不同抽吸孔布局的进气道数值模拟机理分析*

刘波

(神华准格尔能源有限责任公司,内蒙古 准格尔 017000)

0 引言

合理的抽吸孔设计是抑制进气道激波与附面层干扰引起分离现象的方法之一。由于超声速进气道内不可避免存在分离现象，附面层形成大尺度分离流[1]，使得进气道进口面积减小、流量系数降低，并伴随产生低频气动力/热载荷震荡，严重时可导致进气道不起动[2]。为了提高进气道的性能，通常在进气道内设计吹除、抽吸、涡流发生器等措施[3-4]，其中抽吸孔是较为简单和常规设计方法。

针对冲压发动机超声速进气道内流场分析和控制分离现象,已有大量的理论研究和实验验证。Herrmann等[5]针对二维进气道采用附面层抽吸措施实验研究，该方法提高了进气道的性能，并且稳定了亚临界状态，通过不同的抽吸模型实验研究，结果表明了附面层抽吸的影响取决于激波、激波附面层相互作用、不稳定流以及分离流动这几个因素。张悦等[6]基于可变形壁面的鼓包模型控制激波/附面层干扰，并对相关机理及参数影响进行了详细研究。但是该方法在工程应用上还不实用，主要是因为鼓包是塑料制作，对攻角变化引起的响应时间实际无法控制。苏纬仪等[7]针对超声速进气道唇口诱导激波引起的附面层分离，通过分离包的前后压差设计抽吸孔，有效地抑制了分离。Häbrle等[8]对混合压缩进气道风洞实验和数值计算研究，为了降低进气道出现不起动现象，在喉部安装抽吸孔控制并成功测试，在隔离段尾端安装抽吸孔没有影响压力分布和马赫分布，但改善了进气道的流场传播。Neil[9-10]通过安装涡流发生器和抽吸孔相结合的措施来控制附面层分离，结果表明通过涡流发生器有效地控制了中心面展向流，采用抽吸孔控制角涡分离流，明显提高了进气道的总压恢复系。Gülhan等[11]通过实验和数值仿真研究了泄流以及泄流位置对超声速进气道唇口激波与肩部附面层干扰引起分离的影响，研究发现泄流能够显著改善激波/边界层干扰区域的流场结构。孙润鹏等[12]采用吹除技术对激波附面层干扰现象进行研究，发现了吹除喷嘴越接近分离区域，吹除低能流体的效果越好，而且存在一个最佳吹除压比，该压比恰好使吹除喷嘴出口气流近似达到声速。董洪瑞等[13]比较了4种边界层抽吸模型的激波与附面层干扰流动机理，分析了各种模型在不同工况下的优缺点。唐硕等[14]分析了缝隙对二维进气道附面层抽吸的效果，通过数值模拟发现合理的缝隙位置对附面层吸除效果十分明显，能够有效抑制附面层分离，不同的唇口激波入射位置时边界层抽吸效果是不一样的。李季等[15]基于风洞实验和数值，计算验证了边界层对超燃冲压发动机流场的影响，研究发现了不同燃料当量比的燃烧呈现不稳定的状态，激波串在隔离段内前后振荡传播。

目前，提高进气道激波与附面层干扰方法较多，例如安装鼓包、涡流发生器，但是由于进气道内结构限制，不利于进气道的性能，故采用抽吸孔设计是进气道常用方式，因此对于不同抽吸孔布局的机理研究是有必要的。本文针对2种布局的进气道激波传播机理分析，对比研究了抽吸孔内的马赫分布情况，以及进气道上下壁面压力变化。

1 物理模型

由于超声速进气道内存在强烈的激波附面层干扰，分离现象是不可避免的，而这种分离现象直接扰乱进气道内流场正常流动。为研究不同抽吸孔布局对超声速进气道流场的影响，本文采用进出口面积相等的2种抽吸孔进行对比分析。图1是进气道的简化模型。其中2个压缩角分别为10°和12°，在进气道出口是等值压缩段，超声速进气道的设计马赫数为2.6。

图1 进气道简化模型

下面是进气道边界条件，其中包括远流场、上下壁面、抽吸孔及压力出口。采用2个压缩斜面，在进气道唇口激波反射区安装抽吸孔，3个压力出口，进气道前方定义为远流场，来流马赫数为2.6，初始静压设置为P=50 000 Pa。2种抽吸孔布局及进气道上下壁面如图2所示。

图2 进气道的边界条件设置

2 计算方法

采用了商业软件FLUENT，在求解可压缩N-S方程时，采用AUSM+格式，隐式的二阶迎风格式，密度求解器(density based)，采用k-ωSST湍流模型。假设理想气体，分子粘性系数由Sutherland公式计算得到，比热系数γ为1.4。在外罩入口、进气道内通道以及壁面压力梯度较大的区域进行了网格加密处理。在流场计算迭代过程的各残差均降至6个数量级，同时进气道进出口流量保持稳定变化，认为是结果收敛。

3 结果分析

为了验证计算精度可靠性，针对进气道内流场采用稀疏和稠密2种网格进行划分，进气道内网格分别为205×100，816×300和1 500×400结构网格，相对应x和y方向，第1层网格为0.000 1 mm。在相连接处进行加密处理，确保计算的准确性，如图3所示。

图3 进气道计算网格

图4是稀疏网格和稠密网格数值模拟得到的下壁面压力分布，其中x轴是进气道长度，y轴是壁面压力分布(单位Pa)，在进气道下游稠密的进气道下壁面压力比稀疏的稍小一点，整个趋势2种网格得到的压力分布接近。接下来的计算都采用稠密网格进行计算，也确保了计算结果的精度。

图4 3种网格的的进气道下壁面压力分布

图5，6是基于密度梯度纹影图得到的2种不同布局抽吸孔进气道内激波分布。图5的抽吸孔是一种常规的布局方式，从图中可以看出，在设计马赫数Ma=2.6的2道压缩斜激波1相交于进气道的唇口。在进气道上游合理地设计抽吸孔，消除了唇口的反射激波与下壁面产生附面层干扰出现的分离现象，内唇口的反射激波2与抽吸孔前缘形成的膨胀波3相交后强激波消失。在唇口的内型面形成一道强激波4与抽吸孔后缘形成的压缩波5相交，相交后的速度会大幅降低。在抽吸孔内超声速传播，在进气道扩张段膨胀波(7，8)下游反射，速度增加，压力减小。

图6是模型-2的密度梯度纹影图，同样，2道压缩斜激波相交于唇口，并产生反射激波2，反射激波与抽吸孔前缘形成的膨胀波相交后，马赫数减小，在抽吸孔后缘形成强压缩波，唇口内型面激波3与压缩波6相交后激波强度增大，速度突降，2道斜激波反复相交在进气道下游传播。在进气道下游，即扩张段开始产生膨胀波，速度开始增加，直到在进气道出口的收缩段，速度将减小。

图5 基于密度梯度下模型-1进气道激波传播

图6 基于密度梯度下模型-2进气道激波分布

图7是模型-1的进气道上游马赫分布。从图中可以看到，来流马赫数2.6经过2道斜激波和唇口反射激波后为Ma=1.78。反射激波与抽吸孔前缘形成的膨胀波相交后，速度增加，并在抽吸孔内继续加速为3.6，在抽吸孔内形成循环涡流，在抽吸孔内多次反射，马赫数降低为2.96。抽吸孔后缘形成强压缩波，并与进气道内型面形成的激波相交，2道激波相交后的马赫数降低，压力突增。压缩波与反射激波在上壁面相交，由于激波附面层干扰，产生了小尺度的分离包。

图7 模型-1进气道上游马赫分布

图8是模型-2在抽吸孔区域附近的马赫分布，与模型-1进气道内马赫分布明显不同，抽吸孔前缘形成的膨胀波使得马赫数1.97增加到2.42，而在抽吸孔内形成一道剪切层，使得抽吸孔内的速度迅速降低为亚声速0.43。唇口内型面与抽吸孔后缘形成的强压缩波相交，在进气道下壁面激波与附面层干扰产生分离包，在分离包前缘形成诱导激波，在分离包的后缘形成再附激波和膨胀波。马赫数降低为1.74。

图8 模型-2进气道上游马赫分布

以上根据密度梯度纹影图分析了3种布局的抽吸孔模型对流场影响。图9是模型-1抽吸孔内流体传播流线分布，从图中可以看出，该抽吸孔是顺抽吸布局，流体进入抽吸孔流向出口。

图9 模型-1抽吸孔区域的流线图

从图8可以看出，在抽吸孔内的气流速度降低到0.02。根据图10的速度流线分布可以看出，由于模型-2是逆抽吸流，抽吸孔内只有极少数流体抽吸掉。由于压力差，在抽吸孔内形成一个循环涡流，在回流涡的中心为滞止速度，接近真空，并在抽吸孔的壁面引起分离流向流向出口。

图10 模型-2抽吸孔区域的流线图

图11是2种模型上壁面的压力分布，在抽吸孔区域附近的压力有明显的不同，在模型-2上壁面的压力由于受到抽吸孔后缘强压缩波的影响，并与内型面形成的激波多次与壁面相交，与上壁面相交处压力突增，压力峰值达到4.5×105Pa。在进气道下游的壁面压力整体趋势大于模型-1壁面压力。

图11 2种模型的上壁面压力分布

图12为2种模型下壁面压力分布，2种模型的压力变化趋势一致，压力峰值接近达到3.4×105Pa，并且压力峰值点稍靠前，主要是由于抽吸孔后缘的强压缩波引起。根据压力分布可以发现模型-2多个峰值点，是受到强压缩波和激波相交的多次反射引起的。

图12 两种模型的下壁面压力分布

4 结论

本文针对2种不同抽吸孔布局的超声速进气道数值模拟，获得了进气道内激波传播机理，分析了2种模型的马赫分布和壁面压力分布，得出以下几个结论：

(1) 模型-1是顺抽吸流体布局，在抽吸孔前缘形成膨胀波，和唇口的反射激波相交后，抽吸孔内速度进一步增加，激波在抽吸孔内多次反射。激波在进气道内多次反射，并没有引起壁面分离现象。

(2) 模型-2是逆抽吸流，在抽吸孔前缘形成膨胀波，在抽吸孔内形成剪切层流，由于压力差，在抽吸孔内形成循环涡流，在涡流中心接近真空，速度在抽吸孔内降低到0.02；在进气道的下壁面出现较小的分离现象。

(3) 由于受到抽吸孔后缘压缩波的影响，导致2种模型进气道上下壁面压力不同。模型-1上壁面压力峰值比模型-2稍小，在进气道下游，上壁面整体压力比模型-2大。

(4) 模型-1下壁面压力峰值在抽吸孔后缘区域附近，并且比模型-2壁面压力峰值稍大。在进气道下游，模型-2的整体压力趋势比模型-1稍大。