gòu)使氣流在流經(jīng)路徑上需要經(jīng)過兩處方向相反的彎道，在第一和第二彎道處，流場的高壓區(qū)和低壓區(qū)分布相反[4]。沿周向方向，在氣體壓力的驅(qū)動下氣流產(chǎn)生二次流動，兩彎道處的旋流方向相反，使得進氣道出口處的氣流出現(xiàn)比較獨特的對渦結(jié)構(gòu)[5]。在沿程逆壓梯度、離心力及橫向壓差的綜合作用下，進氣道出口氣流畸變通常較大[6]。尤其是吸入大量附面層內(nèi)低動能流體的半埋入式和埋入式S彎進氣道，其出口氣流的速度場、壓力場不均勻度均較大，直接造成壓氣機穩(wěn)定裕度下降，增壓比和效率降低[7]。

早在上世紀80年代國外就已開始了S彎進氣道的研究。Wellborn等[5]針對S彎進氣道內(nèi)可壓縮流的研究表明，S彎內(nèi)存在較強的流動分離與二次流現(xiàn)象。而Abdellatif[8]的研究發(fā)現(xiàn)，進氣道幾何結(jié)構(gòu)是產(chǎn)生二次流的重要因素。Berrier等[9-10]針對非均勻進氣，試驗研究了高雷諾數(shù)大量附面層吸入的半埋式進氣道，表明出口馬赫數(shù)的變化會嚴重影響進氣道出口流場。國內(nèi)對S彎進氣道也開展了一定的研究工作，如余遠安等[11]對某導(dǎo)彈下埋式進氣道模型進行了實驗研究，提出了進氣道與彈身一體化設(shè)計的思路。

本文以一典型S彎進氣道為研究對象，探究有無進口邊界層吸入工況下，其內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)以及工況條件變化下進氣道內(nèi)流場的改變，以期為下游風扇的設(shè)計與性能分析提供參考。

2 研究對象與網(wǎng)格劃分

所研究的S彎進氣道進口為方形，出口為圓形。其中，進口截面尺寸為700 mm×650 mm，出口截面直徑D=764 mm，其余尺寸見表1。進氣道中心線和截面面積的變化采用較為成熟的緩急相當變化規(guī)律，唇口為翼型外形以降低阻力?？紤]到實際進口前存在機身影響，進氣道進口前有長Lb1=20D的邊界層發(fā)展壁面。

表1 進氣道幾何參數(shù)Table 1 Geometric parameters of S-shaped inlet

圖1為進氣道三維模型。由于進氣道結(jié)構(gòu)的對稱性，故只選取一半的模型進行網(wǎng)格劃分。計算域遠場為20D×20D×28D的矩形區(qū)域。整個計算域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格(圖2)，在進氣道壁面附近、進口唇口以及通道內(nèi)部對網(wǎng)格進行加密處理，并保證壁面附近y+為1左右，整個計算域網(wǎng)格數(shù)約為250萬。

進氣道進口遠前方來流的馬赫數(shù)Ma∞=0.53，靜壓p∞=86 328 Pa，總溫=288 K。進氣道進口給定總壓總溫進口邊界條件，出口給定背壓90 260 Pa；湍流模型設(shè)置為SST模型。若計算工況為有邊界層吸入狀態(tài)，則將進口邊界層發(fā)展壁面設(shè)置為無滑移壁面；若計算工況為無邊界層吸入狀態(tài)，則將進口邊界層發(fā)展壁面設(shè)置為滑移壁面。其他壁面均為絕熱無滑移壁面。

圖1 進氣道三維模型Fig.1 3D model of S-shaped inlet

圖2 計算域網(wǎng)格Fig.2 Computational domain mesh

3 計算結(jié)果分析及討論

3.1 流動結(jié)構(gòu)分析

圖3給出了有、無邊界層吸入時的進口總壓分布?？煽闯?，無邊界層吸入時，進口總壓分布基本為均勻狀態(tài)；有邊界層吸入時，進口底部有較大的總壓不均勻區(qū)域，其高度約占進氣道高度的25%。

圖3 S彎進氣道有無邊界層吸入時的進口總壓分布Fig.3 Inlet total pressure distribution of the S-shaped inlet with or without boundary layer

圖4給出了S彎進氣道進口處壁面極限流線和壁面剪切力分布，圖中紅色流線為三維流線。根據(jù)極限流線可看出，來流在唇口處滯止，部分氣流沿表面下洗，并與來流邊界層相遇形成鞍點結(jié)構(gòu)S。鞍點處氣流卷起形成旋渦并分為兩股向下游發(fā)展，一股流向通道內(nèi)，另一股流向進氣道外，這是典型的馬蹄渦結(jié)構(gòu)，主要為邊界層流體受前面阻礙物的影響發(fā)生相互干擾導(dǎo)致。

圖4 S彎進氣道進口處壁面極限流線和壁面剪切力分布云圖Fig.4 Inlet streamline and the distribution of the wall stress

圖5為S彎進氣道通道內(nèi)上下壁面的靜壓分布。圖中，Z表示沿進氣道軸向位置的長度，表示當?shù)仂o壓與來流總壓的比值。從圖中可看出，有、無邊界層吸入時壁面壓力分布大體相同。在第一彎位置，由于離心力作用，氣流涌向上壁面，使得上壁面壓力迅速上升；隨著氣流進入過渡段，壁面型線彎曲度變小，離心作用減弱，使得上壁面壓力逐漸下降，下壁面壓力上升，壓力梯度開始發(fā)生逆轉(zhuǎn)。第二彎位置與第一彎位置上下壁面靜壓呈相反的變化趨勢，下壁面壓力上升并超過上壁面壓力。可見，在經(jīng)歷兩個轉(zhuǎn)彎后上下壁面靜壓梯度發(fā)生了改變。

圖5 S彎進氣道通道內(nèi)上下壁面靜壓分布Fig.5 Static pressure distribution of the upside and downside wall

圖6給出了各截面總壓恢復(fù)系數(shù)σ(定義為當?shù)乜倝号c進口總壓的比值)的變化。無邊界層吸入時，沿進氣道各截面的總壓分布相對均勻，沿程截面基本無總壓損失。從三維流線可看出，流線整體規(guī)整，但有邊界層吸入時靠近底部存在較大低壓區(qū)，并隨著流向逐漸增大；在經(jīng)過第一彎位置時流線開始抬起并相互扭轉(zhuǎn)在一起，在第二彎位置流線呈螺旋狀卷起離開下壁面。從總壓云圖可看出，分離區(qū)沿流向逐漸擴大并向進氣道中心聚集，在臨近出口位置底部大范圍區(qū)域總壓恢復(fù)系數(shù)低于0.90。這是由于壓力梯度使得底部流體沿流向以螺旋形式逐漸離開壁面發(fā)生分離，造成了較大總壓損失。反之，無邊界層吸入時，雖然相比有邊界層吸入時壓力梯度變化更大，在經(jīng)過彎道位置梯度變化劇烈，但由于進口總壓均勻，只有近壁邊界層存在摩擦損失，所以并沒有出現(xiàn)分離狀況。

3.2 進氣道管內(nèi)二次流特征

圖6 S彎進氣道沿程總壓恢復(fù)系數(shù)分布對比Fig.6 Comparison of the total pressure recovery coefficient along the inlet with or without boundary layer suction

圖7為S彎進氣道有邊界層吸入時沿程各截面的靜壓分布和二次流流線分布。為了方便觀察，在進氣道進口與出口之間截取了截面1～3三個截面，分別位于約第一彎、過渡段和第二彎位置。

圖7 有邊界層吸入時的靜壓分布和二次流流線Fig.7 Static pressure distribution and secondary flow streamline of the S-shaped inlet with boundary layer suction

從進氣道沿程壁面靜壓可看出，壁面靜壓梯度從進口至出口過程中方向發(fā)生了改變，而壁面壓力梯度方向的改變是二次流發(fā)展的原動力。根據(jù)徑向平衡方程，氣體微團流過彎曲軌跡所產(chǎn)生的離心慣性力須由徑向的壓力梯度來平衡。氣流經(jīng)過第一彎位置時上壁面壓力高于下壁面的，當存在邊界層吸入時，靠近底部的流體速度較低，離心慣性力較小，應(yīng)當具有較小的曲率半徑；同時，由于壓力梯度的緣故，在第一彎位置流體有向下流動的趨勢，這一點可從圖中進口截面和截面1中看出。在從上壁面到下壁面的壓力梯度作用下，第一彎位置處的二次流從頂部向底部匯聚。

隨著氣流離開第一彎位置進入過渡段，進氣道幾何趨于平直，離心作用減弱，壓力梯度逐漸減小。此時進氣道底部壓力逐漸升高，頂部壓力逐漸降低，在壓力梯度變化的驅(qū)使下二次流向上部流動，如圖中截面2所示。二次流方向已經(jīng)發(fā)生改變，從進氣道底部指向頂部。

當氣流進入第二彎位置，壓力梯度發(fā)生逆轉(zhuǎn)，與第一彎處的相反。同時，由于進氣道幾何形狀從方形向圓形過渡，兩側(cè)幾何寬度收縮，氣流流動受限向中心位置靠攏。在幾何與壓力的雙重作用下，向?qū)ΨQ面處的流動趨勢逐漸加強，最終使得氣流在對稱面處相遇拱起形成一對渦，如圖中截面3與出口截面處所示。由于產(chǎn)生的對渦尺度較大、旋向相反，將底部低壓流體卷向中間，發(fā)生強烈的摻混作用，導(dǎo)致巨大的總壓損失，造成進氣道底部存在較大范圍的低壓區(qū)。對渦產(chǎn)生的原因如下：氣流流至第一彎位置時，在離心力作用下，主流流體向流道外側(cè)偏轉(zhuǎn)，到達外側(cè)壁面后，在沿程逆壓梯度的作用下速度逐漸減小，當自身能量無法克服逆壓梯度時開始向低壓區(qū)即進氣道內(nèi)側(cè)偏轉(zhuǎn)。這導(dǎo)致外側(cè)壁面附近的低壓低速流體向彎道內(nèi)側(cè)運動，主流區(qū)的高速流體因受離心力作用向外側(cè)運動，從而在第一彎位置處產(chǎn)生對渦雛形，在第二彎位置時彎折方向、徑向壓力梯度與第一彎相反，最終對渦旋轉(zhuǎn)方向發(fā)生逆轉(zhuǎn)。

圖8為進氣道無邊界層吸入時各截面的靜壓分布和二次流流線分布?？梢姡瑹o邊界層吸入時二次流表現(xiàn)形式與有邊界層吸入時的存在一定差別，在臨近出口處未形成較大尺度的對渦。造成這種差異的主要原因是，無邊界層吸入時進氣道內(nèi)氣流沿程總壓一直處于相對均勻狀態(tài)，雖然進氣道內(nèi)壁面壓力梯度也會發(fā)生逆轉(zhuǎn)，但此時進氣道底部流體動能較大，抵抗分離能力強。盡管因幾何和壓力梯度作用使流體向中心匯聚，卻并未分離產(chǎn)生對渦，依然緊貼壁面。

4 出口馬赫數(shù)變化對進氣道的影響

圖8 無邊界層吸入時的靜壓分布和二次流流線Fig.8 Static pressure distribution and the secondary flow streamline of S-shaped inlet without boundary layer suction

通過研究有無邊界層吸入時不同出口馬赫數(shù)下進氣道的變化，來探究出口馬赫數(shù)對進氣道流場的影響。圖9給出了不同出口馬赫數(shù)時進氣道進口處的極限流線和壁面應(yīng)力分布。對比圖中進口處流場結(jié)構(gòu)可知，兩種條件下進口唇口位置都存在典型的氣流遇鈍體產(chǎn)生馬蹄渦的現(xiàn)象。其中，Maout=0.40時鞍點S偏移至進口中間位置，且進口處有明顯回流；唇口處的馬蹄渦在流出進氣道內(nèi)部的一支明顯增大，并在進口處有較強的滯止溢流趨勢；從鞍點出發(fā)的流動分離線距離唇口較遠，這主要是因為出口馬赫數(shù)減小使逆壓梯度增大所致。而Maout=0.60時，鞍點S更靠近唇口，旋渦卷起程度較小，分離線更靠近唇口位置，基本無溢流發(fā)生。

圖9 不同出口馬赫數(shù)下的極限流線和壁面應(yīng)力分布Fig.9 Limit streamline and wall stress distribution with different Mach number at outlet

圖10為有邊界層吸入時不同出口馬赫數(shù)下的流線和總壓恢復(fù)系數(shù)分布。如圖所示，軸線方向沿程各截面總壓分布有顯著變化。對比圖中各截面流線和總壓恢復(fù)系數(shù)分布可知，Maout=0.40時低壓區(qū)約占出口一半的高度，但Maout=0.60時低壓區(qū)明顯減小，只占出口不到15%的高度。從三維流線上可看出，Maout=0.40時，流線在靠近第一彎位置開始螺旋抬起，經(jīng)過過渡段靠近第二彎位置底部流線劇烈糾纏并以螺旋狀抬起向下游發(fā)展，產(chǎn)生了較大的流動分離。Maout=0.60時，近下壁面處流線相互卷起螺旋的位置更靠近下游，在靠近第二彎位置才有較明顯的螺旋分離，且分離尺度也較Maout=0.40時的小。其原因是隨著出口馬赫數(shù)降低，進出口壓差增大，流量減小，導(dǎo)致軸線方向逆壓梯度增加，底部低動能流體不能抵擋這種逆壓梯度，進而發(fā)生流動分離，且在幾何形狀和上下壁面壓力梯度影響下更容易產(chǎn)生強烈的二次流，導(dǎo)致巨大的總壓損失。

圖11為無邊界層吸入時不同出口馬赫數(shù)下的流線和總壓恢復(fù)系數(shù)分布。由圖可知，沿程各截面總壓分布在不同出口馬赫數(shù)下無顯著變化；由于進口總壓分布均勻，主要總壓損失出現(xiàn)在僅由近壁面邊界層造成的摩擦損失而形成的低壓區(qū)。從流線分布看，隨著出口馬赫數(shù)減小，進入進氣道的流量逐漸減小，逆壓梯度相對增大。Maout=0.40時靠近下壁面位置的流線稍有抬起分離的趨勢，而Maout=0.60時流線與壁面貼合良好，未有分離情況。

圖10 有邊界層吸入時不同出口馬赫數(shù)下的流線和總壓恢復(fù)系數(shù)分布Fig.10 Streamline and total pressure recovery coefficient distribution with different outlet Mach number and boundary layer suction

圖12為有邊界層吸入時不同出口馬赫數(shù)下的出口截面總壓和二次流流線圖。由圖可知，Maout=0.40時下壁面低壓區(qū)相比Maout=0.50時的明顯擴大，約占出口40%的高度；而Maout=0.60時低壓區(qū)明顯減小，約占出口15%的高度。橫向二次流流線也有顯著變化，相比Maout=0.50時的對渦結(jié)構(gòu)，Maout=0.40時的在長度與高度上均明顯增大，而Maout=0.60時對渦結(jié)構(gòu)也有所變化，旋轉(zhuǎn)卷起部分大幅度縮小，且在靠近下壁面位置向上卷起的趨勢有所抑制。造成這些現(xiàn)象的原因主要是，隨著出口馬赫數(shù)降低，通過進氣道的流量減小，出口壓力增加，逆壓梯度增強，進而導(dǎo)致下壁面處的低動能流體不能抵擋這種逆壓梯度而過早發(fā)生分離，出口低壓區(qū)所占面積相應(yīng)變大。出口馬赫數(shù)較高時，情況則剛好相反。

綜上分析可知，出口馬赫數(shù)對軸線方向的逆壓梯度有較大影響，出口馬赫數(shù)越低軸線方向逆壓梯度越大。當存在進口邊界層吸入時，進氣道底部低動能氣流對軸線方向逆壓梯度較為敏感，軸線方向逆壓梯度增加容易造成氣流分離，會顯著增大進氣道底部低壓區(qū)范圍。同時，軸線方向氣流難以抵抗逆壓梯度，非主流方向的二次流動加強，更容易誘導(dǎo)靠近出口處對渦結(jié)構(gòu)的形成。

5 結(jié)論

采用數(shù)值模擬方法研究了S彎進氣道有、無進口邊界層吸入時進氣道內(nèi)流場結(jié)構(gòu)的變化，主要結(jié)論如下：

(1) 對比無邊界層吸入，有邊界層吸入時進口唇口處存在馬蹄渦結(jié)構(gòu)，且在幾何因素的影響下，流體從過渡段位置逐漸向?qū)ΨQ面匯聚并向上卷起形成一尺度較大的對渦結(jié)構(gòu)。此外，有邊界層吸入時沿程底部低壓區(qū)逐漸增大，三維流線在進氣道中部開始離開壁面以螺旋形向下發(fā)展，形成較大分離區(qū)。

(2) 出口馬赫數(shù)改變對進氣道性能有較大影響。流場結(jié)構(gòu)上，出口馬赫數(shù)降低會使逆壓梯度增加，進口處鞍點逐漸向進口中間位置偏移，甚至出現(xiàn)進口流體回流現(xiàn)象；同時，近下壁面低動能流體在逆壓梯度下發(fā)生更大的分離，進氣道底部低壓區(qū)擴大。二次流結(jié)構(gòu)上，出口馬赫數(shù)降低會導(dǎo)致對渦尺度進一步增大。出口馬赫數(shù)較高時，流動分離現(xiàn)象明顯減弱，低壓區(qū)減小，出口對渦尺度減小。

圖11 無邊界層吸入時不同出口馬赫數(shù)下的流線和總壓恢復(fù)系數(shù)分布Fig.11 Streamline and total pressure recovery coefficient istribution with different outlet Mach number and no boundary layer suction

圖12 有邊界層吸入時不同出口馬赫數(shù)下的出口總壓和二次流流線Fig.12 Outlet total pressure and secondary flow streamline with different Mach number and boundary layer suction