不同抽吸孔布局的進氣道數值模擬機理分析*

劉波

(神華準格爾能源有限責任公司,內蒙古 準格爾 017000)

0 引言

合理的抽吸孔設計是抑制進氣道激波與附面層干擾引起分離現象的方法之一。由于超聲速進氣道內不可避免存在分離現象，附面層形成大尺度分離流[1]，使得進氣道進口面積減小、流量系數降低，并伴隨產生低頻氣動力/熱載荷震蕩，嚴重時可導致進氣道不起動[2]。為了提高進氣道的性能，通常在進氣道內設計吹除、抽吸、渦流發生器等措施[3-4]，其中抽吸孔是較為簡單和常規設計方法。

針對沖壓發動機超聲速進氣道內流場分析和控制分離現象,已有大量的理論研究和實驗驗證。Herrmann等[5]針對二維進氣道采用附面層抽吸措施實驗研究，該方法提高了進氣道的性能，并且穩定了亞臨界狀態，通過不同的抽吸模型實驗研究，結果表明了附面層抽吸的影響取決于激波、激波附面層相互作用、不穩定流以及分離流動這幾個因素。張悅等[6]基于可變形壁面的鼓包模型控制激波/附面層干擾，并對相關機理及參數影響進行了詳細研究。但是該方法在工程應用上還不實用，主要是因為鼓包是塑料制作，對攻角變化引起的響應時間實際無法控制。蘇緯儀等[7]針對超聲速進氣道唇口誘導激波引起的附面層分離，通過分離包的前后壓差設計抽吸孔，有效地抑制了分離。H?brle等[8]對混合壓縮進氣道風洞實驗和數值計算研究，為了降低進氣道出現不起動現象，在喉部安裝抽吸孔控制并成功測試，在隔離段尾端安裝抽吸孔沒有影響壓力分布和馬赫分布，但改善了進氣道的流場傳播。Neil[9-10]通過安裝渦流發生器和抽吸孔相結合的措施來控制附面層分離，結果表明通過渦流發生器有效地控制了中心面展向流，采用抽吸孔控制角渦分離流，明顯提高了進氣道的總壓恢復系。Gülhan等[11]通過實驗和數值仿真研究了泄流以及泄流位置對超聲速進氣道唇口激波與肩部附面層干擾引起分離的影響，研究發現泄流能夠顯著改善激波/邊界層干擾區域的流場結構。孫潤鵬等[12]采用吹除技術對激波附面層干擾現象進行研究，發現了吹除噴嘴越接近分離區域，吹除低能流體的效果越好，而且存在一個最佳吹除壓比，該壓比恰好使吹除噴嘴出口氣流近似達到聲速。董洪瑞等[13]比較了4種邊界層抽吸模型的激波與附面層干擾流動機理，分析了各種模型在不同工況下的優缺點。唐碩等[14]分析了縫隙對二維進氣道附面層抽吸的效果，通過數值模擬發現合理的縫隙位置對附面層吸除效果十分明顯，能夠有效抑制附面層分離，不同的唇口激波入射位置時邊界層抽吸效果是不一樣的。李季等[15]基于風洞實驗和數值，計算驗證了邊界層對超燃沖壓發動機流場的影響，研究發現了不同燃料當量比的燃燒呈現不穩定的狀態，激波串在隔離段內前后振蕩傳播。

目前，提高進氣道激波與附面層干擾方法較多，例如安裝鼓包、渦流發生器，但是由于進氣道內結構限制，不利于進氣道的性能，故采用抽吸孔設計是進氣道常用方式，因此對于不同抽吸孔布局的機理研究是有必要的。本文針對2種布局的進氣道激波傳播機理分析，對比研究了抽吸孔內的馬赫分布情況，以及進氣道上下壁面壓力變化。

1 物理模型

由于超聲速進氣道內存在強烈的激波附面層干擾，分離現象是不可避免的，而這種分離現象直接擾亂進氣道內流場正常流動。為研究不同抽吸孔布局對超聲速進氣道流場的影響，本文采用進出口面積相等的2種抽吸孔進行對比分析。圖1是進氣道的簡化模型。其中2個壓縮角分別為10°和12°，在進氣道出口是等值壓縮段，超聲速進氣道的設計馬赫數為2.6。

圖1 進氣道簡化模型

下面是進氣道邊界條件，其中包括遠流場、上下壁面、抽吸孔及壓力出口。采用2個壓縮斜面，在進氣道唇口激波反射區安裝抽吸孔，3個壓力出口，進氣道前方定義為遠流場，來流馬赫數為2.6，初始靜壓設置為P=50 000 Pa。2種抽吸孔布局及進氣道上下壁面如圖2所示。

圖2 進氣道的邊界條件設置

2 計算方法

采用了商業軟件FLUENT，在求解可壓縮N-S方程時，采用AUSM+格式，隱式的二階迎風格式，密度求解器(density based)，采用k-ωSST湍流模型。假設理想氣體，分子粘性系數由Sutherland公式計算得到，比熱系數γ為1.4。在外罩入口、進氣道內通道以及壁面壓力梯度較大的區域進行了網格加密處理。在流場計算迭代過程的各殘差均降至6個數量級，同時進氣道進出口流量保持穩定變化，認為是結果收斂。

3 結果分析

為了驗證計算精度可靠性，針對進氣道內流場采用稀疏和稠密2種網格進行劃分，進氣道內網格分別為205×100，816×300和1 500×400結構網格，相對應x和y方向，第1層網格為0.000 1 mm。在相連接處進行加密處理，確保計算的準確性，如圖3所示。

圖3 進氣道計算網格

圖4是稀疏網格和稠密網格數值模擬得到的下壁面壓力分布，其中x軸是進氣道長度，y軸是壁面壓力分布(單位Pa)，在進氣道下游稠密的進氣道下壁面壓力比稀疏的稍小一點，整個趨勢2種網格得到的壓力分布接近。接下來的計算都采用稠密網格進行計算，也確保了計算結果的精度。

圖4 3種網格的的進氣道下壁面壓力分布

圖5，6是基于密度梯度紋影圖得到的2種不同布局抽吸孔進氣道內激波分布。圖5的抽吸孔是一種常規的布局方式，從圖中可以看出，在設計馬赫數Ma=2.6的2道壓縮斜激波1相交于進氣道的唇口。在進氣道上游合理地設計抽吸孔，消除了唇口的反射激波與下壁面產生附面層干擾出現的分離現象，內唇口的反射激波2與抽吸孔前緣形成的膨脹波3相交后強激波消失。在唇口的內型面形成一道強激波4與抽吸孔后緣形成的壓縮波5相交，相交后的速度會大幅降低。在抽吸孔內超聲速傳播，在進氣道擴張段膨脹波(7，8)下游反射，速度增加，壓力減小。

圖6是模型-2的密度梯度紋影圖，同樣，2道壓縮斜激波相交于唇口，并產生反射激波2，反射激波與抽吸孔前緣形成的膨脹波相交后，馬赫數減小，在抽吸孔后緣形成強壓縮波，唇口內型面激波3與壓縮波6相交后激波強度增大，速度突降，2道斜激波反復相交在進氣道下游傳播。在進氣道下游，即擴張段開始產生膨脹波，速度開始增加，直到在進氣道出口的收縮段，速度將減小。

圖5 基于密度梯度下模型-1進氣道激波傳播

圖6 基于密度梯度下模型-2進氣道激波分布

圖7是模型-1的進氣道上游馬赫分布。從圖中可以看到，來流馬赫數2.6經過2道斜激波和唇口反射激波后為Ma=1.78。反射激波與抽吸孔前緣形成的膨脹波相交后，速度增加，并在抽吸孔內繼續加速為3.6，在抽吸孔內形成循環渦流，在抽吸孔內多次反射，馬赫數降低為2.96。抽吸孔后緣形成強壓縮波，并與進氣道內型面形成的激波相交，2道激波相交后的馬赫數降低，壓力突增。壓縮波與反射激波在上壁面相交，由于激波附面層干擾，產生了小尺度的分離包。

圖7 模型-1進氣道上游馬赫分布

圖8是模型-2在抽吸孔區域附近的馬赫分布，與模型-1進氣道內馬赫分布明顯不同，抽吸孔前緣形成的膨脹波使得馬赫數1.97增加到2.42，而在抽吸孔內形成一道剪切層，使得抽吸孔內的速度迅速降低為亞聲速0.43。唇口內型面與抽吸孔后緣形成的強壓縮波相交，在進氣道下壁面激波與附面層干擾產生分離包，在分離包前緣形成誘導激波，在分離包的后緣形成再附激波和膨脹波。馬赫數降低為1.74。

圖8 模型-2進氣道上游馬赫分布

以上根據密度梯度紋影圖分析了3種布局的抽吸孔模型對流場影響。圖9是模型-1抽吸孔內流體傳播流線分布，從圖中可以看出，該抽吸孔是順抽吸布局，流體進入抽吸孔流向出口。

圖9 模型-1抽吸孔區域的流線圖

從圖8可以看出，在抽吸孔內的氣流速度降低到0.02。根據圖10的速度流線分布可以看出，由于模型-2是逆抽吸流，抽吸孔內只有極少數流體抽吸掉。由于壓力差，在抽吸孔內形成一個循環渦流，在回流渦的中心為滯止速度，接近真空，并在抽吸孔的壁面引起分離流向流向出口。

圖10 模型-2抽吸孔區域的流線圖

圖11是2種模型上壁面的壓力分布，在抽吸孔區域附近的壓力有明顯的不同，在模型-2上壁面的壓力由于受到抽吸孔后緣強壓縮波的影響，并與內型面形成的激波多次與壁面相交，與上壁面相交處壓力突增，壓力峰值達到4.5×105Pa。在進氣道下游的壁面壓力整體趨勢大于模型-1壁面壓力。

圖11 2種模型的上壁面壓力分布

圖12為2種模型下壁面壓力分布，2種模型的壓力變化趨勢一致，壓力峰值接近達到3.4×105Pa，并且壓力峰值點稍靠前，主要是由于抽吸孔后緣的強壓縮波引起。根據壓力分布可以發現模型-2多個峰值點，是受到強壓縮波和激波相交的多次反射引起的。

圖12 兩種模型的下壁面壓力分布

4 結論

本文針對2種不同抽吸孔布局的超聲速進氣道數值模擬，獲得了進氣道內激波傳播機理，分析了2種模型的馬赫分布和壁面壓力分布，得出以下幾個結論：

(1) 模型-1是順抽吸流體布局，在抽吸孔前緣形成膨脹波，和唇口的反射激波相交后，抽吸孔內速度進一步增加，激波在抽吸孔內多次反射。激波在進氣道內多次反射，并沒有引起壁面分離現象。

(2) 模型-2是逆抽吸流，在抽吸孔前緣形成膨脹波，在抽吸孔內形成剪切層流，由于壓力差，在抽吸孔內形成循環渦流，在渦流中心接近真空，速度在抽吸孔內降低到0.02；在進氣道的下壁面出現較小的分離現象。

(3) 由于受到抽吸孔后緣壓縮波的影響，導致2種模型進氣道上下壁面壓力不同。模型-1上壁面壓力峰值比模型-2稍小，在進氣道下游，上壁面整體壓力比模型-2大。

(4) 模型-1下壁面壓力峰值在抽吸孔后緣區域附近，并且比模型-2壁面壓力峰值稍大。在進氣道下游，模型-2的整體壓力趨勢比模型-1稍大。