自由射流试验中进气道上斜板结构影响仿真评估

2018-11-29苏金友刘冬根钟华贵

燃气涡轮试验与研究 2018年5期

苏金友，刘冬根，钟华贵，李康

(1.航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川绵阳 621000；2.中国航发四川燃气涡轮研究院，四川绵阳 621000)

1 引言

随着航空发动机试验技术的发展，高空模拟试验不再局限于直连式，特别是高超声速飞行器的研制对空中工作环境模拟真实性要求的逐渐提高，进气道-发动机一体化试验成为焦点。自由射流、半自由射流和推进风洞高空模拟试验方法备受国内外研究人员的关注，其中国外多家航空航天研究机构着重发展了自由射流或推进风洞高空模拟试验方法[1-3]。考虑到试验的经济性，近年来针对自由射流试验方法的研究工作较多，主要在气动布局、试验方法可行性等方面，但对具体试验细节的研究相对较少，特别是非完整超声速进气道自由射流试验方法。

自由射流高空模拟试验方法研究始于上世纪70年代[2]。80年代初，美国国家技术研究中心的Haas等[3]在超声速风洞中进行了超声速进气道模型试验，验证了自由射流试验方法可获取全尺寸超声速进气道的工作特性。80年代中期，美国阿诺德工程发展中心的Beale等[4]为评估自由射流试验的可行性，采用F-16飞机进气道的15%缩尺模型在ASTF C-2高空舱进行了自由射流试验，并与风洞试验数据对比，得到了与风洞试验一致性的结果。80年代末，Duesterhaus等[5]论述了在C-2高空舱进行自由射流试验的设备改造方案和相应的测试方案，并分步实施亚声速和超声速的标定工作。Beale等[6-7]采用F-15飞机进气道的16.29%缩尺模型对自由射流试验方法进行了再次确认，随后阐述了自由流态下飞机进气道进气特性可以用自由射流试验方法模拟、前机身模拟器可代替整个前机身进行试验研究，并且可采用进气参考面作为自由射流参数设置基准的观点。1993年Maywald等[8]在C-2高空舱进行了亚声速自由射流试验应用前验证，并提出了试验舱的改造要求。与此同时，Beale等[9]也在C-2高空舱15%缩比模型舱内进行了F-15飞机进气道模型自由射流试验，从数据方面阐明了自由射流试验可评估进发匹配特性。从美国对自由射流试验技术的研究思路看，主要沿着模型试验论证-推进风洞试验对比-亚声速自由射流-超声速自由射流从易到难的研究过程。进入21世纪后，世界各国相继开始向自由射流试验设备的建设或现有设备改造方面进行研究投入。1999年Benoit等[10]介绍了法国推进试验中心拟建可进行飞行导弹自由/半自由射流试验的试验舱设计情况。2000年Taguchi等[11]在超声速发动机模型试验设备上进行了超声速进气道斜板截断0°攻角自由射流试验，但未与风洞试验数据对比，且对自由射流喷管工作姿态也没有详细介绍。2001年，Albertson等[12]针对某双燃料冲压发动机半自由射流试验布局进行了优化，优化后的布局直接考虑了前机身附面层的影响。2002年，Serre等[13]介绍了法国的半自由射流试验能力，要求试验超声速喷管需模拟前机身后或压缩斜板前的流动条件，包括侧壁流动和边界层流动。2011年，法国在论证高超声速导弹自由射流射流试验方案时，Serre等[14]采用数值方法进行了方案评估，为试验提供了强有力的技术支撑。2014年，Chan等[15]也采用数值计算方法评估了自由射流喷管的菱形区范围和自由射流试验舱内的气流流动状况。

从国外自由射流高空模拟试验方法的研究历程看，自由射流试验需考虑进气道斜板附面层发展对进发匹配试验的影响。在一定条件限制下进行自由射流试验，同样需要考虑斜板附面层对发动机进气气流的影响，特别是附面层位移厚度的影响[11]。本文以半自由射流式试验方案为基准，采用数值仿真方法对进气道的气动特性进行了仿真计算，并与试验数据对比发现，通过截断进气道结构方式的自由射流试验，按常规要求直接模拟进气道截断后气流无法满足发动机试验要求。经分析，认为试验中截去进气道上斜板的气动布局需考虑该斜板带来的气流附面层造成的影响，可通过适当调整试验中来流气流角修正该影响，进而优化自由射流试验中进气道出口流场，得到相对准确的试验结果。

2 物理模型和计算方法

2.1 物理模型

某并联组合冲压发动机上置涡喷发动机，下置冲压发动机，二者共用进气、排气装置。为采用自由射流试验方法评估冲压发动机的工作特性，利用数值仿真方法设计了试验进气布局。仿真中发动机结构暂不考虑涡喷发动机，以冲压发动机进气道上边缘为起点，水平截去涡喷发动机，保留水平截面以下部分。空中飞行条件下计算域选取矩形自由流空间(15 m×5 m×3 m)，冲压发动机部分置于其中。因整个气动结构和流场特性具有强对称性，空中飞行条件下的计算域取对称结构，如图1所示。因试验设备气源能力有限，试验中将截去图1中进气道上斜板，仅模拟截去上斜板后下游的气流条件。

图1 空中飞行条件下的计算域Fig.1 Calculation domain for flight condition

2.2 边界条件

空中飞行条件下的计算域中，自由来流给定马赫数，计算域出口给定压力边界，压力值为飞行高度环境压力；发动机泄漏腔出口为飞行高度环境压力出口边界，尾喷管喉道面积按设计要求给定，对称面给定对称边界，其余为固体无滑移壁面边界。截去进气道上斜板后的计算域中，进气道进口参数按完整进气道气流第二道斜激波后气流参数给定，气流折转角6°；依据空中飞行条件下计算域的计算结果，基于冲压通道喷口可调斜板处气流临界原理，尾喷管出口给定压力出口边界，边界位置取冲压通道出口截面。截去进气道上斜板后的计算域及其边界条件如图2所示。

图2 截去上斜板后的计算域及边界条件Fig.2 Domain and boundary condition setting after cutting off ramjet inlet plate

2.3 计算模型和网格划分

采用ANSYS CFX软件进行数值模拟。离散格式选用隐式二阶迎风格式。粘性模型选用Spa⁃lar-Allmaras一方程模型，工质气体采用理想气体，用Sutherland经验公式表述气体粘性特性。计算域离散化处理采用六面体分块划分，冲压发动机空中飞行条件下的计算域网格划分为约1 300万个单元，截去进气道上斜板后计算域网格划分成约700万个单元，对进气道入口附近和截去上斜板后计算域中斜激波位置处网格进行局部加密，如图3所示。

图3 网格划分Fig.3 Mesh generation

3 模型验证

为保证数值模拟结果精度以及试验方案的可实施性，在高空台进行了进气道自由射流验证试验。图4显示了进气道上壁面静压分布试验值与仿真值的对比，可看出二者一致性好。由此可认为，本文采用的仿真方法可以很好地模拟自由流状态下进气道内的气流参数。

4 计算结果与分析

4.1 计算工况

图4 进气道上壁面静压试验值与仿真值对比Fig.4 Comparison between testing results and simulation results for inlet upper wall static pressure

计算工况选取飞行俯仰角0°，截去和未截去进气道上斜板的自由来流的工况见表1，其中截去上斜板进行了两个进气气流角工况计算。

表1 计算工况Table 1 Calculation conditions

4.2 流场对比分析

图5给出了工况1对称面和气流流动方向横截面马赫数分布。从图中可看出，马赫数1.8的水平来流经上斜板处产生一道斜激波，气流角发生偏转，沿斜板呈6°进入冲压通道进气道。进气道四周为消除附面层泄漏腔，左右和下侧三面气流经过侧板导流和进气道腹部导流溢出至大气中，而上侧气流与进气道内泄漏腔的泄漏流汇合进入泄漏腔排出。气流经过上斜板后发生折转，并且沿着上斜板和侧板流动。从图中x=-1.5 m横截面马赫数分布看，由于气流粘性作用，气流附面层沿壁面发展，同时也致使在进气道唇口前产生具有马赫数梯度的进气条件。进入超声速进气道前缘的气流，一部分溢出至大气中，一部分经发动机泄漏腔吸入，剩余部分流入进气道内。从图中对称面马赫数分布看，水平超声速气流经过上斜板偏转后，到达进气道亚声速段唇口边缘形成一系列波系；在唇口上缘形成一道较弱的斜激波，由于进气道内泄流槽的作用，唇口上缘下壁形成一道膨胀波；在唇口下缘两侧则形成两道斜激波。进气道亚声速段吞入唇口处的膨胀波和斜激波后，两道波系相交于进气道内，经压力平衡在泄流槽后边缘形成一道正激波，气流由超声速降为亚声速，再由进气道扩压段进入冲压发动机燃烧室。

图5 工况1对称面和横截面上马赫数分布Fig.5 Mach number distribution on symmetry plane and cross section for operation condition No.1

图6给出了工况2的马赫数计算结果。可见，截去斜板后，x=-1.5 m横截面处马赫数分布较为均匀，仅在进气道的泄流槽附近形成一道斜激波，经过斜激波后气流发生偏转，在燃烧室进口形成与工况1不同的马赫数分布，见图7。计算结果表明，工况2进气道内气流特性与工况1的差异较大，一是表现在进气道入口附近的激波系分布，二是表现在燃烧室进口截面气流分布。分析认为，造成这种差异是因为超声速进气道斜板的存在，气流经过斜板偏转后沿壁面流动，在气流粘性作用下必然在上斜板壁面形成附面层发展流态，导致沿壁面法线方向存在马赫数梯度分布，如图8所示。同时，附面层的发展致使气流流道变窄，使得截去进气道上斜板工况中气流流动方向与上斜板形成一个位移角(Δθ)，而工况2未考虑该位移角和径向马赫数梯度分布。

图6 工况2对称面和横截面上马赫数分布Fig.6 Mach number distribution on symmetry plane and cross section for operation condition No.2

图7 子午面气流马赫数分布对比Fig.7 Comparison of meridian plane Mach number distribution

Fig.8x=-1.5 m横截面与对称面交叉线马赫数分布Fig.8 Mach number distribution in centre line at cross section

4.3 来流气流角对比分析

考虑Δθ的影响，工况1仿真计算得到唇口前气流角为6.7°。故将计算工况2来流气流角改为6.7°得到工况3，并对其气流流动特性进行仿真计算，结果见图9。对比工况1和工况3计算结果发现，亚声速进气道方形段内马赫数分布差别较大，但在圆形段和燃烧室进口截面马赫数分布(图10)基本等同。表2给出了三个工况下燃烧室进口截面气动特性参数计算结果对比，表中燃烧室进口总压不均匀度定义为截面总压最大值与最小值之差与平均值的比值。可见，工况3燃烧室进口截面总压不均匀度与工况1的相近，相比工况2，偏差(改变值与原值之差与原值之比)从21.47%降为6.09%；气流压力恢复略有增加。

图10 燃烧室进口截面马赫数分布Fig.1 0 Mach number distribution of combustor inlet

表2 计算工况下冲压发动机燃烧室进口参数Table 2 Ramjet combustor inlet parameters under calculation conditions

图11为燃烧室进口截面径向总压分布曲线。从图中可看出，工况2得到的燃烧室进口截面流场分布无法准确模拟工况1相应截面气流特性，进而无法准确模拟工况1冲压发动机的工作特性；而工况3得到的径向总压分布与工况1的基本吻合。

图11 燃烧室进口径向气流总压分布Fig.1 1 Ramjet combustor inlet radial flow total pressure distribution

图12给出了三个工况子午面与x=-1.5 m横截面交线处的径向气流角分布。因三个工况进气道结构和来流参数不同，工况2和工况3均没有在亚声速进气道内模拟到与工况1气流角分布一致的结果。工况1的气流角分布是由上斜板前的斜激波与气流在上斜板附面层发展的结果。工况2和工况3因无超声速进气道上斜板，在亚声速进气道前无法产生径向气流角变化的分布，也就决定了随后的进气道内波系无法与工况1的相同，即进气道来流条件有差异。工况3仅在无斜板情况下改变了来流气流角，但得到了与工况1基本相同的燃烧室进口截面气流流场。这说明在截去进气道上斜板自由射流试验时，可考虑通过改变来流气流角进行冲压发动机燃烧室进口气动参数模拟。但在该情况下应注意来流气流角对燃烧室进口气动参数的敏感性，以减小试验的模拟偏差。

图12 x=-1.5 m横截面与子午面交线上来流气流角分布Fig.1 2 Flow angle distribution in center line of cross section

4.3 壁面静压对比

图13和图14分别给出了进气道内上、下壁面中心线上的静压分布，上壁面取泄流槽后缘为起点，下壁面取唇口处为起点。由图可知，工况2和工况3同样均未得到与工况1壁面静压分布一致的结果，特别是图中黑色方框区域一致性较差。工况2在上壁面泄流槽后出现静压陡降，下壁面唇口附近静压低于工况1约0.15个纵坐标比值；工况3在上壁面泄流槽后区域的静压分布与工况2在x≥1.75 m区域的基本吻合，下壁面唇口附近处静压分布与工况1的一致性较好。