S彎進氣道合成雙射流流場控制特性分析

2023-12-08 08:38:30彭文強羅振兵周昕潤朱寅鑫

國防科技大學(xué)學(xué)報 2023年6期

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彭文強,羅振兵,周昕潤,朱寅鑫,周巖

(國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院, 湖南長沙 410073)

S彎進氣道已成為飛翼布局無人飛行器的首要選擇。S彎進氣道結(jié)構(gòu)緊湊,研究表明飛行器機身每縮短1個進氣道直徑長度,飛機重量將減少15%[1]。將背負式進口布局與S彎進氣道相結(jié)合可減小前向雷達散射面積,提高翼身融合飛行器隱身性能?，F(xiàn)代高隱身性能飛行器(如美國的F-22和F-35)和高隱身無人作戰(zhàn)飛機(如美國的X-47B、RQ-180,英國的“雷神”等)普遍使用了S彎進氣道。

進氣道作為飛行器動力系統(tǒng)的“咽喉”,其流場品質(zhì)會直接影響發(fā)動機的性能和工作狀態(tài)的穩(wěn)定,從而影響飛行器推進系統(tǒng)的動力性能。相比常規(guī)進氣道,S彎進氣道的曲率和截面形狀變化更加劇烈,沿流向逆壓梯度大,彎后易形成分離[2-4]。當流體通過兩個彎時,離心力將產(chǎn)生相反的壓力分布,從而導(dǎo)致側(cè)壓力梯度和二次流的發(fā)生。這些綜合效應(yīng)可能會導(dǎo)致進氣道出口的壓力不均勻和總壓損失[5-6]。發(fā)動機的凈推力會降低,非均勻性會導(dǎo)致葉片結(jié)構(gòu)疲勞[7]。

因此,亟須高效的進氣道流動控制技術(shù),以減小發(fā)動機推力損失,提升作戰(zhàn)飛機飛行性能。流動控制技術(shù)主要包括主動流動控制和被動流動控制兩類。被動流動控制主要通過在進氣道內(nèi)布置諸如渦流發(fā)生器、鼓包等以改變進氣道邊界條件[8-12]。被動流動控制技術(shù)不能隨著工作環(huán)境的改變而改變,適應(yīng)工況范圍較窄。與被動流動控制技術(shù)相比,主動流動控制技術(shù)通過注入一定的能量對主流流場施加擾動,實現(xiàn)“四兩撥千斤”的效果。主動流動控制更加有效靈活,能夠適應(yīng)更多的復(fù)雜情況,更適合S彎進氣道的復(fù)雜工作環(huán)境[13]。Kwong等[14]發(fā)現(xiàn)射流控制能有效提高總壓恢復(fù)系數(shù)。Vaccaro等[15]發(fā)現(xiàn)在第一彎施加控制有較好的效果,且對非定常射流控制效率更高。Ball等[16]發(fā)現(xiàn)抽吸控制亦可減少進氣道內(nèi)的流動分離。馬志明[17]驗證了射流振蕩器對S彎進氣道的控制效果。Yang等[18]通過數(shù)值計算發(fā)現(xiàn)等離子體控制可使S彎進氣道畸變指數(shù)降低6.7%。Liu等[19]利用等離子體合成射流將S彎進氣道的出口穩(wěn)態(tài)畸變指數(shù)降低9.15%。合成射流技術(shù)則通過活塞或者膜片的正弦運動形成周期變化的射流,相比傳統(tǒng)射流,無須額外的工質(zhì),又稱零質(zhì)量射流[20-21]。Jenkins等[22]將合成射流與渦流發(fā)生器的控制效果進行比較,驗證了合成射流控制S彎進氣道的應(yīng)用潛力。Amitay等[23]和Dandois等[24]發(fā)現(xiàn)合成射流可有效控制分離泡的尺寸。何鵬等[25]研究了兩種合成射流出口布置方式對控制效果的影響。

羅振兵等[26-29]發(fā)明的合成雙射流控制技術(shù)無氣源、無管路、結(jié)構(gòu)對稱,易于小型化和集成化設(shè)計,其能量利用效率是傳統(tǒng)合成射流技術(shù)的兩倍,且具備獨特的矢量功能和高速流場控制能力。合成雙射流可應(yīng)用于內(nèi)外流場流動分離控制[30-31]。其中,合成雙射流對外流場的控制能力已在無人機平臺得到驗證[32-33]。合成雙射流控制S彎進氣道內(nèi)流場的流動分離和二次旋流畸變的潛力很大,具有很好的應(yīng)用前景。

本文在前期合成雙射流外流場主動流動控制的研究基礎(chǔ)上,針對S彎進氣道流動分離造成流道堵塞、總壓損失過大和旋渦引起的流場畸變嚴重等問題,提出了S彎進氣道合成雙射流主動流場控制方法,通過流體動力學(xué)仿真分析不同控制參數(shù)對S彎進氣道的流場控制規(guī)律,為后續(xù)具體應(yīng)用提供理論指導(dǎo)。

1 S彎進氣道計算模型及流場特性分析

1.1 計算模型

本文采用前急后緩的S彎進氣道模型進行計算分析,其結(jié)構(gòu)如圖1所示。該進氣道的S彎段長度為585 mm,彎道出口截面直徑為150 mm,出口、入口面積比為1.875,S彎進氣道模型偏距為225 mm。該進氣道幾何模型的中心線控制方程為:

(1)

式中,y為中心線縱坐標,x為中心線橫坐標,Δy為進氣道偏距,L為進氣道橫向尺寸。

圖1 S彎進氣道結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structural schematic diagram of S-bend inlet

1.2 數(shù)值計算方法

本文使用ANSYS FLUENT軟件對S彎進氣道開展二維數(shù)值計算工作。模擬來流工況為10 000 m高空,來流靜壓為26 474 Pa。進氣道上下壁面均設(shè)為絕熱無滑移壁面?？紤]流場中的壓縮性,求解器使用密度基求解器,使用有限體積法進行離散,對流項為二階迎風(fēng)格式,耗散項為一階迎風(fēng)格式。

考慮對進氣道流動分離進行研究,湍流模型采用適用于流場逆壓力梯度計算的剪切應(yīng)力輸運(shear stress transport, SST)k-ω模型。

選用3套不同疏密程度的網(wǎng)格進行無關(guān)性驗證,網(wǎng)格數(shù)分別為6 800、13 500、18 200。表1給出在來流馬赫數(shù)(Ma)為0.735的工況下,各網(wǎng)格的計算結(jié)果。當網(wǎng)格數(shù)達到13 500時,可保證有足夠的計算精度。

表1 不同網(wǎng)格的S彎進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)

合成雙射流激勵器工作時,其中的膜片周期性振動,形成的合成雙射流也就存在周期性特性,因此,在分析S彎進氣道在合成雙射流激勵器下的出口總壓恢復(fù)時(包括S彎進氣道無控制時的定常流場狀態(tài)),采用一周期內(nèi)平均總壓恢復(fù),定義如下:

(2)

1.3 流場特性分析

本文選用的進氣道模型為高亞聲速進氣道,首先分析進氣道速度來流Ma在0.4～0.8范圍內(nèi)的流場變化。

S彎進氣道流場分布如圖2所示,圖中X、Y分別為計算域橫縱坐標,分析發(fā)現(xiàn)在S彎進氣道下壁面第一彎處出現(xiàn)高能流場區(qū)域,在進氣道后半段整個流場速度降低。在下壁面第二彎附近產(chǎn)生了嚴重的流動分離,并在中心區(qū)域產(chǎn)生流場旋渦,在出口上壁面區(qū)域也有輕微流動分離現(xiàn)象。圖3為不同來流Ma下S彎進氣道流動分離情況,對比分析發(fā)現(xiàn),隨著來流Ma的增加,S彎進氣道下壁面流動分離區(qū)域顯著增大。這是因為來流Ma的增大,導(dǎo)致流場在S彎處邊界層厚度增加,逆壓力梯度增大,在下壁面聚集了大量低能流體;同時由于來流速度的上升,進而削弱了進氣道抵抗流動分離的能力,流動分離區(qū)增大且會產(chǎn)生更大的旋渦流場。

(a) 速度分布(a) Velocity distribution

(b) 靜壓分布(b) Static pressure distribution圖2 S彎進氣道流場分布Fig.2 Flow field distribution of S-bend inlet

(a) Ma=0.441

(b) Ma=0.588

2 合成雙射流S彎進氣道流場控制

圖4 合成雙射流S彎進氣道控制模型Fig.4 Control model of S-bend inlet with double synthetic jets

合成雙射流流動控制技術(shù)作為無源無管路主動流動控制技術(shù)之一,其原理是通過產(chǎn)生周期性非定常射流與外部流場主流進行相互作用,實現(xiàn)對主流流場的有效調(diào)控。利用數(shù)值模擬對S彎進氣道邊界層流動分離在合成雙射流激勵器作用下的控制效果進行研究,分析不同控制參數(shù)的影響作用規(guī)律。數(shù)值仿真模型如圖4所示。為簡化計算,射流出口采用周期速度邊界條件,左、右射流出口速度分別定義為:

ur(t)=Umaxsin(2πft)

(3)

ul(t)=Umaxsin(2πft+π)

(4)

其中,ul、ur代表左、右出口射流的瞬時速度,Umax代表合成射流出口速度峰值,f為激勵頻率,S彎進氣道來流Ma為0.735。定義無量綱頻率為:

(5)

式中,Ls為原始流場的分離區(qū)x向長度,U∞為來流速度。定義射流的動量系數(shù)為:

(6)

式中,H為合成雙射流出口的縫寬。

2.1 不同周期時刻流場控制特性

本節(jié)觀察施加合成雙射流后流場特性。來流Ma為0.735,射流峰值速度為50 m/s,頻率為300 Hz,射流角度為90°。圖5為合成雙射流激勵器在不同周期時刻對S彎進氣道流動分離控制效果,通過與圖3(c)控制前結(jié)果對比分析,可以看出S彎進氣道施加合成雙射流激勵器控制之后,下壁面邊界層流動分離區(qū)域明顯減小,并有效削弱了邊界層旋渦現(xiàn)象,增大了流場有效截面積。合成雙射流主要通過“吹”“吸”對S彎進氣道施加流動控制,激勵器通過“吹”將高能流體注入邊界層,提高邊界層低能流體的速度,減少流動分離,通過“吸”將邊界層的低能流體吸入激勵器腔體,降低邊界層的逆壓力梯度;此外,合成雙射流激勵器的左、右出口形成的旋渦流場,還能有效地對邊界層低能流體與主流高能流體進行摻混,從而提高邊界層流體能量,并降低流場的不均勻度。

(a) 1/4T

(d) 1T圖5 合成雙射流激勵器在1T內(nèi)S彎進氣道流場控制效果Fig.5 Flow field control effect of S-bend inlet with synthetic double jets actuator in 1T

從合成雙射流激勵器施加流動控制1T內(nèi)的速度云圖可以看出,周期內(nèi)流動分離現(xiàn)象都得到了有效控制,流場整體相差不大,進氣道下壁面流動分離得到有效抑制。

2.2 不同射流角度對流場控制特性

在分離點附近選取了與激勵器出口位置切線成30°、60°和90°三種不同角度的流場控制特性進行了對比分析。S彎進氣道流動分離控制流場結(jié)果如圖6所示。分析結(jié)果表明射流角度與激勵器出口切線夾角為30°時控制效果最好。由圖6中可見,射流角度為30°時,下壁面流動分離區(qū)域得到有效抑制和消除,下壁面旋流形成的旋渦已經(jīng)消失不見;射流角度達到60°和90°時,下壁面旋流旋渦出現(xiàn),控制效果明顯降低,尤其是射流角度為90°時,雖然下壁面分離厚度有所減小,但是旋渦嚴重程度甚至還要嚴重于未施加流動控制時的狀態(tài)。因此,不管是流動分離區(qū)大小的減小,還是對旋流的抑制,射流角度為30°時效果要遠優(yōu)于其他兩個角度效果。

(a) 30°

(b) 60°

(c) 90°圖6 合成雙射流不同射流角度下S彎進氣道流場控制效果Fig.6 Flow field control effect of S-bend inlet with different jet angles of synthetic double jets

為了更好地了解不同射流角度時激勵器對進氣道的作用,繪制了圖7的進氣道S彎段總壓曲線圖。圖7為在不同射流角度下的進氣道出口總壓分布,其中橫坐標為出口截面縱向位置,縱坐標為總壓。從圖7中可以看出,射流角度越大,總壓曲線整體左移。當射流角度越大時,合成雙射流激勵器高能流體被S彎進氣道分離區(qū)域利用得越少。射流角度越大,其射流就更容易被注入主流當中而不是被下壁面流動分離區(qū)域所利用,激勵器控制效果利用率就較低。此外,射流角度越大,激勵器所合成的高能射流,還有可能起到“墻壁”凸起的作用,對主流產(chǎn)生阻礙,影響下游流場發(fā)展。而射流角度采用30°時,合成雙射流流體更易被流動分離區(qū)域利用,效率更高。

圖7 合成雙射流不同射流角度下S彎進氣道出口總壓分布Fig.7 Outlet total pressure distributions of S-bend inlet with different jet angles of dual synthetic jets

表2為不同射流角度下S彎進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)。從表2中可以看出不同射流角度對進氣道出口總壓恢復(fù)的影響,在射流角度為30°時總壓恢復(fù)系數(shù)最高,整體流場更加均勻穩(wěn)定。

2.3 不同射流峰值速度對流場控制特性

合成雙射流激勵器射流峰值速度分別設(shè)置為10 m/s、30 m/s、50 m/s、70 m/s,對應(yīng)射流動量系數(shù)為0.003 1、0.028 1、0.077 9、0.152 7,激勵頻率為300 Hz,射流角度為30°,圖8為不同射流峰值速度作用下S彎進氣道流場控制效果。

表2 不同射流角度下S彎進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)

從圖8可以看出,隨著合成雙射流峰值激勵器射流峰值速度的不斷增加,可以發(fā)現(xiàn)下壁面低壓區(qū)有所擴大,這是因為激勵器的“高能”流體相對于主流來說能量是低的,其射流被邊界層吸收利用,而隨著射流速度增大,邊界層能量隨之提高,抵抗逆壓梯度的能力逐漸提升,S彎進氣道流動分離得到有效抑制。但是,從上壁面低壓區(qū)可以看出,由于激勵器產(chǎn)生射流對主流的“阻擋”效果,隨著射流峰值速度的增加,“阻擋”效果越發(fā)明顯,導(dǎo)致對流動分離的控制效果減弱。

(a) 10 m/s

(b) 30 m/s

(d) 70 m/s圖8 激勵器不同射流峰值速度對S彎進氣道流場控制效果Fig.8 Control effect of different jet peak velocities of exciter on flow field in S-bend inlet

表3為不同射流峰值速度下S彎進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)。從表3可以看出,S彎進氣道在激勵器的控制下,隨著射流峰值速度的增加,出口平均總壓隨之升高,總壓恢復(fù)得到明顯改善,邊界層流動分離得到有效抑制;但是,也可看到當射流速度峰值超過50 m/s時,總壓恢復(fù)系數(shù)有所下降,這說明射流峰值速度增大超過一定限度,可能會對控制效果產(chǎn)生不利的影響。射流速度過大,會導(dǎo)致激勵器產(chǎn)生的控制射流對主流產(chǎn)生阻礙作用,由于激勵器射流是存在周期性質(zhì)的射流,會影響原有進氣道主流的穩(wěn)定性。此外,過大的射流甚至?xí)M氣道主流起到“阻擋”的效果,阻礙主流通過。

表3 不同射流峰值速度下S彎進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)

2.4 不同激勵頻率對流場控制特性

分析合成雙射流的激勵頻率對S彎進氣道流場特性影響,分別選取射流激勵頻率為300 Hz、900 Hz、1 500 Hz的非定常周期性射流對S彎進氣道施加控制,對應(yīng)的無量綱頻率F+為0.367、1.100、1.833。圖9為S彎進氣道在不同激勵頻率控制下速度分布云圖,從圖9可以看出,隨著激勵頻率增加,S彎進氣道分離區(qū)呈減少趨勢,當激勵頻率為900 Hz時分離區(qū)最小,通過分析在分離點附近流場特征頻率,其大小為來流速度與對應(yīng)截面直徑比值,約為890 Hz,隨著激勵頻率的進一步增加,分離區(qū)又開始呈現(xiàn)增大趨勢,當激勵頻率與流場特征頻率越接近時,在相同射流強度作用下,流場控制效果越明顯,對S彎進氣道流場改善性能最好。

(a) 300 Hz

(b) 900 Hz

(c) 1 500 Hz圖9 激勵器不同激勵頻率對S彎進氣道流場控制效果Fig.9 Control effect of different jet frequencies of exciter on flow field in S-bend inlet

圖10為在不同激勵頻率下的進氣道出口總壓分布,其中橫坐標為出口截面縱向位置,縱坐標為總壓。從圖10中分析得出,隨著激勵頻率的增大,進氣道下壁面流場總壓明顯提高,流場均勻性得到有效改善,結(jié)合速度分布云圖可知,激勵頻率的提高改善了合成雙射流激勵器射流的周期性波動影響,使得在對S彎進氣道施加流動控制時下壁面流動分離區(qū)穩(wěn)定性得到加強。

圖10 合成雙射流不同激勵頻率下S彎進氣道出口總壓分布Fig.10 Outlet total pressure distributions of S-bend inlet with different jet frequencies of dual synthetic jets

圖11為在不同激勵頻率下,進氣道出口截面平均總壓在一個激勵周期內(nèi)的變化曲線。通過圖11可以看出進氣道在周期內(nèi)總壓變化的平均特性,對比三條曲線,當激勵頻率為300 Hz時,其平均總壓在一周期內(nèi)的“光滑”程度最差,反映出該頻率下的流場波動劇烈;而對于激勵頻率為900 Hz和1 500 Hz時,平均總壓的變化曲線就顯得很“光滑”,流場波動程度相對之下較為穩(wěn)定。

(a) 300 Hz

(b) 900 Hz

3 結(jié)論

合成雙射流對S彎進氣道流場具有顯著的主動調(diào)控能力,可以有效改善S彎進氣道的氣動性能,有效提升進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)。

1) 合成雙射流通過“吹”“吸”接力,當布置在分離點附近時,在一個非定常射流周期內(nèi)對S彎進氣道流動分離都具有很好的抑制作用。

2) 合成雙射流“動量注入”效果可以顯著提高S彎進氣道邊界層抵抗逆壓梯度的能力,可以有效抑制流動分離,射流角度與主流的角度越小,其注入效果越明顯,控制效果越好。當射流角度與主流之間的夾角過大,射流峰值速度過大時會對主流形成“阻擋”作用,導(dǎo)致流動分離控制效果變差,但是由于射流“非定常摻混”效果,也可以起到提高邊界層逆壓的能力。

3) 合成雙射流激勵器激勵頻率也會對S彎進氣道流動分離產(chǎn)生影響,其接近流場特征頻率時控制效果越好。