S彎進氣道吞水過程仿真分析

田方超，趙肅，楊瀚超

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽 110015）

0 引言

飛機在雨中飛行或在起飛、著陸過程中輪胎濺水均有可能導致發動機吞水，吞入大量的液態水可能導致發動機性能降低、喘振甚至熄火[1]。因此，在航空發動機設計研制過程中需要開展吞水試驗[2-4]，以驗證發動機是否具有良好的吞水能力，并掌握吞水對發動機性能的影響規律[5-7]。中國渦噴、渦扇發動機吞水試驗主要依據國軍標[8-9]要求開展，其中規定發動機最大吞水量要達到發動機進氣質量流量的5%，并且要有50%液態水通過發動機進口的1/3扇形面積。但未明確指出這“1/3扇形面積”是否在發動機進口截面的周向位置。在實際開展的第3代發動機臺架吞水試驗中，由于其配裝進氣道主要為“直通型”，考慮液態水滴的重力下沉現象，此“1/3扇形面積”往往給定為發動機進口截面的正下方[10]。

對于第4、5代戰機，為提高隱身性能，往往配裝全遮擋的大S彎進氣道，該類進氣道吞水后，由于進氣道型面彎折較大，液態水滴達到發動機進口截面后，其集中分布情況可能與傳統經驗不一致，即有可能出現高水量區域不在發動機進口下方的情況。對于發動機控制而言，進行發動機主要截面溫度、壓力測量的受感部在周向有特定的位置分布，發動機進口水量分布差異會對不同的傳感器帶來不同程度的干擾，進而影響到發動機整機控制能力，若在發動機臺架吞水試驗中采用了不符合實際使用條件的水量分布，有可能對發動機吞水能力評判帶來影響。因此，有必要針對發動機裝機所采用的進氣道構型開展進氣道吞水過程研究。隨著計算機與計算方法的發展，數值仿真手段在吞水、霧化等方面的應用越來越廣泛。李衛強[11]、白鵬博等[12]對吞水試驗臺噴霧系統霧化效果進行了數值模擬，分析了噴嘴布置形式與噴嘴壓力對霧化效果的影響；劉昌波等[13]提出了一種霧化過程的歐拉-拉格朗日耦合算法，可以大幅縮短霧化仿真的計算周期；Berthoumieu等[14]進行了液滴破碎仿真分析，給出了發生氣動破碎的臨界韋伯數；Hsiang等[15]開展了關于二次霧化的計算研究，表明液滴顆粒的韋伯數越大，破碎相對更加明顯。

為獲取液態水經過進氣道后在發動機進口截面的分布情況，為發動機臺架吞水試驗提供輸入條件，本文采用3維數值仿真方法，開展了大S彎進氣道吞水過程數值仿真研究。

1 仿真方法

1.1 仿真模型

F-35戰斗機采用了大S彎的無附面層隔道超音速進氣道（Diverterless Supersonic Inlet，DSI）進氣道，根據F-35戰斗機實景照片（如圖1所示）[16]，模擬重建了F-35飛機進氣道模型作為本文研究對象，為對接后方發動機進口，將進氣道出口轉化成圓形。模型主要包含部分前體機身、進氣道口部鼓包、進氣道內壁面等結構。進氣道幾何尺寸大小由對接的發動機進口尺寸確定。進氣道總長約8.4 m，出口直徑與對接的發動機進口直徑一致。

圖1 F-35戰斗機實景照片[16]

1.2 網格及仿真設置

根據進氣道模型劃分計算網格，如圖2所示。對計算域內重點關注的進氣道口部區域、內流道進行局部加密，所有壁面設置邊界層網格，以便更準確的計算液滴與壁面的相互作用，全局網格量為320萬左右。

圖2 計算網格

本文需要求解空氣與水的耦合流動，對于不同組分有針對性的選取相應的計算模型，進行聯合求解：針對本文研究對象的流動特性，空氣相（連續相）采用基于有限體積法的N-S方程求解器，湍流模型為標準k-e模型，使用2階流動精度格式進行方程求解。對于邊界條件設置，進氣道出口設置為壓力出口（pressure-outlet），通過調整背壓實現進氣流量與發動機狀態匹配，背壓由發動機最大狀態所需流量確定。計算域邊緣設置為壓力遠場（pressure-far field），遠場來流速度為0 m/s，大氣條件按標天給定，壓力為101.3 kPa，溫度為288.15 K。計算結果的收斂以通道內監控面的流量、平均馬赫數、平均總壓的殘差穩定且全部小于10-3為衡量準則。

外流場進口為壓力遠場，按地面標天條件給定溫度、壓力等所需參數；進氣道出口為壓力出口條件，背壓由發動機最大狀態所需流量確定。計算結果的收斂以通道內監控面的流量、平均馬赫數及平均總壓恒定為衡量準則。

根據國軍標要求，發動機臺架吞水試驗中最大吞水量為發動機進口空氣流量的5%，屬于稀多相流問題，水滴與空氣之間的相互作用適用于離散相模型（Discrete Phase Model，DPM）進行求解，計算考慮重力影響，液滴破碎計算采用Wave模型，對高速環境下的液滴破碎模擬具有更高的精度，碰撞計算采用O’Rourke模型[17]，在計算過程中對水滴粒子進行實時跟蹤。

開展網格無關性研究，針對該進氣道，搭建網格總量分別為181、320和593萬的進氣道仿真算例，3種方案計算結果對比見表1。采用進氣道出口總壓畸變指數及總壓恢復系數這2個關鍵的進氣道特性參數為對比參數，以320萬網格的計算結果為基準值，181萬網格的計算結果與其有明顯偏差，593萬網格的計算結果與與其基本一致。因此，出于提升計算效率和保證計算精度兩方面綜合考慮，最終確定計算模型的網格總量為320萬。

表1 3種方案計算結果對比

1.3 仿真算例

為使研究內容更加完整翔實，在進氣道基準流場、吞入噴射裝置產生的液態水、吞入雨天空氣中的液態水3種條件下進行數值仿真。

在進氣道基準流場仿真中，不考慮液相，目的是獲取無水條件下進氣道流場特性，作為對比分析的基準流場；在吞入噴射裝置產生的液態水仿真中，在進氣道進口外設置12個噴嘴，總噴水量為空氣流量的5%，噴出水滴粒徑給定為2 mm，液態水溫度給定與空氣溫度一致；在吞入雨天空氣中的液態水仿真中，進氣道口部外的整個計算域內給定均布的液滴，模擬飛機在真實雨天環境下的吞水過程。

1.4 仿真方法驗證

采用某Ma2級進氣道的試驗結果對本文所采用的連續相（空氣相）計算方法進行可靠性驗證，通過在中國航發沈陽發動機研究所開展的全尺寸進氣道與發動機的地面臺架聯合試驗[18]，獲取了在不同發動機狀態下進氣道出口總壓恢復系數。本文對該進氣道進行了幾何建模，采用本文提出的仿真方法對其試驗模型進行了數值仿真計算，計算中通過調整進氣道出口壓力，保證進氣道流量與對應試驗點進氣流量相同，對于同一模型，幾何尺寸一致，進氣流量相同則馬赫數相同，因此進氣道出口總壓恢復系數具有可比性。仿真與試驗獲得的進氣道出口總壓恢復系數對比如圖3所示。從圖中可見，在不同發動機流量下，仿真獲得的進氣道出口總壓恢復系數與試驗結果具有較好的一致性，相對誤差最大為3.54%，在工程可接收范圍內，證明本文提出的仿真方法可靠。

圖3 仿真與試驗獲得的進氣道出口總壓恢復系數對比

中國航發沈陽發動機研究所采用全尺寸進氣道配裝發動機開展了吸入高溫水蒸氣試驗研究，通過在進氣道出口加裝總溫測耙（6支5點，共30個測點）獲取了進氣道出口截面溫度分布。本文對該試驗模型進行了幾何建模，采用本文提出的仿真方法進行了進氣道吞入水蒸汽過程的仿真分析，仿真中水滴溫度、水滴流量、發動機狀態等與試驗條件保持一致。仿真與試驗獲得的進氣道出口總溫分布圖譜對比如圖4所示。從圖中可見，在相同發動機狀態及水蒸氣吸入量下，進氣道出口總溫分布圖譜具有較好的一致性，均表現為右上方高溫區、左下方低溫區，同時面平均溫度試驗結果為34.6℃、仿真結果為38.1℃，相對誤差為9.2%，對于多相流復雜流動來說，計算誤差在工程可接受范圍內，證明本文提出的仿真方法可靠。

圖4 仿真與試驗獲得的進氣道出口總溫分布圖譜對比

2 仿真結果及分析

2.1 進氣道基準流場

進氣道空氣速度流線如圖5所示。空氣從進氣道前方及四周被吸入，進入進氣道后空氣流速明顯提高，由于進氣道中部設置喉道，流入空氣呈現先增速后減速狀態，最大速度達到304 m/s。由于進氣道型面呈S型，部分流線發生旋轉，在進氣道流道內出現旋流。

圖5 進氣道空氣速度流線

2.2 吞入噴射裝置產生的液態水

噴水裝置布置于進氣道進口前方，通過若干噴嘴噴出水滴，在進氣道抽吸力的作用下被進氣道吞入。根據國軍標[9]要求制定噴水方案：噴水量為發動機空氣流量的5%，噴出水滴粒徑為2 mm，噴射速度為20 m/s。

水滴被進氣道吸入的過程如圖6所示，顏色深度表示水滴速度大小。從圖中可見，水滴噴出時速度較低，隨著進入進氣道，受到進氣道入口處鼓包擠壓并被空氣裹挾，速度提高，最高速度約在進氣道中部喉道處，數值與空氣流速基本一致。水滴速度流場與空氣速度流場極為相似，說明大部分水滴被空氣裹挾流動，隨動性較好。從開始噴水進行計時，由于空氣流速較高，水滴噴出后約0.1 s快速到達進氣道出口，整個吞水過程迅速完成。

圖6 水滴被進氣道吸入的過程

水滴粒徑尺寸分布如圖7所示。從圖中可見，水滴經過進氣道后并沒有合并，而是破碎。在高速氣流沖刷撞擊下，液滴粒徑迅速減小，從噴嘴噴出的水滴粒徑為2 mm，進氣道內粒徑均值為36 um，減小約55倍。同時，在進氣道后段，水滴粒子主要分布在進氣道流道上部，這是由于粒徑過小，水滴粒子主要隨空氣流線運動，重力影響微弱，并未發生向下沉積現象。

圖7 水滴粒徑尺寸分布

進氣道出口截面水滴流量分布如圖8所示。從圖中可見，水滴在進氣道出口左上角區域較為集中，右側亦有分布，而在左下角分布較少。將進氣道出口截面等分成3個扇區，各扇區水量分布見表2。從表中可見，扇區1水量占比最高，達到了55%。通過仿真計算得到的水量分布情況，與之前發動機臺架吞水試驗方式（50%水通過下方1/3扇形面積）有明顯差異，對于該類型面彎折較大的進氣道，需根據仿真結果設計試驗方案，才能更準確的驗證發動機的吞水能力。

圖8 進氣道出口截面水滴流量分布

表2 各扇區水滴流量占總水量比例

針對水滴主要在進氣道左上角分布的特性進行分析，水滴分布沿程變化如圖9所示，進氣道流道型面變化如圖10所示。從圖中可見，由于受其他方向空氣來流的擠壓，水滴在進氣道入口處集中在右側中部，由于進氣道流道呈S型且進、出口中心存在偏移，產生了旋流效應，空氣流線在進氣道內沿逆時針方向“擰麻花”，水滴的流動受空氣裹挾的影響，導致高水量區域逆時針遷移，最終在進氣道出口時水滴主要集中在左上側區域。

圖9 水滴分布沿程變化

圖10 進氣道流道型面變化

為了更好、更全面的為臺架噴水裝置設計提供參考，進氣道出口截面水滴粒徑及水滴速度分布如圖11所示。進氣道出口水滴粒徑非常微小，均值為35 μm，并且進氣道出口截面各位置處粒徑尺寸分布十分均勻。進氣道出口水滴速度分布差異性較大（圖7），從噴嘴噴出的水滴在進氣道入口處即迅速破碎，在進氣道內與空氣的隨動性較好，均表明進氣道出口水滴粒子速度分布與空氣速度分布基本一致。

圖11 進氣道出口截面水滴粒徑及水滴速度分布

2.3 吞入雨天空氣中的液態水

在進氣道前方及周圍的空氣中給定均勻分布的大量水滴粒子，在進氣道抽吸力的作用下被進氣道吞入。采用與第2.2節相同的仿真方法、進氣道模型、吞水量及水滴粒徑，模擬真實下雨天氣，對進氣道吞水過程進行了仿真。

在仿真結果中，進氣道出口水滴粒徑、水滴速度分布與圖11結果基本一致，在此不再贅述，主要分析水滴流量分布的差異。在整體流場中水滴分布如圖12所示。從圖中可見，在進氣道前大范圍區域均勻存在水滴，模擬真實下雨天氣的水滴分布，被進氣道吸入后水滴速度變化與第2.2節中的計算結果相似，均為先增速后減速，但在進氣道后段，下方水滴增多。進氣道出口水滴流量分布如圖13所示。從圖中可見，水滴分布趨勢與第2.2節計算結果一致，最高水量區域同樣為左上角，但整體分布更加均勻。進氣道出口截面水滴流量占比見表3。對比表2可見，扇區1水量占比大幅減小，扇區2的基本不變，扇區3的水量占比有較大提升。

表3 進氣道出口截面水滴流量占比（雨天）

圖12 整體流場中水滴分布（雨天）

圖13 進氣道出口截面水滴流量分布（雨天）

在雨天吞水條件下水滴分布沿程變化如圖14所示。對比圖9可見，2個算例中水量分布變化趨勢相似，均由進氣道的S彎構形導致了高水量區域的逆時針遷移。但在雨天吞水結果中，由于空氣中遍布水滴，進氣道從口部四周吸入的空氣流線中均攜帶水滴粒子，因此進氣道入口處的水量分布更加均勻，使得進氣道出口分布也更均勻。綜合這2個算例可見，通過進氣道口部直接噴水來驗證發動機雨天吞水工作能力的方式有待商榷，試驗條件相比發動機真實工作環境更為惡劣。

圖14 水滴流量分布沿程變化（雨天）

建議發動機吞水能力考核還是通過發動機臺架試驗來實施，前提是通過進氣道仿真或試驗測量獲取進氣道出口截面水量分布圖譜，作為發動機臺架吞水試驗方案設計的輸入條件。

3 結論

（1）采用搭建的S彎進氣道模型，開展了無水及吞水狀態下進氣道3維數值仿真，經算例驗證，仿真方法可靠。

（2）水滴被吞入進氣道后并非合并而是在高速空氣流線沖擊下迅速破碎，水滴粒徑顯著減小，隨后被空氣裹挾流動，且隨動性較好，重力對水滴顆粒運行軌跡的影響微弱。

（3）進氣道內流道的S型彎折導致空氣流動存在旋流，進氣道沿程截面上的高水量分布區域隨之遷移，對于本文研究的S彎進氣道，水滴粒子在進氣道出口左上角區域較為集中。這種分布形式不同于之前開展的發動機臺架吞水試驗中所采用的噴水方案，需要對噴水方案進行針對性的調整，以便更好地考核發動機吞水能力。

（4）通過進氣道口部噴嘴噴水得到的進氣道出口水量分布圖譜，其不均勻性相比真實雨天工作情況更為嚴重，以此種方式進行地面進氣道/發動機聯合吞水試驗不能較好的反映真實工作環境下的發動機吞水能力。應通過數值仿真或試驗測量獲取進氣道出口水量分布圖譜，以此為依據開展發動機臺架吞水試驗來驗證發動機吞水能力。