赵海刚, 任丁丁, 王俊琦

(中国航空工业集团公司, 中国飞行试验研究院发动机所, 西安 710089)

近代高性能战斗机通常采用短S形的进气道，因此在高机动、大攻角、大侧滑角的飞行下必然会在进气道出口产生较强的旋流畸变，从而导致发动机性能和稳定性下降[1-2]，出现喘振和强迫叶片振动之类严重的进气道与发动机流场匹配品质问题，甚至造成发动机空中停车[3-4]。因此，旋流畸变及其对发动机影响的研究已经成为近代战斗机设计及试飞定型中的关键方面，也是中外学者高度重视的研究课题之一[5-8]。20世纪80年代,美国Tornado(狂风)战斗机原型机在试飞过程中，进气道旋流畸变引起左、右发动机发生喘振，随后在F/A-18“大黄蜂”舰载飞机、“战斧”巡航导弹、A320的辅助动力装置上再次验证了旋流畸变对发动机的危害。基于上述原因，美国研究人员针对旋流畸变发生的机理、抑制与消除方法及其对发动机稳定性和性能的影响进行了大量的研究[9-11]，并最终在F/A-18飞机进气道的一弯处布置了数个涡流发生器，成功消除了旋流畸变，并在研究的基础上，完成了“进气道旋流畸变评定方法”的编制。Sheoran等[12-13]提出一种腔室旋流畸变发生器，通过简单改变腔体外形，即可产生五种不同形式的旋流畸变。中国在进气道旋流畸变研究方面，成都飞机设计所的郭荣伟等[14]根据模拟压力畸变系数DC60建立了旋流畸变指数。南京航空航天大学的彭成一教授等[15]提出了旋流测量方案和旋流评价指标，用整体涡强度、整体涡指数、对涡强度、对涡指数这四个参数在试飞中对旋流进行评定，宋国兴等[16]研究了叶片式旋流畸变发生器产生旋流流场的机理和旋流畸变对压气机稳定性的影响机制，田洋阳等[17]对气动法导叶的旋流器和几何法导叶的旋流器的内流场进行了模拟对此，指出气动法导叶的旋流器更有应用前景；刘华等[18]设计了一种叶片式旋流畸变发生器，用以研究进气旋流畸变对轴流压气机失速发展过程的影响；张磊等[19]提出了一种根据目标旋流场设置旋流畸变网的转向叶片和支撑结构的叶片式旋流畸变网的设计方法，进一步研究了旋流畸变对压气机性能和稳定性的影响。

面对新一代飞机/发动机的设计定型，进气道旋流畸变测量及其对发动机的性能和稳定性的影响是进气道/发动机相容性试验中必不可少的项目。现首次提出飞行试验中可行的旋流测试方案和评价指标，研制叶片式旋流发生器和五孔探针，通过地面旋流试验建立起工程实际中可靠的旋流模拟、测量方法和数据处理方法，验证该旋流评定体系和旋流模拟方法的有效性。可为后续型号进气道旋流畸变试飞研究提供技术储备。

1 试验装置方案及试验内容

1.1 试验方案

试验在中国飞行试验研究院某发动机试车台进行。如图1所示，整个试验装置由进气道整流罩、喇叭型进口、旋流试验段(含旋流发生段、旋流发展段和旋流测量段)、试验发动机组成。

图1 旋流试验系统图Fig.1 Sketch of test system for swirl

图2为试验系统图，试验时，试验发动机在进气道出口的抽吸作用下，外界常温常压空气先通过整流罩进入双螺线喇叭形进口，流过不同安装角和安装布局叶片式旋流模拟器，在叶片绕流的作用下产生叶尖尾迹涡，尾迹涡流过旋流发展段后，形成较强的漩涡气流，试验段测量位置同一截面等角度安装8支五孔探针，测量旋流相关参数，进而通过计算分析和评估旋流结构与强度。

图2 旋流试验装置Fig.2 Photograph of test setup for swirl

试验来流马赫数Ma在0.1～0.4调节，进气道内径为680 mm。旋流发展段为1.3倍内径。地面旋流模拟试验主要为叶片转折角、来流马赫数对旋流强度影响的研究和叶片布置方式对旋流结构的影响研究，同时验证旋流模拟、测试方法与评价指标的有效性。试验内容如表1所示。

表1 旋流试验项目列表Table 1 Items of test for swirl

1.2 旋流模拟器

试验采用了叶片式旋流模拟器。叶型为NACA65标准厚度分布，叶高110 mm,叶片转折角为5°、10°、15°、20°。图3、图4分别为叶片式旋流发生器及其在试验进气道内的安装图。

图3 叶片式旋流发生器Fig.3 The swirl generator of the blade

图4 叶片式旋流发生器安装图Fig.4 Photograph of the swirl generator blade installed

1.3 试验测量系统

试验在进气道测量段同一截面等角度安装8支五孔探针，探针探头距进气道圆心距离为296 mm(约等于0.87R,R为进气道半径)。通过测量进气道出口0.87R处的切向气流角τ87，进而计算出整体涡旋流强度、整体涡旋流指数、对涡旋流强度、对涡旋流指数等指标来评估旋流畸变的强度。所采用的旋流强度指标定义如下。

对涡强度：τ87s=(τ87imax-τ87imin)/2

对涡指数：SCT=(τ87imax-τ87imin)/2|τ87imax|

8支五孔探针在进气道测量段安装角度位置(五孔探针位置角度以进气道探针安装截面的顶点为起始点，按顺航向逆时针方向为正)如表2所示。试验使用的五孔探针均在抽吸式风洞中进行了变马赫数标定，标定来流马赫数Ma=0.2～0.5，俯仰角α和侧滑角β标定范围为：-25°≤α≤25°、-25°≤β≤25°(间隔5°进行)。探针安装图如图5、图6所示。

表2 五孔探针在进气道出口安装角度位置Table 2 The angle of five-hole probes installed at the inlet

图5 五孔探针整体安装图Fig.5 Overall installation photograph of five-hole probes

1.4 数值计算方法

图7是根据试验进气道实际尺寸建立的三维数值几何模型，建模时将进气道出口向后延长5 m以确保计算出口气流稳定及计算的收敛。

进出口边界条件采用压力进口和压力出口，计算温度为测量试验环境温度。

采用标准RNGκ-ε湍流模型、非结构化网格和SIMPLE算法，来计算进气道内部旋流特性。

2 试验测量与数值模拟结果分析

2.1 整体涡试验测量与数值计算结果分析

图8为整体涡旋流模拟叶片布置方式，在进气道进口均匀布置6个旋流叶片，叶片转折角分别为0°(不安装旋流叶片)、5°、10°、15°、20°，Ma分别为0.25、0.3、0.35、0.4(20°时Ma=0.2～0.35)，共进行了20个状态整体涡旋流模拟。图9、图10(a)给出叶片转折角为20°、Ma=0.35的整体涡旋流数值模拟静压云图和速度矢量图。可以看出，模拟出的旋流流场呈大的整体涡含6个局部小涡的形式，且小涡与低压区一一对应。原因在于叶片式旋流发生器是利用叶尖尾迹涡的相互作用来模拟旋流的，而一个叶片只会产生一个尾迹涡，尾迹涡的相互作用产生了整体涡，每个叶片的尾迹涡又在一定范围内相对独立存在。图10(b)为此工况下0.87R处速度矢量试验测量结果，可见试验测量结果和数值计算结果一致性较好，也说明精确的数值计算能够模拟出对称涡的旋流特征。

图8 整体涡模拟的叶片布置方式Fig.8 Blades distribution for simulating bulk swirl

图9 整体旋流涡静压云图Fig.9 Static pressure contour of bulk swirl

图10 整体涡旋流速度矢量图Fig.10 Swirl vector of generated bulk swirl

图11 整体涡强度随叶片转折角和马赫数的变化Fig.11 Intensity of bulk swirl vs blade angle of attack and mach number

表3是叶片转折角为20°，各马赫数下整体旋流涡试验测量和部分数值计算结果。可以看出，整体涡强度指数SCB接近1，对涡强度指数SCT接近0，说明模拟出的旋流为典型的整体涡。

对比数值结果和试验结果可知，数值计算结果的整体涡指数明显高于试验结果，而对涡指数远远低于试验结果，说明数值结果比试验结果在整体涡结构更显著，原因在于试验本身受各个探针加工、标定精度的差异，以及安装误差等因素限制，测量结果有一定的误差。

表3 整体涡模拟结果

2.2 对涡试验测量与数值计算结果分析

如图12所示，对涡旋流模拟叶片布置方式为：在进气道进口同一截面布置2组各3个旋流叶片，叶片转折角为20°，但转折角方向相反，两组旋流叶片安装对称线逆时针偏转20°(逆航向)。在叶片转折角不变的情况下，模拟时调节来流Ma，Ma分别为0.20、0.25、0.3、0.35，共4个状态。以叶片转折角为20°，来流Ma为0.35时的对涡作为典型算例来分析对涡旋流特性。图13为对涡旋流数值模拟和试验测量的速度矢量图，从图13(a)可看出，整个涡是由左右两个大涡组成，每个大涡中又有两个明显的小旋流涡。可以看出大涡的中心对称线偏转角度与叶片布置对称线一致。在进气道进口叶片安装截面160°和220°的两个相邻旋流叶片转折角方向相反，进而各自产生的尾迹涡方向相反，因为流动干涉而相互抵消，因此，在整个速度矢量图上只有四个相对独立的小尾迹涡。对比图13(b)可知，数值模拟与试验测量在0.87R处的速度矢量基本一致。

表4是根据试验结果计算的对涡强度指标数据，可以看出，结果中整体涡指数SCB趋近于0，对涡强度指数SCT趋近于1，也反映出旋流为典型的对涡结构。Ma=0.35时数值模拟和试验测量的数据结果一致性较好，从指数结果中可以看出，数值结果比试验结果对涡结构愈显著。

图12 对涡模拟的叶片布置方式Fig.12 Blades distribution for simulating twin swirl

图13 对涡旋流速度矢量图Fig.13 Swirl vector of generated twin swirl

表4 对涡强度指标结算结果Table 4 Twin swirl simulation results

2.3 局部涡试验测量与数值计算结果分析

如图14所示，局部涡旋流模拟叶片布置方式为：在进气道进口同一截面右半边均布4个旋流叶片，叶片转折角为20°，转折角方向一致。在叶片转折角不变的情况下，模拟时调节来流Ma=0.20、0.25、0.3、0.35，共4个状态。同样以叶片转折角为20°，来流Ma=0.35时的局部涡作为典型算例来分析局部涡旋流特性。图15为局部涡旋流数值模拟和试验测量的速度矢量图，从图15(a)中可以看出，整个涡是由一个涡心偏右的大涡含4个小涡组成。大涡的涡心处于整个截面的右侧，和局部涡旋流叶片布局结构一致。从图15(b)中明显看出，0.87R处的速度矢量大小明显高于左侧，得知右侧切向速度较左侧高，所以切向气流角τ87较大。对比可知，数值模拟与试验测量在0.87R处的速度矢量基本一致。从表5中可以看出，无论是数值计算结果还是试验结果，SCB和SCT均为0.5左右，说明流场介于整体涡旋流和对涡旋流之间，是典型的局部涡旋流。

图14 局部涡模拟的叶片布置方式Fig.14 Blades distribution for simulating local swirl

图15 局部涡旋流速度矢量图Fig.15 Swirl vector of generated local swirl

表5 局部涡模拟结果Table 5 Local swirl simulation results

3 结论

(1) 来流马赫数对旋流涡强度影响不大，旋流发生器叶片转折角对旋流涡强度有一定的影响。

(2) 研制的旋流发生器可模拟出不同涡结构和强度的旋流畸变，其中整体涡强度可达17°。

(3)采用的旋流测量方法可行且精度较高，旋流评定指标合理可行，能够较为直观地反映出旋流流场的结构和强度。

(4)提出的旋流测量方法和评价指标可应用于后续型号的进气道旋流畸变试飞研究中去。