基于五孔探針的大S彎進氣道旋流畸變評估

徐諸霖，達興亞，范召林

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

基于五孔探針的大S彎進氣道旋流畸變評估

徐諸霖，達興亞*，范召林

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

背負式S彎進氣道擁有較好的前向雷達隱身性能，同時有利于起落架布置、武器內埋，但其出口流場的非均勻性會嚴重影響發動機的穩定性。除了總壓畸變、總溫畸變的影響之外，旋流畸變也是流場非均勻性的一種重要體現。為研究背負式大S彎進氣道的旋流畸變特性，采用美國汽車工程師協會(SAE)的旋流評估方法，利用基于五孔探針的旋轉式測量段對進氣道出口的強旋流場進行測量分析，入口馬赫數的范圍為0.2～0.6。所有馬赫數下旋流方向(Swirl Directivity, SD)和旋流對數(Swirl Pairs, SP)變化不大，均顯示出口旋流為對旋模式，與理論分析和數值計算結果吻合。同時，測量的對旋渦呈現出弱非對稱性，最大旋流角超過40°，旋流強度(Swirl Intensity, SI)從內環的6°增加到外環的13°左右，且在馬赫數小于0.5的范圍內沒有明顯變化。本文研究表明，雖然SAE的旋流畸變計算方法中部分指標可以有效識別出大S彎進氣道的旋流模式，但是旋流強度指標卻明顯不能表現出對旋渦的強旋狀態，制約了其在該類進氣道/發動機相容性評估中的應用。

S彎進氣道;五孔探針;旋渦;分離流動;旋流畸變

隨著S彎進氣道的普及應用，與旋流相關的進氣道/發動機相容性問題越來越突出，比如使用大S彎進氣道的無人機[1-2]、具有邊界層吸入式進氣道的N+3代客機[3]。影響發動機穩定的因素除了旋流強度之外還有旋流方向：與發動機轉動方向相反的旋流會引起發動機失速、喘振[4]，嚴重時甚至導致發動機空中停車[5]；正向旋流將影響發動機的推力效率，使耗油率上升[6]。長期處于對渦旋流中的發動機極易出現高循環疲勞失效[7]。

旋流是一種典型的橫向分離流動，其產生與進氣道內部的二次流動和分離渦密切相關，而這兩者是由于氣流通過彎道時的離心壓力梯度所導致的[8]，而大S彎進氣道具有更大的彎度，其離心壓力梯度會更大，因此其出口旋流強度會顯著增大。美國汽車工程師協會(Society of Automotive Engineers，SAE)總結了旋流的類型、產生及其影響和旋流評估等問題，發布了旋流評估指南Aerospace Information Report 5686 (AIR 5686)[8]。Honeywell發動機公司的Sheoran等[9]發現整體渦對壓氣機的影響大于對渦和局部渦，但是對渦對壓氣機流量、效率、總壓比也有削弱，當其存在時，發動機穩定工作范圍降到只有原來的2/3[10]。

國內對S彎進氣道也有一定程度的研究。張曉飛等[11]發現水平飛行狀態下的S彎進氣道也存在對渦旋流，且結構不隨攻角變化；側滑狀態下，對渦旋流逐漸演變為整體渦且旋流強度較大，極易引發發動機喘振或者熄火。謝文忠和郭榮偉[12]研究了位于腹下且無隔道的跨聲速大偏距S彎進氣道，發現進氣道第二拐點處的對渦導致了進氣道出口截面總壓畸變區域偏大，飛行攻角和側滑角對進氣道總壓恢復系數的影響不大。葉飛等[13]設計了一種可調葉片式旋流發生器，模擬了偏置對渦旋流，發現隨著旋流向下游發展，在旋流誘導速度的作用下，2個旋流中心會按照較強旋流的方向產生偏轉。目前，對畸變的控制技術主要有主動與被動2種。主動控制技術以射流控制為主，例如劉雷等[14]對進氣道附面層進行小角度吹氣模擬，發現在流動分離處前方第一個拐點吹氣對旋流畸變強度有一定程度的減弱；被動控制技術以擾流片控制為主，例如李大偉和馬東立[15]通過在進氣道安裝小型導流葉片降低了S彎進氣道的總壓畸變指數，且對總壓恢復系數影響極小。

總的來說，旋流對發動機的影響問題已經得到國內外的廣泛重視。但是，旋流對下游發動機的影響卻一直是理論研究與試驗研究的難題，一方面是由于旋流測量和模擬的難度，另一方面則是發動機對進氣道旋流場的影響要遠大于總壓畸變,也即發動機可能會改變旋流特性。因此，開展單獨進氣道的旋流畸變研究，是進氣道/發動機相容性評估、發動機與旋流之間的相互作用分析的重要基礎。

本文針對某背負式大S彎進氣道，首先通過計算流體動力學(Computational Fluid Dynamics， CFD)方法對大S彎進氣道旋流場進行模擬分析，再采用基于五孔探針的測量段和SAE旋流畸變評估方法，對進氣道出口截面的旋流進行了測量與評定。通過對比試驗與計算2種結果來分析旋流模式、強度與來流之間的關系，加深對進氣道出口流場旋流畸變的認識，進而為旋流畸變對背負式大S彎進氣道/發動機相容性影響的評估奠定基礎。

1 旋流測量方法

1.1 大S彎進氣道模型和試驗方法

圖1 進氣道在飛翼模型中的安裝位置
Fig.1 Installation position of inlet in flying-wing model

1.2 大S彎進氣道測量段面臨的問題

傳統進氣道試驗使用固定的總壓測量耙測量出口截面的總壓分布，一般在周向分布6耙、8耙或者12耙，每個耙上安裝5個皮托管式總壓探針，耙間相對位置比較固定，所以測得的數據表現出來的規律不具有較強的連續性，因此，常常需要增加測試工作量來提高數據的連續性[17]。這種方法適用于流向角不大的情況，當流向角增大后，可以使用Kiel探針或者五孔探針，其中Kiel探針不能測量流向角，只能測量總壓。由于進氣道出口流場沿周向變化劇烈，當測量耙間隔過大時有可能不能分辨出真實的畸變圖譜，進而影響畸變的評估結果。因此，本文采用基于五孔探針的旋轉測量段。

1.3 五孔探針測量段結構設計

圖2 五孔探針測量段示意圖
Fig.2Schematic of five-hole probe measurement section

五孔探針測量段如圖2所示。探針由測量段的外壁面嵌入進氣道出口流場中，受探針制造、校準等諸多因素的影響，在周向僅安裝了3個L型五孔探針，彼此間隔為120°。探針尾部與軸向步進電機連接，由電機自動控制其徑向移動。在軸向電機上集成了相對編碼器，配合專用的電機驅動器，使步長達到了0.007 9 mm。測量段的周向轉動采用的是手動方式，探針會隨著測量段一起轉動，從而實現任意周向站位的測量。

1.4 測量位置

根據美國SAE的總壓測量規范，在徑向等面積中心布置5個測量點，周向測量角度間隔10°，總共測點數為180個，如圖3所示。在圖3中，從外向內依次標識為環1～環5，底部位置的周向角(θ)標識為0°，并沿順時針方向遞增。由于探針為120°等間隔分布，因而只需要13個周向測量角度便可以測得整個扇面的數據。

圖3 測量點位置
Fig.3 Positions of measurement points

1.5 五孔探針參數及數據處理方法

所使用的3個L型五孔探針為美國Aeroprobe公司的產品。如圖4所示，探針頭部為圓錐形，軸的長度為152.4 mm、直徑為4.8 mm，頭部長25.4 mm、直徑為3.18 mm，尾部的5根測壓管連接到壓力掃描閥的測壓端口。該探針由Aeroprobe公司校準，校準馬赫數為0.1～1.5，流向角精度為0.4°，速度精度為0.8%，氣流測量角為60°[18]。

圖4 五孔探針參數
Fig.4 Parameters of five-hole probe

圖5 兩種方法的處理結果(位置：環4，θ=170°)
Fig.5Results of two methods (position: Ring 4, θ=170°)

采用五孔探針測量復雜流場時，壓力信號從毛細管引出，需要一定穩壓時間，所以在測量脈動流場時會受到一定影響。本文分析了2種數據處理方法對結果的影響，如圖5所示，其中：圖5(a)為采用局部最小二乘(Local-Least Squares，LLS)擬合方法的結果，圖5(b)為采用分區擬合(Sector Fitting，SF)方法的結果。LLS方法是Aeroprobe推薦的數據處理方法，其優點是精度高，但處理速度慢。SF方法使用探針壓力測值最大的點確定一個分區，讀取對應分區的擬合系數，再進行快速擬合[19-20]，雖然精度稍低，但處理速度更快。如圖5所示，LLS方法幾乎在所有的點都能處理出結果，但是壓力波動十分劇烈，使得這些值失去了統計意義。相反，SF方法具有更好的處理結果，除少數點返回0外，其余點的波動量顯著減小，且有效數據點較多。

2 旋流的定義和計算方法

2.1 旋流角的定義

考慮到不同因素的影響，例如物理參數、進氣道構造、旋流特征等，進氣道旋流可以分為4種[8]：整體渦旋流(Bulk Swirl)、對渦旋流(Paired Swirl)、橫向渦旋流(Cross-Flow Swirl)、集中渦旋流(Tightly-Wound Swirl)。集中渦旋流一般產生于當進氣道在地表或近地面吸入地表的旋渦之后，而橫向渦旋流大多在渦槳發動機進氣道中產生。整體渦旋流與對渦旋流普遍出現于當今絕大多數現役戰機進氣道之中，本文所研究的大S彎進氣道中的旋流即為對渦旋流，為了區分不同旋流模式和構建相關旋流指標，本文引入旋流角α這一參數。α為出口截面上周向速度Uθ與軸向速度Ux的夾角，具體表達式為

(1)

本文規定從進氣道出口往入口看，逆時針為正向。

2.2 旋流畸變指標

本文使用 AIR 5686[8]標準規定中對旋流畸變參數的定義和旋流指標體系，基于環面定義以下4種旋流指標：

(2)

(3)

2) 旋流強度(Swirl Intensity，SI)。旋流強度為絕對周向旋流角的加權平均值，且不具有方向性，其表達式為

(4)

3) 旋流方向(Swirl Directivity，SD)。旋流方向表示對渦中主導旋流的旋轉方向，其表達式為

(5)

其值正負代表了對渦整體旋向，其值大小代表了旋流與風扇/壓氣機轉向的擬合程度,范圍為-1～+1：當其值為+1時，出口截面存在唯一與壓氣機轉向一致的正向整體渦旋流；當其值為-1時，出口截面存在唯一與壓氣機轉向相反的負向整體渦旋流；當其值介于-1和+1之間時，出口截面存在對渦。

4) 旋流對數(Swirl Pairs，SP)。旋流對數表示出口截面所存在對渦數目，其表達式為

(6)

針對單對渦旋流來說，當SP的值為+1時，表示存在1對對稱對渦；當其值介于+0.5與+1之間時，表示存在1對非對稱對渦；當其值為+0.5時，表示存在單個正/負旋向的整體渦；對于復雜的旋流狀態，SP值是沒有上限的，例如SP=2時，代表2對對渦。圖6為風扇/壓氣機旋轉方向為逆時針且只存在1個對渦時的SP、SD示意圖[8]。

上述4項旋流畸變指數均適用于不同旋流類型，對比以前所使用的旋流畸變指數SC(60)等，更能全面描述旋流畸變模式[21-22]。

圖6 SP、SD示意圖
Fig.6 Schematic of SP and SD

圖7 單對對稱渦旋流第i環旋流角分布
Fig.7Swirl angle of the ith ring of symmetric single paired swirl

3 旋流畸變分析

3.1 進氣道旋流演變分析

首先借助CFD計算結果對管內流動進行分析。雖然CFD在模擬大S彎進氣道強分離流方面還存在一些不足，但可為認清基本流動狀態提供依據，也可以為試驗提供參考。

計算域包含入口等直段、進氣道和出口等直段，計算網格約780萬，選用Spalart-Allmaras模型，入口給定總溫、總壓邊界條件，出口給定流量邊界條件，雷諾數取試驗值。圖8給出了計算得到的馬赫數Ma=0.5時的進氣道軸向剖面的總壓恢復系數和流線分布，其中pt0為入口總壓，p0為當地總壓，軸向X=625 mm截面為進氣道出口截面，X=0 mm截面為進氣道入口截面。其他馬赫數下的畸變圖譜和流線分布與圖8十分類似，本文不再給出。從圖8中可以看出，出口截面上部具有一個較大的分離區。

圖8 進氣道總壓恢復系數和流線分布(Ma=0.5)
Fig.8Distributions of total pressure recovery coefficient and streamline of inlet (Ma=0.5)

圖9 內部截面總壓恢復系數和旋流分布(Ma=0.5)
Fig.9Distributions of total pressure recovery coefficient and swirl of internal sections (Ma=0.5)

圖9展示了大S彎進氣道8個剖面上的總壓恢復系數和旋流分布。可以看出，從入口至出口，管道剖面形狀從半橢圓形演變為直徑為250 mm的圓形。X=0，89 mm時，截面位于進氣道第1個彎道區域，氣流隨著彎道均勻地向下流動，并未出現旋渦。當X=179 mm時，截面下方兩側出現較小的圓形低壓區，而此時并沒有旋渦形成，但當X=268 mm時，截面位于大S彎進氣道最大偏移截面，同時也是第1個彎道的末端、第2個彎道的始端，截面左、右下角出現旋渦。當氣流進入第2個彎道時，兩側旋渦逐漸耗散，而上部流動分離區增大，總壓恢復系數下降到0.82，為全流道最低數值。在進氣道后半段，上部較大低壓區與下部兩側較小低壓區的作用范圍不斷擴大，但總壓恢復系數逐漸提高，同時在上部低壓區形成較大的對渦。因此，上半部的旋流應是試驗測量的重點。

3.2 旋流角測量結果與計算結果的對比分析

圖10給出了Ma=0.5時試驗和計算得到的旋流角云圖與速度矢量圖。兩種結果相同點表現為：旋流角都呈現出水平反對稱分布，上半截面都存在較強的對渦且兩側旋流角最大值的絕對值均超過了40°；下半截面旋流角在±10°以內且兩側均存在小范圍旋流角激增區，速度在此區域有所波動，但并未形成渦流。不同點表現為：計算結果對渦分布是均勻對稱的，而試驗結果中右側渦作用范圍略大于左側渦，右側大旋流角區域也大于左側。值得注意的是，計算結果在上半截面靠近中心的區域預測到一對反對稱旋流角激增區，這一區域對應著渦的反向回流，而試驗旋流角云圖中并不能明顯看出這一回流區，說明試驗中這一區域的旋流角較小。比較試驗和計算相同測點的速度矢量，可以看出，試驗中的對渦區域向左偏置，計算中的對渦區域對稱性很好，兩者反映出的對渦旋向是一致的，從而得出：計算結果對于對渦位置的大旋流角區域的預測是比較準確的，但是并沒有反映出回流區旋流角的真實大小。

圖10 出口截面旋流角和速度矢量的分布(Ma=0.5)
Fig.10Distributions of swirl angle and velocity vector on outlet section (Ma=0.5)

對于對渦旋流呈現非對稱分布問題，麻省理工學院Tournier[23]曾發現大S彎進氣道的分離拓撲呈現出弱不對稱性，并指出這是由于真實流場中對稱結構的不穩定性引起的。Tournier使用的8耙總壓測量段測得的非對稱性并不明顯，這與文獻[16]中12耙總壓測量段測得的弱不對稱總壓圖譜類似。由于實際的弱不對稱性并不是簡單的圖譜周向平移或者錯位，所以可以排除探針測量位置不對稱的因素。文獻[13]中提到在進氣道入口設置偏置的對渦旋流，隨著氣流向下游發展，在旋流誘導速度的作用下，2個旋流中心會按照較強旋流的方向產生偏轉，而來流在入口截面的周向速度分量決定了入口旋流是否偏置，所以入口氣流的均勻性也可能是引發出口截面對渦不對稱的誘因之一。所以本文推斷這種旋流不對稱性與分離拓撲的微弱不對稱性有關，而進氣道結構加工中存在的微小誤差和來流的不均勻性可能是觸發流動不穩定、誘導非對稱分離拓撲的主要原因。

圖11是試驗測量的其他馬赫數下出口截面的旋流角分布云圖和速度矢量圖。大體上，各馬赫數下旋流角云圖均表現出一致的規律：呈現出具有弱不對稱性的八字分布，上半面旋流角大于下半面，右面大旋流角區域略大于左面。從而得出，在中低亞聲速流動中，馬赫數對旋流角的影響是很有限的。

圖11 不同馬赫數下出口截面的旋流角和速度矢量分布
Fig.11 Distributions of swirl angle and velocity vector on outlet section at different Mach numbers

圖12 各環旋流角曲線(Ma=0.5)
Fig.12 Curve of swirl angle of each ring (Ma=0.5)

圖12為馬赫數為0.5時，出口截面的各環旋流角變化曲線，橫坐標為0°～360°。與圖3不同的是，圖12的0°起點在出口截面的正上方(圖3中的180°位置)，角度遞增方向為順時針。數值上，各環曲線從0°到360°大致處于下降趨勢。最內環變化最平穩，由內到外，振蕩幅度逐漸增大，在最外環的300°和50°方位，幅值從10°陡增到接近40°的峰值。最大峰值一般出現在20°和340°方位，為大低壓區的對渦區域；最小值出現在周向180°附近，其幅值為0°，曲線數值符合反對稱規律。

3.3 旋流模式分析

圖13為在不同馬赫數下各環旋流方向SD的分布。從圖中可以看出，無論馬赫數在0.2～0.6之間如何變化，對渦總體方向為正向，從外到內，旋向呈現由一般到弱、再到強的正向旋流變化趨勢，其中環3的旋流表現出最弱的同向性，SD平均值只有0.125 4，環5呈現最大占比的正向旋流，平均SD值達到0.275 4，而且從環4到環5，正旋程度增幅達到88.6%。

圖13 不同馬赫數下SD分布圖
Fig.13 Distributions of SD at different Mach numbers

圖14 不同馬赫數下SP分布圖
Fig.14 Distributions of SP at different Mach numbers

圖14為在不同馬赫數下各環旋流對數SP的分布。SP的值代表出口截面上對渦的個數，從Ma=0.2到Ma=0.6，各環SP均未超過1，所以出口狀態為單對渦旋流。另外，環3的平均SP值最大，表明該環對渦對稱性較好；環5的平均SP值最小，其值只有0.78，表明該環對渦對稱性較差。對比圖13與圖14可知，由于SP與SD兩者之間存在一定的反比關系，因而所表現出來的特征規律是一致的，即對渦中2個子渦旋向相互抵消程度越大(SD趨于0)，對稱性越好(SP趨于1)。改變馬赫數，各環SP值變化幅度的平均值在1.7%左右，綜合SD值的變化可以得出：來流速度對各環對渦的旋向與對數影響也不明顯。

3.4 旋流強度分析

圖15 不同馬赫數下SS分布圖
Fig.15 Distributions of SS at different Mach numbers

圖15為在不同馬赫數下各環平均旋流角SS的分布。可以看出，在馬赫數不變的條件下，正負平均旋流角從外向內，其絕對值逐漸減小，但正平均旋流角絕對值始終大于負平均旋流角絕對值。增大馬赫數，各環正負平均旋流角表現出先減小后增大的趨勢。馬赫數為0.6時，各環正平均旋流角的平均值最大為12.41°，各環負平均旋流角的平均值的絕對值最大為9.61°。所以，平均旋流角變化的幅度與入口馬赫數的關系也不大。

圖16為在不同馬赫數下各環旋流強度SI的分布。SI絕對值大小反映了旋流畸變劇烈程度。5種馬赫數狀態表現出的趨勢相似，從內環到外環旋流強度逐級增大，最外環平均旋流強度為12.9°，超過最內環的2倍。可以看出，在馬赫數小于0.5的范圍內SI基本保持不變，而馬赫數為0.6時SI有稍微明顯的變化。但是，SI僅僅只是代表一個平均程度，對于超過±15°的旋流角來說，各環的差異是很大的，所以該旋流強度指數并沒有反映該進氣道旋流的真實強度，表明該指標并不能完全表征對旋渦的強旋流狀態。

圖16 不同馬赫數下SI分布圖
Fig.16 Distributions of SI at different Mach numbers

4 結 論

本文對某大S彎進氣道的旋流流場進行了測量與分析，明確了旋流畸變特性，結論如下：

1) 該進氣道的旋流為對旋模式，且各環為單對渦旋流，大旋流角主要集中在上半部分，外環的旋流角達到近40°，旋流強度超過12°，旋流強度由外環至內環逐漸減弱。

2) 研究范圍內，入口馬赫數與進氣道出口旋流畸變形式以及分布規律的相關性較弱，對畸變角度和強度的影響不大，所以馬赫數對該進氣道分離渦形態的影響也不大。

3) 相比傳統12耙總壓測量段測得的總壓畸變圖譜所呈現的對稱性，五孔探針測量段在進行周向加密之后測量的旋流場卻呈現出弱非對稱性，正向旋渦占據更大區域，且強度也大于反向旋渦。

4) 該進氣道的非對稱旋流的成因可能與流動不穩定性、入口均勻性、模具精度等因素有關，但需進一步的試驗與驗證。

5) SAE方法能夠準確判斷出進氣道的對旋畸變模式，但畸變強度指標卻不能表現出對旋渦的強旋流狀態，可能會影響其在相容性評估中的應用。

[1] JIRASEK A. Evaluation of the vortex generator flow control in the FOI-EIC-01 inlet at different flight conditions: AIAA-2007-5065[R]. Reston,VA: AIAA, 2007.

[2] JIRASEK A. Example of integrated CFD and experimental studies: Design of flow control in the FOI-EIC-01 inlet[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, 2009, 223(4): 369-377.

[3] TOURNIER S E. Flow analysis and control in a transonic inlet: AIAA-2005-4734[R]. Reston, VA: AIAA, 2005.

[4] LUDWIG G R. Case studies on effect of inlet swirl on engine operability[R]. Warrendale, PA: SAE International, 1993.

[5] AULEHLA F. Intake swirl-a major disturbance parameter in engine/intake compatibility[C]∥Proceedings of the 13th Congress of ICAS/AIAA. Bonn: ICAS, 1982: 1415-1424.

[6] SCHMID N R, LEINHOS D C, FOTTNER L. Steady performance measurements of a turbofan engine with inlet distortions containing co- and counter-rotating swirl from an intake diffuser for hypersonic flight: 2000-GT-0011[R]. New York: ASME, 2000.

[7] STOCKS C P, BISSINGER N C. Design and development of tornado engine air intake: AGARD CP-301[R]. Brussels: AGARD, 1981.

[8] SAE International. A methodology for assessing inlet swirl distortion: AR 5686[S]. Warrendale, PA: SAE International, 2010.

[9] SHEORAN Y, BOULDIN B, KRISHNAN P M. Compressor performance and operability in swirl distortion[J]. Journal of Turbomachinery, 2012, 134(4): 041008.

[10] 屠寶鋒， 胡駿， 張凱. 對渦旋流影響壓氣機轉子性能和穩定性的研究[J]. 推進技術， 2016, 37(4): 640-645.

TU B F, HU J, ZHANG K. Effects of twin swirl on performance and stability of compressor rotor[J]. Journal of Propulsion Technology, 2016, 37(4): 640-645(in Chinese).

[11] 張曉飛， 姜健， 符小剛. S彎進氣道旋流畸變數值模擬及特性分析[J]. 燃氣渦輪試驗與研究, 2012, 25(3): 21-26.

ZHANG X F, JIANG J, FU X G. Numerical simulation and characteristic analysis of swirl distortion in S-duct inlet[J]. Gas Turbine Experiment and Research, 2012, 25(3): 21-26 (in Chinese).

[12] XIE W Z, GUO R W. A ventral diverterless high offset S-shaped inlet at transonic speeds[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2008, 21(3): 207-214.

[13] 葉飛， 張堃元， 姜健， 等. 進氣道旋流模擬及測量的實驗研究[J]. 推進技術, 2009, 30(3): 297-301.

YE F, ZHANG K Y, JIANG J, et al. Experimental investigation on simulation and measurement for intake swirl[J]. Journal of Propulsion Technology, 2009, 30(3): 297-301 (in Chinese).

[14] 劉雷， 陳浮， 宋彥萍， 等. 大量附面層吸入S彎進氣道內吹氣控制[J]. 航空動力學報， 2015, 30(10): 2498-2507.

LIU L, CHEN F, SONG Y P, et al. Blowing control in S-shaped inlet with significant boundary layer ingestion[J]. Journal of Aerospace Power, 2015, 30(10): 2498-2507 (in Chinese).

[15] 李大偉， 馬東立. 背負式S形進氣道流場控制技術[J]. 北京航空航天大學學報, 2008, 34(12): 1456-1459.

LI D W, MA D L. Improving dorsal S-shaped inlet performance by vortex flow control[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2008, 34(12):1456-1459 (in Chinese).

[16] DA X, FAN Z, FAN J, et al. Microjet flow control in an ultra-compact serpentine inlet[J]. Chinese Journal of Aeronautics， 2015, 28(5): 1381-1390.

[17] LAWLEY T, PRICE D. A miniature three-dimensional pressure probe[J]. Review of Scientific Instruments, 1971, 42(1): 158-160.

[18] ALLIANTECH. Multi-hole velocity probes[R]. Gennevilliers: Aeroprobe Corporation, 2010.

[19] JOHANSEN E S, REDINIOTIS O K, JONES G. The compressible calibration of miniature multi-hole probes[J]. Journal of Fluids Engineering, 2001,123(1): 99-111.

[20] RAMAKRISHNAN V, REDINIOTIS O K. Calibration and data-reduction algorithms for nonconventional multihole pressure probes[J]. AIAA Journal, 2005, 43(5): 941-952.

[21] 劉大響. 航空燃氣渦輪發動機穩定性設計與評定技術[M]. 北京： 航空工業出版社, 2004: 33-41.

LIU D X. Stability design and evaluation technique of aero gas turbine engine[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2004: 33-41 (in Chinese).

[22] 彭成一， 馬家駒， 尹軍飛. 新機試飛中的進氣道旋流測量[J]. 推進技術, 1994, 15(4): 8-13.

PENG C Y, MA J J, YIN J F. Measurement of inlet swirls in flight[J]. Journal of Propulsion Technology, 1994, 15(4): 8-13 (in Chinese).

[23] TOURNIER S E. Flow analysis and control in a subsonic inlet[D]. Boston, MA: Massachusetts Institute of Technology, 2005.

five-holeprobe

XUZhulin,DAXingya*,FANZhaolin

HighSpeedAerodynamicsInsititute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

ThedorsalS-shapedinletpossessesanexcellentabilityofforwardradarstealthandbenefitsthedisposaloflandinggearsandthemissile,butthenon-uniformflowfieldintheoutletinfluencesthestabilityoftheengineseriously.Besidestotalpressuredistortionandtotaltemperaturedistortion,swirldistortionisalsooneimportantembodimentofnon-uniformity.Toresearchthecharacteristicsofswirldistortion,thispaperusestheassessmentmethodologyofSocietyofAutomotiveEngineers(SAE)andarotationalfive-hole-probe-basedmeasurementtoassessthehighlyswirlingflowfieldofthedorsalserpentineinletatMachnumbersbetween0.2and0.6.TheresultsindicatethatthechangeoftheSwirlDirectivity(SD)andSwirlPairs(SP)isnotapparentduringtheappointedmachrange,andthereisapairedswirlinweaksymmetryintheoutlet.Themaximumswirlangleismorethan40°.SwirlIntensity(SI)increasesfrom6°intheinternalringto13°intheexternalring,withoutapparentchangeatMachnumbersbelow0.5.AlthoughtheassessmentofSAEhasidentifiedthemodeofswirl,itsswirlintensitydescriptordoesnotmanifestthestateofhighswirling,impedingtheapplicationofSAE’sassessmentmethodologytoassessmentofconsistencybetweeninletsandengines.

S-shapedinlet;five-holeprobe;vortex;separatedflow;swirldistortion

2017-04-21；

2017-05-16；

2017-06-27；Publishedonline2017-07-071148

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171205.html

NationalNaturalScienceFoundationofChina(11602291)

.E-maildxingya@163.com

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121342

2017-04-21；退修日期2017-05-16；錄用日期2017-06-27；網絡出版時間2017-07-071148

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171205.html

國家自然科學基金(11602291)

.E-maildxingya@163.com

徐諸霖，達興亞，范召林．基于五孔探針的大S彎進氣道旋流畸變評估J． 航空學報,2017,38(12):121342.XUZL,DAXY,FANZL.Assessmentofswirldistortionofserpentineinletbasedonfive-holeprobeJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(12):121342.

V211

A

1000-6893(2017)12-121342-10

王嬌)

Assessmentofswirldistortionofserpentineinletbasedon