進氣道風洞試驗分布式流量調節技術研究與試驗驗證

2020-09-21 02:55:56李方吉樊建超榮祥森

實驗流體力學 2020年4期

李方吉, 趙清, 樊建超, 賈霜, 榮祥森, 郭民

(中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所, 四川綿陽 621000)

0 引言

進氣道是飛行器推進系統的重要組成部分，其設計水平在一定程度上影響著發動機性能的發揮，甚至影響到飛行器技術水平的提升。風洞試驗是獲取進氣道性能參數最直接、最可靠的技術手段，流量調節與測量裝置是進氣道風洞試驗的核心裝置之一，其設計性能在一定程度上反映了進氣道風洞試驗的能力和水平；不同流量調節方式決定了流量調節與測量裝置的安裝條件和使用范圍。目前，國內外進氣道風洞試驗對流量的調節方式有節流錐式[1-3]、蝶閥式[4]、高壓引射式[5]和動力模擬[6-7]等。其中，動力模擬實現了進氣道/發動機一體化模擬，為其耦合作用研究及進排氣對全機氣動性能影響的研究提供了良好的技術手段，但試驗成本較高。就單獨進氣道性能試驗而言，節流錐式調節是進氣道風洞試驗流量調節的主要方式。

節流錐式調節是一種“集中式”的流量調節方式，設計技術較為成熟，加工相對簡單。節流錐向上游方向前進時，流體流量隨流通面積減小而逐漸減??；反之，節流錐向下游后退時，流量則隨流通面積增大而逐漸增大；“逆流而行”是進氣道風洞試驗常用的流量調節方向。

目前，常用的節流錐流量調節與測量裝置是基于文丘里管測量原理設計的，由節流錐調節系統、整流系統和流量測量系統組成，其后可以加裝抽吸管道，增大流量模擬范圍。此外，還有一種精度較低的簡化裝置，由流量測量系統和節流錐調節系統組成，無法加裝抽吸管道，主要應用于部分超聲速導彈進氣道試驗。常用的節流錐流量調節與測量裝置存在3個不足：一是節流錐調節系統對流動干擾大，一方面可能會影響進氣道出口的流動，另一方面，增大了下游整流難度；二是節流錐及其支撐系統占據了較大流動空間，在一定程度上增大了流量調節與測量裝置的外形尺寸；三是在常用的從大流量向小流量方向調節的過程中，節流錐逆氣流運行，所需電機功率較大。早期的低精度簡化裝置主要存在驅動電機所需功率大的問題。2014年，北京動力機械研究所李宏東等[8]利用相對運動原理，設計了一種進氣道試驗節流錐裝置，通過上游型面的移動，改變上游型面和節流錐之間的流通面積，從而改變了流經進氣道的流量，較好地解決了簡化裝置節流錐流量調節運行阻力的問題。

受節流錐流量調節與測量裝置尺寸限制，1 m量級高速風洞雙發進氣道試驗時，需要將進氣道出口氣流通過管道引至風洞超擴段[9](或引出洞外)，與流量調節與測量裝置及抽吸管路連接，較長的管道使進氣道試驗技術的發展在一定程度上受到了限制。本文提出一種分布式流量調節技術，采用該技術的流量調節與測量裝置外形“靈巧”，尺寸相對較小，2臺分布式流量調節與測量裝置的等直段截面積與1臺節流錐流量調節與測量裝置基本相當，有效降低了該裝置在風洞中的堵塞度，可為1 m量級高速風洞雙發進氣道試驗技術的發展提供支持。關于類似分布式流量調節技術的研究，目前尚未見其他公開文獻報道。

本文利用商業軟件對節流錐流量調節與測量裝置簡化模型(以下簡稱節流錐簡化模型)和分布式流量調節與測量裝置簡化模型(以下簡稱分布式簡化模型)進行數值模擬，并在FL-24風洞(1.2 m×1.2 m跨超聲速風洞)對分布式流量調節技術進行驗證。

1 分布式流量調節原理

分布式流量調節采用“化整為零”思想，用“分布式”流量調節取代傳統節流錐“集中式”流量調節，能夠將來流轉化為多個區域流動，并通過調整導流片組合軸向相對位置、改變導流片組合之間不同區域的流通面積，實現對流體流量的調節。圖1給出了分布式流量調節的原理示意圖。這種簡單的導流片組合堵塞度相對較大，在一定程度上影響了流量調節與測量裝置的流通能力和調節效率，很容易發生“壅塞”，相應的流量調節與測量裝置尺寸還是相對較大。通過對導流片厚度、數量和導流片拐折角等方面的優化，進一步提高了導流片組合的流通能力和調節效率，有效降低了流量調節與測量裝置外形尺寸。圖2給出了分布式流量調節初步優化后的方案示意圖。

圖1 分布式流量調節原理示意圖

圖2 分布式流量調節優化方案

如圖2所示，導流片厚度相對較薄，且具有一定的流線型外形，不僅對流體流動干擾小，而且自身阻力也小。在導流片驅動設計時，可以選擇對位于上游的導流片進行驅動，由于常用的流量調節方向為順氣流方向，故所需驅動電機功率較小。

2 研究模型

節流錐流量調節與測量裝置和分布式流量調節與測量裝置的主體為軸對稱結構。在研究模型簡化過程中，將節流錐調節系統簡化為1個錐，不模擬驅動支撐系統和整流系統；將分布式調節系統簡化為2個導流片組合，不模擬導流片支架、驅動系統和整流柵格。圖3和4分別給出了相關簡化模型的外形示意圖。

鑒于FL-24風洞節流錐流量調節與測量裝置試驗數據積累較多，計算結果的可靠性容易得到驗證，為確保獲得較為準確的數值模擬結果，以及能夠為1 m量級高速風洞雙發進氣道試驗的流量調節與測量裝置設計提供可靠的支持，節流錐簡化模型的總體尺寸與該風洞流量調節與測量裝置基本保持一致，如入口直徑為70 mm，內管道通徑為130 mm，聲速噴管直徑為83 mm，總體長度為1140 mm。為便于比較，分布式簡化模型入口直徑和總體長度與節流錐簡化模型相同，但內管道通徑和聲速噴管直徑有所調整。

圖3 節流錐簡化模型示意圖

圖4 分布式簡化模型示意圖

3 數值計算和驗證方法

本文利用商業軟件生成了二維結構化網格，并對節流錐、導流片和內管道物面網格進行了加密。節流錐簡化模型網格節點數約為20萬，分布式簡化模型網格節點數約為90萬。計算采用理想氣體，黏性系數計算選擇Sutherland公式，黏性項采用中心差分格式離散，無黏項采用Roe二階迎風偏置通量差分方法離散；采用隱式近似因子分解(AF)方法進行時間推進以得到流場近似解。采用的湍流模型為RNGk-ε模型，該模型在復雜剪切流動、含高剪切率的流動、旋流和分離流中應用效果較好。

邊界條件為壓力進出口邊界條件。簡化模型進口壓力為某進氣道高速風洞試驗進氣道出口壓力，出口壓力為相應試驗條件下風洞來流靜壓。表1給出了相應的進出口壓力條件。

表1 壓力邊界條件Table 1 Pressure boundary conditions

表中，p02為進口總壓，pw為出口靜壓。需要說明的是：(1) 由于沒有考慮進氣道模型出口(直徑Φ=56 mm)至簡化模型入口之間測量段和過渡段的影響，進口壓力比風洞試驗中實際入口壓力略高；(2)Ma≥0.9時，由于節流錐流量調節與測量裝置出口處于支架之后，實際壓力比作為簡化模型出口壓力的風洞來流靜壓偏高，且Ma數越高，兩者差異越大；(3)Ma=0.6時，由于對流量進行了引射，簡化模型出口實際壓力比來流靜壓明顯偏低。

對于驗證方法而言，雖然Ma=0.9時節流錐簡化模型進出口壓力比某進氣道高速風洞試驗的實際壓力略偏高，但進出口邊界壓力的變化對計算結果的影響趨勢是可以預估的。通過與某進氣道高速風洞試驗中節流錐流量調節與測量裝置聲速噴管處的總壓和靜壓測量結果對比，只要節流錐簡化模型在Ma=0.9時的計算結果和試驗結果在量級上是一致的、數值計算進出口壓力偏高以及模型簡化所帶來的影響趨勢合理，則數值計算方法是可以得到驗證的；而分布式簡化模型采用與節流錐簡化模型相同的計算方法，其結果可靠性也可以得到判別，同時，可以通過相關試驗對數值計算方法及其結果進行驗證。

4 數值模擬結果分析與驗證

圖5和6分別給出了Ma=0.9時節流錐簡化模型和分布式簡化模型大流量調節位置的速度分布。

圖5 Ma=0.9時節流錐簡化模型大流量調節位置Ma數分布

圖6 Ma=0.9時分布式簡化模型大流量調節位置Ma數分布

Ma=0.9時，在流通面積相對較小的節流錐等直段前端附近出現了局部超聲速流動，頭部繞流對上游流動產生了一定影響；節流錐之后，出現類似圓柱繞流的流動，內管道流動速度減弱趨勢明顯。在聲速噴管之前的一定區域，大部分流動Ma數在0.2～0.3范圍內；在聲速噴管附近，流動呈加速趨勢，聲速噴管流動Ma數達到0.7左右。

對于分布式簡化模型而言，Ma=0.9時，在導流片組合Ⅱ的中心軸線位置，形成了一個較小的喉道，出現了超聲速流動，分布式流量調節對上游流動影響較小。調節裝置之后，流速相對較為均勻，流動減速趨勢不明顯，除中心軸線附近區域流動Ma數在0.4左右外，大部分區域的流動Ma數保持在0.6左右；在聲速噴管處，流動Ma數達到0.8左右。

就總靜壓分布而言，Ma=0.9時，節流錐之后的總壓下降迅速，分布規律與該區域速度分布規律較為相似，其均勻性較差，靜壓分布呈現出一定的均勻度。Ma=0.9時，分布式調節裝置之后，內管道總壓分布規律與速度分布相似，均勻性較好，中心軸線附近總壓略偏低，而靜壓分布呈現出較好的均勻度。圖7和8分別給出了Ma=0.9時節流錐簡化模型和分布式簡化模型大流量調節位置的總壓分布。

圖7 Ma=0.9時節流錐簡化模型大流量調節位置總壓分布

圖8 Ma=0.9時分布式簡化模型大流量調節位置總壓分布

Ma=0.6、1.2、1.5、2.0和2.5時，除節流錐等直段前端附近以及擴張段區域的流動有一定的差別外，節流錐簡化模型的速度、總壓和靜壓分布規律與Ma=0.9時類似。Ma=0.6時，內管道流動速度有所下降，且節流錐等直段前端附近區域沒有出現超聲速流動；Ma≥1.2時，內管道流動速度有所提高，如Ma=1.5時，聲速噴管前的大部分區域流動Ma數達到了0.3～0.4左右；Ma≥1.5時，擴張段大部分區域出現了顯著的超聲速流動。

Ma=0.6、1.2、1.5、2.0和2.5時，分布式簡化模型速度、總壓和靜壓分布規律與Ma=0.9時基本相似；分布式調節裝置之后的流動隨試驗Ma數的變化規律與節流錐簡化模型相似。

圖9和10分別給出了Ma=0.9時節流錐簡化模型在中等流量和小流量調節位置的速度分布。

在中、小流量條件下，節流錐簡化模型內管道流動對稱性和定常性特征顯著，節流錐之后，沒有出現類似圓柱繞流的流動，但在中等流量條件下，流動分層明顯。

圖9 Ma=0.9時節流錐簡化模型中等流量調節位置Ma數分布

圖10 Ma=0.9時節流錐簡化模型小流量調節位置Ma數分布

圖11和12分別給出了Ma=0.9和1.5時分布式簡化模型在小流量條件下的速度分布。

圖11 Ma=0.9時分布式簡化模型小流量調節位置Ma數分布

圖12 Ma=1.5時分布式簡化模型小流量調節位置Ma數分布

由于導流片組合Ⅱ與Ⅰ之間的流通面積大幅減小，流經內管道的流量得到有效控制。Ma=0.9時，在導流片組合Ⅱ與Ⅰ區域流速相對較快，甚至在導流片組合Ⅱ與Ⅰ之間的“搭接”區域出現了局部超聲速流動。在Ma=1.5時，導流片組合Ⅱ以及2組導流片的“搭接”區域出現較大區域的超聲速流動，擴張段內也出現了一定的超聲速流動。在小流量調節位置，調節裝置之后的流動也相對比較均勻，但中心軸線附近流速較低的區域略有增大。

從數值結果看，Ma=0.9時，節流錐簡化模型的聲速噴管處總壓p0n和靜壓pn分別保持在78和65 kPa左右，與FL-24風洞中該試驗條件下的結果(p0n= 64 kPa和pn=55 kPa)在量級上是相當的，綜合數值模擬邊界條件和模型簡化情況來看，數值模擬結果是合理的，說明相關數值計算方法是可靠的。

綜上分析：一方面，節流錐較大，影響內管道流通能力；另一方面，節流錐之后，在大流量和中等流量調節位置，流動的均勻性差，需采用整流效果好、流通效率低的整流孔板進行整流，這是節流錐流量調節與測量裝置需保持較大通徑的兩個主要原因。分布式調節具有較高流通能力，大流量條件下，裝置上游流體順暢和快速地通過了2個導流片組合，沒有出現“壅塞”現象，通徑為90 mm的內管道流量與通徑為130 mm的節流錐內管道流量相當；分布式調節具有較高調節效率，優化后的導流片堵塞度較小，對上下游流動均勻性的影響較小，導流片所受氣動載荷較小，所需驅動功率不大。

5 分布式調節試驗驗證

5.1 試驗方案

在FL-24風洞現有埋入式進氣道試驗裝置基礎上，設計了一套分布式調節驗證裝置替換原有聲速噴管。圖13給出了相關技術方案。

圖13 分布式流量調節驗證總體技術方案

試驗驗證的主要內容包括：分布式調節的可靠性；流量能否與FL-24風洞現有節流錐流量調節與測量裝置相當；所選電機驅動功率是否滿足要求等?？紤]到驅動裝置影響，內通道直徑設計為95 mm。試驗是在模型α=0°、β=0°條件下進行的，主要開展了Ma=0.9、1.2和2.0時不同調節方式的對比試驗，以及Ma=2.0時分布式調節重復性試驗。由于分布式調節試驗無法安裝聲速噴管對流量進行精確測量，驗證試驗的流量通過測量段的總靜壓計算獲得并進行比較。

5.2 試驗結果與分析

圖14～16分別給出了Ma=0.9～2.0時2種調節方式的總壓恢復系數σ隨流量系數φ變化的對比曲線。

Ma=0.9和1.2時，分布式調節與節流錐調節的σ～φ曲線一致性較好，其中，大流量時流量系數差異在0.01范圍以內；Ma=2.0時，進氣道喘振前，2種調節方式流量系數最大差異在0.02左右。從以往試驗的經驗來看，由于進氣道出口流場不均勻等因素影響，通過測量段的總靜壓計算流量存在一定誤差，與流場較均勻、計算流量較準確的聲速噴管截面獲得的流量系數差異可達到0.05左右，因此2種調節方式之間流量系數的這種差異是可以接受的。

圖14 Ma=0.9時不同調節方式試驗結果對比

圖15 Ma=1.2時不同調節方式試驗結果對比

圖16 Ma=2.0時不同調節方式試驗結果對比

由Ma=2.0時的流量可知，分布式調節裝置的流量與FL-24風洞節流錐流量調節與測量裝置流量相當，能夠滿足目前大多數型號進氣道試驗需求。

從進氣道出口云圖來看，Ma=0.9和1.2時以及Ma=2.0未喘振時，相同流量或接近相同流量條件下，2種調節方式總壓分布形態和量值具有較好的一致性。圖17給出了Ma=0.9時相應的進氣道出口壓力云圖對比。Ma=2.0時，在進氣道喘振流量點，不同流量調節方式的總壓分布形態具有較好的一致性，但量值略有差異;Ma=2.0時，進氣道喘振后，不同流量調節方式進氣道出口總壓分布形態出現較大差異。圖18給出了Ma=2.0時的喘振壓力云圖對比。

對于Ma=2.0時、進氣道喘振后不同流量調節方式下的進氣道特性出現較大差異以及重復性較差的情況，初步分析可能有以下三方面的原因：(1) 喘振后，整個內管道流動變化劇烈，流動均勻性較差，測量誤差較大；(2) 內管道非定常流動顯著，瞬時性強，即使是同一流量調節位置或同一流量條件，流場參數之間不存在一一對應關系；(3)節流錐調節有可能對進氣道喘振起到一定抑制作用，進氣道在喘振后，能夠保持較高總壓恢復和較低湍流度畸變。