雙S彎進氣道錘激波動態特性研究

袁培博, 李方吉, 郭龍凱, 達興亞, 朱耀武

(中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所, 綿陽 621000)

進氣道在吸氣式推進系統中扮演著重要角色[1],進氣道不僅需要滿足發動機所需空氣流量,還要滿足其所需空氣品質[2]?，F代戰機對隱身極高的要求, 使得S彎進氣道被廣泛應用[3]。在S彎進氣道結構設計中,錘激波載荷成為不可忽視的因素。錘激波載荷通常是由發動機喘振引起的,當壓氣機失速時,喘振在進氣道發動機氣動端面產生巨大的瞬態壓力上升,并通過管道向上游迅速傳播,這種瞬時壓力上升被稱為錘激波。由于錘激波產生的峰值壓力遠大于穩態壓力[4-7],所以錘激波載荷在進氣道結構設計中起著重要作用[8]。

在風洞試驗方面,阿諾德工程開發中心進行了B-1/F101進氣道/發動機兼容性測試,在研究進氣道錘激波載荷分布的基礎上還對錘激波的抑制措施進行了研究。通用動力公司根據在F-111飛機大量飛行測試數據的基礎上構建了F16進氣道壓力分布,并指出兩種發動機在相同壓氣機壓比下產生的喘振強度幾乎相等[17]。理論研究[18-21]和數值計算[22-23]在試驗研究的基礎上也得以發展。文獻[19-22]中討論了一種彈簧-質量諧振腔方法,該方法能很好的模擬F-111飛行試驗中錘激波的壓力上升速率和最大壓力值,但是無法模擬錘激波發生后發動機內部產生的壓力峰值穩定情況。文獻[23]提出了基于F-22戰斗機在超聲速條件下錘激波的非定常計算方法,并研究了時間步長、馬赫數及流量對其結果的影響。

近年來,已有中國學者對錘激波開展了研究。朱宇等[7]總結了國外關于錘激波的研究進展,歸納了發動機喘振超壓影響因素,評估了喘振超壓、進氣道載荷以及設計方法。張群峰等[24]使用IDDES方法研究了亞聲速和超聲速來流下發動機喘振波形對錘激波傳播規律的影響。劉庭申等[25]通過非定常計算研究了錘激波傳播過程中進氣道壁面壓力和進氣道內部流場的演化過程以及不同換算流量、超壓比和進氣道幾何形狀對錘激波壓力變化的影響。

雖然中外學者對進氣道錘激波載荷進行了一定研究,但是缺少關于大偏距雙S彎進氣道錘激波流場演化規律的研究。雙S彎進氣道包含兩個S彎流道,一般在第一彎和第二彎連接處具有較大的流道曲率,給結構設計加工和振動載荷預測等帶來較大困難。鑒于此,針對某飛翼無人機及其一體化的雙S彎進氣道,通過數值計算方法研究進氣道內壁面的壓力分布和錘激波的三維流動演化過程,為雙S彎進氣道結構設計提供參考依據。

1 計算方法與計算模型

1.1 計算方法

采用非定常雷諾平均Navier-Stoke方程進行三維流場的數值求解。計算模型為S-A湍流模型。外流場設定為壓力遠場邊界條件,給定來流速度和總壓邊界條件,進氣道出口給定反壓比。反壓比定義為當地靜壓與來流靜壓的比值(P/P∞)。計算設置飛行高度10 km,來流攻角為0°,非定常計算的時間步長為3.3×10-5s。以定常計算結果作為初場,通過在進氣道出口給定反壓比隨時間變化的函數來模擬發動機喘振的壓力變化,進行錘激波的動態計算。

1.2 計算方法驗證

為了驗證本文方法的可置信度,根據一鼓包進氣道風洞試驗數據及仿真結果對比,進行計算方法校核[26]。圖1為來流馬赫數為0.8時鼓包進氣道幾何模型及試驗與仿真結果對比?？梢钥闯?計算結果高度匹配試驗結果,能夠充分說明選擇的湍流模型及求解器的準確性。

σ為進氣道總壓恢復系數;Φ為進氣道流量系數

1.3 計算模型與網格

計算模型類似X-47B隱身無人機,其中進氣道為頭部進氣的雙S彎進氣道。進氣道入口呈三角形,進氣道長3700 mm,出口直徑905 mm。為了得到管道壁面壓力隨時間的變化值進一步分析進氣道內部流場,在進氣道壁面選取12個點進行動態監測,編號為P1～P6和S1～S6,監測點分布如圖2所示。

箭頭所示x方向為氣流方向

計算網格采用Pointwise生成的結構化網格,其中計算域長寬高均為模型長度的10倍,為了能更精確模擬進氣道內部流動,在網格生成中對進氣道內部尤其是彎道處和近壁面處進行了加密。采用的總網格數為107,圖3為進氣道計算網格圖,其中機身部分網格未給出。

圖3 進氣道網格

2 錘激波波形設置

錘激波計算通常使用發動機喘振時進氣道出口截面的壓力變化作為輸入條件,正確的超壓波形是正確模擬發動機截面失速的關鍵,也是準確模擬錘激波沖擊的關鍵。參考文獻[22]中根據YF119發動機喘振試驗數據庫得到的F-22/F119錘激波超壓波形,YF119發動機測量數據表明,發動機喘振的超壓時間持續很長,發動機在15 ms內仍然不能到達超壓峰值壓力。結合文獻[12-15]中F111飛機大量喘振試驗結果,采用一種發動機喘振的簡化超壓曲線,設置如圖4所示的波形,發動機截面超壓線性上升達到峰值后持續一段時間后再逐漸下降。其中壓力上升時間為15.7 ms,到達峰值后保持15.8 ms后再經過15.6 ms后恢復到初始值。

圖4 錘激波壓力波形

發動機喘振發生后通常在極短的時間內在進氣道出口截面產生一個較高的壓力峰值之后迅速降低。超壓峰值和原始壓力的比值稱為超壓比(overall pressure ratio,OPR),圖4縱坐標為進氣道發動機氣動端面各時刻壓力p與定常壓力pss的比值。

小波去噪由于可在小波域對圖像信號進行局部分析及奇異特征的提取，故可在去除噪聲的同時保留圖像中的高頻信號，但存在邊緣模糊及出現偽吉布斯效應。各向異性模型去噪的特點是在去除噪聲的同時可以很好地保持圖像的邊緣信息，但存在圖像中的紋理等高頻信息也被平滑。因而將小波去噪與各向異性模型去噪融合，針對肺部CT圖像，提出小波各向異性模型肺部CT圖像去噪算法。算法首先對肺部CT含噪圖像進行小波分解，然后在小波域進行小波閾值去噪，再進行各向異性模型去噪，最后得到去噪后的肺部CT圖像。算法具體步驟如下。

3 計算結果

3.1 錘激波三維流場分析

錘激波計算的狀態為來流馬赫數為0.8、超壓比為2.1,圖5為進氣道上下壁面各點壓力系數隨時間變化,各點對應位置已在圖 2中給出。圖5(a)為上壁面各點結果,圖5(b)為下壁面各點結果。圖5中縱坐標壓力系數Cp使用各點靜壓值和來流靜壓的差值除以來流動壓行無量綱化處理。

圖5 進氣道壁面壓力系數隨時間變化曲線

(1)

式(1)中：P為當地靜壓;P∞為來流靜壓。

從圖5中可以看出,進氣道上下表面點發生壓力系數突躍后到達峰值點,在峰值點持續一段時間后下降。進一步觀察可以發現,靠近進氣道出口處壓力系數先發生突躍,并且靠近進氣道出口監測點壓力系數會以一個相對較緩慢的方式(相比于距離靠近進氣道進口點)到達峰值點,并且在峰值點持續時間較長,靠近進氣道進口監測點壓力系數發生突躍后壓力系數迅速上升達到峰值后再迅速下降。這種變化規律就會呈現出圖中越靠近進氣道進口點的壓力系數曲線越陡峭。在計算錘激波傳播速度時,時間選取上下壁面錘激波分別從P6和S6到P1和S1所用時間的平均值,路程選取進氣道P6和S6到P1和S1所對應中心線的長度2 214 mm,計算得該工況下進氣道內部錘激波前傳平均速度約為170 m/s。

圖6為進氣道壁面峰值壓力系數與定常狀態的對比?？梢钥闯?定常狀態下,點P3、P4、P5、S1處壓力系數小于0,這是由于氣流在進氣道兩個彎道內測流速高,壓力低。圖6中顯示S3和S4點的壓力系數幅值略高于P3、P4、P5點的壓力系數值,P2點處最大值大于S2點處最大值。由圖2可知,監測點S3、S4、P2均位于進氣道彎曲段外側壁面上。這說明錘擊波經過彎曲段的時候,由于受氣流離心力的影響,波面上壓力分布不均勻,在彎曲段外側壁面產生的峰值壓力更大。其中上下壁面12個點最大壓力系數點在t=0.025 5 s時P1處壓力系數達到最大值5.688 5,遠高于其他點錘激波波后壓力系數。

x表示沿氣流方向監測點的序號值

圖7為錘激波在進氣道內傳播時進氣道壁面靜壓分布圖。圖8為對應時刻進氣道對稱面流線和壓力云圖,可以看出錘激波在進氣道內向上游傳播時壓力變化的過程。圖7(a)、圖8(a)為t=0 s時的壓力云圖,此時進氣道壁面壓力分布較均勻;氣流進入進氣道后減速增壓,在2個彎曲段內測產生低壓區,外側產生高壓區,這符合S彎進氣道流動機理。圖7(b)、圖7(c)和圖8(b)、圖8(c)為錘激波在進氣道內部傳播至第一個彎曲段和第二個彎曲段附近位置壁面和對稱面壓力云圖,隨著錘激波在進氣道內部向上游的傳播過程中,錘激波未到達區域流場未受到擾動。當激波處于進氣道入口位置處[圖7(d)和圖8(d)],由于進氣道入口呈斜置三角形,下壁面處在波前,而上壁面三角形頂點處在波后,也就是說錘激波有部分已經出了進氣道,波后高壓氣流向外流出進氣道,這就會導致圖5中靠近進氣道入口壁面監測點沿程壓力系數曲線較陡峭。

圖7 進氣道壁面壓力云圖

圖8 進氣道對稱面流線和壓力云圖

圖9為進氣道流量曲線,當錘激波超壓消失后,進氣道內喘振還在持續,說明進氣道的泄壓過程并未完全結束。圖10為錘激波傳出進氣道后進氣道對稱面流線和壓力云圖。錘激波離開進氣道后,同時隨著進氣道出反壓的降低,聚集在進氣道內部的高壓區導致氣流向進氣道入口流出且進氣道出口回流區面積減小[對比圖8(4)和圖10(a)]。隨著反壓的進一步減小,進氣道內部高壓氣流向進氣道入口和出口流動導致進氣道內部壓力降低,流向進氣道出口氣流區域增大[圖10(b)]當進氣道出口反壓不再降低且維持不變時[圖10(c)],此時進氣道內部高壓進一步降低,進氣道內部壓力已經低于進氣道入口和進氣道出口處壓力,進氣道內部由高壓區變為低壓區,進一步導致流出進氣道出口氣流改變流向,回流重新充滿整個進氣道,且進氣道內部壓力隨著回流的產生逐漸增大[圖10(d)],隨后進氣道出口回流區重新消失[圖10(e)]。對比不同喘振周期,可以看出,隨著時間的增加,回流區域逐漸減小且向進氣道入口方向移動,最終進氣道進口處回流完全進入進氣道內部,進氣道流場趨于穩定。

圖9 進氣道流量曲線

圖10 進氣道對稱面流線和壓力云圖

3.2 馬赫數對錘激波影響分析

對超壓比為2.1、來流馬赫數為0.6和0.8時的工況進行對比,研究不同來流馬赫數對大S彎進氣道錘激波載荷的影響。圖11為不同馬赫數Ma下進氣道壁面沿程壓力系數曲線,可以看出,來流馬赫數為0.6時,壓力系數曲線先發生突躍,說明相同時刻來流馬赫數低時錘激波位置越靠近進氣道出口。來流馬赫數為0.6時,進氣道上下壁面壓力系數幅值明顯高于來流馬赫數為0.8時壓力系數幅值。在t=0.023 45 s時,最大幅值為7.134 5。遠遠大于來流馬赫數0.8時的最大幅值5.688 5。根據監測點發生突躍的時間,求得來流馬赫數為0.6時,錘激波在進氣道內部移動的平均速度為187 m/s,說明來流馬赫數越低,錘激波在進氣道內部傳播越快。

圖11 進氣道壁面壓力系數隨時間變化曲線

3.3 超壓比對錘激波載荷的影響

對來流馬赫數為0.8,超壓比為2.1、2.3和2.5的工況(圖12)進行數值計算,研究不同超壓比下大S彎進氣道錘激波載荷的影響。

圖12 不同超壓比變化規律

圖13為不同超壓比下進氣道壁面沿程壓力系數曲線,可以看出,隨著進氣道出口超壓比的增大,相同位置處的壓力系數曲線隨著越先突變,且各監測點的壓力系數幅值也隨之增大,且最高點都出現在P1點。圖14為P1點處Cp最大值隨OPR的變化趨勢,OPR=2.3時,P1點壓力系數為6.55;OPR=2.5,P1點壓力系數為7.32?？梢钥闯?隨著喘振時壓力峰值的增大,Cp最大值曲線斜率隨之增大。根據監測點發生突躍的時間,OPR=2.3時,錘激波在進氣道內部移動的平均速度為186 m/s;OPR=2.5時,錘激波在進氣道內部移動的平均速度為200 m/s。說明OPR越大,進氣道內部錘激波傳播速度越快。

圖13 進氣道壁面壓力系數隨時間變化曲線

圖14 P1點處Cp最大值隨超壓比的變化規律

4 結論

采用類X-47B型無人機的高隱身雙S彎進氣道模型進行錘激波數值模擬,得出如下結論。

(1)來流馬赫數為0.8、超壓比為2.1時,錘激波在進氣道內部以平均170 m/s的速度向上游傳播,在錘激波傳播過程中伴隨著復雜的三維流動和回流的產生。通過監測壁面各點壓力系數隨時間的變化情況,發現錘激波在進氣道向上游傳播時,錘激波載荷強度越來越大,錘激波未到達區域流場未受到擾動;錘激波經過進氣道彎道處時,彎道外側激波壓力會大于內測,尤其是進氣道入口處,上壁面為整個進氣道所受錘激波載荷最大處。

(2)通過研究不同來流馬赫數對錘激波載荷的影響,發現超壓比一定時,來流馬赫數越小,錘激波在進氣道內部傳播速度越快,且進氣道壁面壓力系數峰值越大。

(3)通過研究不同超壓比對錘激波載荷的影響,發現來流馬赫數不變時,超壓比越大,錘激波在進氣道內傳播速度越快,進氣道壁面壓力系數峰值越大,且壓力系數峰值曲線斜率也隨著超壓比的增大而增大。