王利敏，張彥軍

(航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 總體氣動(dòng)研究所， 西安 710089)

0 引 言

相對(duì)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)具有燃油經(jīng)濟(jì)性好及航線適應(yīng)能力強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)[1]，目前仍然是各種通用飛機(jī)與支線客機(jī)的主要?jiǎng)恿ρb置。渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道為發(fā)動(dòng)機(jī)提供空氣的通道，進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的好壞直接影響到進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)氣流品質(zhì)的高低。由于進(jìn)氣道是渦槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)的一個(gè)重要組成部分，其設(shè)計(jì)技術(shù)受到了人們的廣泛重視。通常情況下，渦槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)中的螺旋槳布置在進(jìn)氣道前方很近的位置，而螺旋槳滑流又具有很強(qiáng)的非定常特性，所以螺旋槳滑流會(huì)對(duì)渦槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)品質(zhì)造成顯著影響。為了確保渦槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)的進(jìn)氣道流場(chǎng)品質(zhì)能夠滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的要求，有必要開(kāi)展螺旋槳滑流對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)影響的研究[2]。

目前，螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)外部氣動(dòng)特性影響的研究在國(guó)內(nèi)開(kāi)展較多，包括帶滑流影響的飛機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)和計(jì)算方法，技術(shù)相對(duì)成熟，關(guān)于滑流影響的研究有：王傳斌[3]基于工程簡(jiǎn)化方法螺旋槳滑流與飛機(jī)機(jī)翼,機(jī)身,平尾組合體之間的相互影響；陳榮錢(qián)等[4]建立了模擬滑流對(duì)短艙影響的高精度DES方法；王偉[5]計(jì)算了螺旋槳滑流對(duì)雙發(fā)渦槳整機(jī)氣動(dòng)力的影響；徐家寬等[6]在此基礎(chǔ)上完成了考慮滑流影響的機(jī)翼氣動(dòng)優(yōu)化。上述文獻(xiàn)均是關(guān)于滑流對(duì)外流場(chǎng)影響的研究，而對(duì)飛機(jī)內(nèi)流的影響以及考慮滑流進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法的研究相對(duì)較少，陸浩[7]基于等效盤(pán)模型開(kāi)展了螺旋槳滑流對(duì)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)短艙/進(jìn)氣道的影響；徐弘歷[8]初步采用了滑移網(wǎng)格方法開(kāi)展了三葉螺旋槳對(duì)進(jìn)氣道的影響研究。上述研究可以看出，由于使用了簡(jiǎn)化的等效盤(pán)，或是相對(duì)簡(jiǎn)單的模型和方法，難以全面反映滑流的作用，其結(jié)果的精度可信度相對(duì)較低，對(duì)實(shí)際工程應(yīng)用參考意義不大。

本文以多軸式渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道為研究對(duì)象，開(kāi)展螺旋槳滑流對(duì)渦槳飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)影響的數(shù)值模擬研究，對(duì)比有/無(wú)滑流構(gòu)型的進(jìn)氣道內(nèi)流關(guān)鍵品質(zhì)參數(shù)；為了盡可能準(zhǔn)確模擬螺旋槳滑流對(duì)進(jìn)氣道的影響，建立螺旋槳滑流外流場(chǎng)與進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)耦合的非定常流場(chǎng)數(shù)值模擬方法，并檢驗(yàn)其中螺旋槳滑流模擬方法的計(jì)算精度；利用該方法，研究三種典型飛行狀態(tài)下螺旋槳滑流對(duì)渦槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)與總壓畸變指數(shù)的影響，并分析對(duì)應(yīng)流動(dòng)機(jī)理。

1 計(jì)算模型與數(shù)值模擬方法

1.1 計(jì)算模型

根據(jù)兩種不同的渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)類(lèi)型(多軸式和單軸式)，進(jìn)氣道可分為環(huán)形進(jìn)氣(單軸式)和短艙正下方進(jìn)氣(多軸式)。AN-22渦槳軍用運(yùn)輸飛機(jī)即采用了單軸式渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道(如圖1(a)所示)；而Dash8-Q400渦槳支線客機(jī)則采用了多軸式渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道(如圖1(b)所示)。

(a) AN-22渦槳運(yùn)輸機(jī)

(b) Dash8-Q400渦槳支線客機(jī)

本文的計(jì)算模型為某多軸式渦槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)，其進(jìn)氣口位于短艙前部正下方(如圖2所示)。氣流經(jīng)過(guò)螺旋槳進(jìn)入進(jìn)氣道后被分成兩部分：一部分氣流向上偏轉(zhuǎn)進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部，為發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作提供空氣；另一部分氣流通過(guò)旁通道直接向后下方排出，這種設(shè)計(jì)的主要目的是為了利用物體的慣性，將進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流中可能攜帶的沙石或者冰片等外來(lái)物在進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)前分離到機(jī)體外，避免外來(lái)物對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)造成損害。

圖2 計(jì)算模型二維示意圖

該渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)配有六葉螺旋槳，螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向?yàn)橛倚?飛行員視角)。該渦槳?jiǎng)恿ρb置計(jì)算模型的整體外觀與其內(nèi)部管道幾何形態(tài)如圖3所示。

圖3 三維計(jì)算模型示意圖

1.2 數(shù)值模擬方法

對(duì)于有滑流流場(chǎng)的數(shù)值模擬方法，通?？煞譃槎ǔＥc非定常兩大類(lèi)。定常方法并不直接模擬螺旋槳的轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程，計(jì)算周期短，某些精度較高的方法甚至能部分模擬出螺旋槳滑流尾跡的整體旋轉(zhuǎn)形態(tài)，當(dāng)然這種尾跡在流場(chǎng)中是固定的。典型的滑流定常模擬方法包括帶旋轉(zhuǎn)效應(yīng)的激勵(lì)盤(pán)方法[7]與多重參考坐標(biāo)系方法[9-10]。非定常方法直接模擬螺旋槳的旋轉(zhuǎn)過(guò)程，能捕捉到滑流尾跡的強(qiáng)度、形態(tài)、位置在流場(chǎng)中隨時(shí)間變化的情況，所以計(jì)算精度高，但計(jì)算周期也特別長(zhǎng)。典型的滑流非定常模擬方法包括滑移網(wǎng)格方法[11]與嵌套網(wǎng)格[12-13]方法。

對(duì)于本文所研究的問(wèn)題，定常數(shù)值模擬方法不能模擬出槳葉掠過(guò)進(jìn)氣道前方過(guò)程中進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)品質(zhì)的實(shí)時(shí)變化情況，所以必須采用非定常方法。為此，采用具備滑流非定常模擬能力的商業(yè)軟件CFX進(jìn)行流場(chǎng)模擬。具體模擬策略如下：將計(jì)算域分為如圖4所示的靜止與旋轉(zhuǎn)域兩個(gè)區(qū)域，包裹著螺旋槳的圓盤(pán)區(qū)域即為旋轉(zhuǎn)域，旋轉(zhuǎn)域之外的區(qū)域即為靜止域。模擬過(guò)程中旋轉(zhuǎn)域中的物面按照螺旋槳的轉(zhuǎn)速進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，靜止域與旋轉(zhuǎn)域之間在交界面處利用CFX提供的滑移網(wǎng)格技術(shù)實(shí)現(xiàn)相對(duì)運(yùn)動(dòng)并進(jìn)行流場(chǎng)信息交換。在計(jì)算域中CFX通過(guò)求解非定常雷諾平均N-S方程實(shí)現(xiàn)對(duì)流場(chǎng)的非定常模擬，湍流模型選用兩方程的k-ωSST模型。方程的對(duì)流項(xiàng)與湍流項(xiàng)選用CFX獨(dú)特的High Resolution格式進(jìn)行離散，這是一種改進(jìn)過(guò)的迎風(fēng)格式，可根據(jù)當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)計(jì)算的實(shí)際情況在一階與二階迎風(fēng)格式之間連續(xù)變換格式的精度[14]。方程中的瞬態(tài)項(xiàng)采用隱式歐拉二階向后差分格式。在本文所開(kāi)展的所有非定常模擬中，物理時(shí)間步長(zhǎng)均采用螺旋槳轉(zhuǎn)過(guò)1°所需的時(shí)間，在每個(gè)瞬態(tài)物理時(shí)刻均迭代10步，以保證充分收斂。

計(jì)算域的邊界條件設(shè)置如下：遠(yuǎn)場(chǎng)四周采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)進(jìn)口面采用速度進(jìn)口邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)出口面采用壓力出口邊界條件。短艙內(nèi)部管道的末端出口處采用壓力出口邊界條件以模擬發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口條件，短艙壁面和進(jìn)氣道壁面均采用無(wú)滑移壁面，螺旋槳槳葉與輪轂為旋轉(zhuǎn)壁面。

(a) 遠(yuǎn)場(chǎng)

(b) 發(fā)動(dòng)機(jī)

整個(gè)計(jì)算域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行空間離散，旋轉(zhuǎn)域與靜止域網(wǎng)格分開(kāi)生成，兩個(gè)域在交界面處的網(wǎng)格采用面搭接的方式連接。為了較為精確地模擬螺旋槳滑流流場(chǎng)，由于旋轉(zhuǎn)域的網(wǎng)格密度較大，并且均勻過(guò)渡到了遠(yuǎn)場(chǎng)和管道內(nèi)流區(qū)域，將流場(chǎng)中所有物面處附面層的第一層網(wǎng)格高度均設(shè)置為螺旋槳槳葉70%半徑處弦長(zhǎng)的10-5倍，第一層網(wǎng)格之外的網(wǎng)格高度按1.2倍的比率逐漸增長(zhǎng)，附面層網(wǎng)格層數(shù)為30層。本文計(jì)算的幾個(gè)螺旋槳+發(fā)動(dòng)機(jī)短艙構(gòu)型的全流場(chǎng)網(wǎng)格單元數(shù)在1 980萬(wàn)～2 000萬(wàn)之間。導(dǎo)致不同構(gòu)型網(wǎng)格單元數(shù)的存在微小差異主要原因是：不同狀態(tài)下螺旋槳的槳葉角不同，槳葉附面層網(wǎng)格與旋轉(zhuǎn)域邊界之間的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的數(shù)量會(huì)發(fā)生微小變化。作為對(duì)比，本文還計(jì)算了不帶螺旋槳的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙構(gòu)型的流場(chǎng)，該構(gòu)型的全流場(chǎng)網(wǎng)格單元數(shù)為1 400萬(wàn)。一個(gè)帶螺旋槳的計(jì)算模型的表面網(wǎng)格以及短艙內(nèi)部管道的表面網(wǎng)格如圖5所示。

(a) 螺旋槳與短艙外表面

(b) 短艙內(nèi)部管道

2 滑流數(shù)值模擬方法可靠性檢驗(yàn)

為了檢驗(yàn)本文所采用的基于商業(yè)軟件CFX的滑流非定常模擬方法的可靠性，采用該方法對(duì)圖3中的單獨(dú)螺旋槳進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)狀態(tài)下的流場(chǎng)數(shù)值模擬。計(jì)算模型的表面網(wǎng)格如圖6所示，全流場(chǎng)網(wǎng)格單元數(shù)為550萬(wàn)。實(shí)驗(yàn)工況為：海拔7 000 m高度標(biāo)準(zhǔn)大氣，自由來(lái)流馬赫數(shù)0.53，槳葉角48.42°，螺旋槳轉(zhuǎn)速850 rpm。

圖6 單槳計(jì)算模型表面網(wǎng)格

計(jì)算狀態(tài)下CFD模擬得到的螺旋槳拉力、功率與實(shí)驗(yàn)值的結(jié)果對(duì)比如表1所示，可以看出：本文所采用的基于CFX的螺旋槳滑流非定常模擬方法能較為準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)出了螺旋槳的拉力與功率(實(shí)際反應(yīng)了扭矩值)，拉力誤差為2.1%，功率誤差為1.8%。

表1 單獨(dú)螺旋槳模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

模擬得到的單槳槳尖渦等渦量面示意圖如圖7所示，可以看出：本文所采用的模擬方法很好地捕捉到了在流場(chǎng)中呈螺旋狀分布的槳尖渦，基于CFX的螺旋槳滑流非定常模擬方法計(jì)算精度較高，能夠滿足本文研究工作的要求。

圖7 數(shù)值模擬得到的單槳槳尖渦等渦量面

3 進(jìn)氣道關(guān)鍵性能參數(shù)與數(shù)據(jù)處理方法

渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能指標(biāo)主要包括進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)σ與總壓畸變指數(shù)D1。

3.1 總壓恢復(fù)系數(shù)

總壓恢復(fù)系數(shù)的定義為：進(jìn)氣道出口平均總壓與自由來(lái)流總壓之比，以σ表示。

式中：Pt1為進(jìn)氣道出口平均總壓；Pt2為自由來(lái)流總壓。

3.2 總壓畸變指數(shù)

總壓畸變指數(shù)D1是用來(lái)評(píng)估進(jìn)氣道出口截面處氣流均勻度的主要參數(shù)，多用于渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)進(jìn)氣道評(píng)估。其計(jì)算公式為

式中：Ptmax為進(jìn)氣道出口處最大總壓值；Ptmin為進(jìn)氣道出口處最小總壓值。

在本文中，Ptmax和Ptmax通過(guò)對(duì)進(jìn)氣道出口面分布的43個(gè)總壓監(jiān)測(cè)點(diǎn)(發(fā)動(dòng)機(jī)要求的總壓監(jiān)測(cè)點(diǎn)分布)的總壓值對(duì)比得到。進(jìn)氣道出口43個(gè)總壓監(jiān)測(cè)點(diǎn)的分布圖如圖8所示。

圖8 進(jìn)氣道出口平面上43個(gè)總壓監(jiān)測(cè)點(diǎn)分布圖

3.3 非定常數(shù)據(jù)處理方法

本文對(duì)有滑流構(gòu)型采用了非定常數(shù)值模擬方法，并且螺旋槳會(huì)周期性的在進(jìn)氣道入口前方掠過(guò)，所以模擬過(guò)程中帶滑流構(gòu)型的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)與總壓畸變指數(shù)會(huì)一直變化。也正是因?yàn)槁菪龢獦~是周期性的在進(jìn)氣道入口前方掠過(guò)，所以在非定常模擬收斂后，帶滑流構(gòu)型的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)與總壓畸變指數(shù)也會(huì)隨著模擬時(shí)間的推進(jìn)而呈現(xiàn)周期性變化。為此，對(duì)于有滑流構(gòu)型的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)與總壓畸變指數(shù)取其非定常模擬收斂后周期性波動(dòng)的均值。

4 計(jì)算結(jié)果及分析

為了較為全面地分析螺旋槳滑流對(duì)渦槳?jiǎng)恿ο到y(tǒng)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的影響，選取了地面、起飛以及巡航三個(gè)典型狀態(tài)進(jìn)行研究。三個(gè)計(jì)算狀態(tài)的工況與動(dòng)力狀態(tài)參數(shù)如表2所示。

表2 計(jì)算狀態(tài)的工況與動(dòng)力狀態(tài)參數(shù)

4.1 地面狀態(tài)

地面狀態(tài)下有/無(wú)滑流構(gòu)型的進(jìn)氣道性能計(jì)算結(jié)果對(duì)比如表3所示，有/無(wú)滑流構(gòu)型進(jìn)氣道入口與出口的總壓分布云圖如圖9所示，其中圖9(b)中有滑流構(gòu)型的總壓云圖對(duì)應(yīng)螺旋槳相對(duì)于進(jìn)氣道所處的位置如圖10所示。

表3 地面狀態(tài)計(jì)算結(jié)果

(a) 無(wú)滑流

(b) 有滑流

圖10 地面狀態(tài)下有滑流構(gòu)型某時(shí)刻的空間流線

從表3和圖9可以看出：

(1) 在地面狀態(tài)，滑流帶來(lái)的進(jìn)氣道性能改變非常顯著；相比無(wú)滑流構(gòu)型結(jié)果，有滑流構(gòu)型的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)增加，總壓畸變降低。

(2) 從進(jìn)氣道入口與出口處的總壓云圖可以看出，因螺旋槳處于大拉力狀態(tài)，螺旋槳對(duì)氣流做功效應(yīng)明顯，所以有滑流構(gòu)型進(jìn)氣道入口處的總壓顯著大于無(wú)滑流構(gòu)型。相應(yīng)地，在進(jìn)氣道出口處，有滑流構(gòu)型的總壓也大于無(wú)滑流構(gòu)型，這是有滑流構(gòu)型總壓恢復(fù)系數(shù)大于無(wú)滑流構(gòu)型的根本原因。還可以看出，有滑流構(gòu)型進(jìn)氣道入口處總壓分布很不均勻，其原因在于此時(shí)刻剛好有一小股氣流被一片螺旋槳槳葉“壓入”了進(jìn)氣道(如圖10所示)。但是因?yàn)槁菪龢D(zhuǎn)速很高，所以圖9(b)中進(jìn)氣道入口處總壓高的區(qū)域也會(huì)很快、均勻且周期性地出現(xiàn)在進(jìn)氣道入口平面的其他位置，并且這些高低壓區(qū)域的氣流在從進(jìn)氣道入口流向出口的過(guò)程中還會(huì)發(fā)生摻混。因此，有滑流構(gòu)型進(jìn)氣道出口處的總壓分布相對(duì)于入口處要均勻得多。

(3) 在地面狀態(tài)，由于滑流效應(yīng)，旁通道出口處的氣流速度、壓力都發(fā)生變化。因此，旁通道內(nèi)部氣流的流態(tài)也隨之發(fā)生改變，流量從“倒吸”改為順暢排出。這也是進(jìn)氣道總壓畸變降低的主要原因。無(wú)滑流時(shí)，旁通道出口靜壓比進(jìn)氣道出口靜壓高，出現(xiàn)反吸現(xiàn)象，將低能氣流從旁通道反吸入進(jìn)氣道內(nèi)，使進(jìn)氣道出口處的總壓畸變?cè)龈?，降低了氣流的品質(zhì)，而有滑流之后，氣流從旁通道順暢排出，無(wú)低能氣流影響，因此進(jìn)氣道出口的總壓畸變降低。

無(wú)滑流構(gòu)型地面狀態(tài)下氣流經(jīng)旁通道流入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的情形如圖11所示，可以看出：氣流從旁通道流入進(jìn)氣道的過(guò)程中發(fā)生了分離，導(dǎo)致進(jìn)氣道出口面存在小區(qū)域的低壓區(qū)。正是這一現(xiàn)象導(dǎo)致了無(wú)滑流構(gòu)型進(jìn)氣道出口處的總壓畸變高于有滑流構(gòu)型。地面狀態(tài)下無(wú)滑流構(gòu)型旁通道的這種“倒吸”現(xiàn)象不僅會(huì)降低流入發(fā)動(dòng)機(jī)氣流的品質(zhì)，還會(huì)增加發(fā)動(dòng)機(jī)吸入異物的風(fēng)險(xiǎn)。

圖11 無(wú)滑流構(gòu)型地面狀態(tài)下氣流經(jīng)旁通道流入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的情形

本文計(jì)算的渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)模型配有六葉螺旋槳，因此每轉(zhuǎn)過(guò)60°流場(chǎng)會(huì)出現(xiàn)一次周期性的變化。地面狀態(tài)下帶滑流構(gòu)型進(jìn)氣道出口平面總壓恢復(fù)系數(shù)云圖隨螺旋槳相位角θ的變化情況如圖12所示，可以看出：在螺旋槳轉(zhuǎn)過(guò)60°相位角的過(guò)程中，進(jìn)氣道出口平面上的總壓恢復(fù)情況變化顯著；高總壓恢復(fù)區(qū)的位置隨螺旋槳相位角變化而明顯變化，而低總壓恢復(fù)區(qū)的位置則基本不隨螺旋槳相位角的變化而明顯移動(dòng)，基本維持在進(jìn)氣道出口平面的右上角。

(a)θ=0° (b)θ=10° (c)θ=20°

(d)θ=30° (e)θ=40° (f)θ=50°

圖12 地面狀態(tài)下進(jìn)氣道出口平面總壓恢復(fù)系數(shù)云圖隨螺旋槳相位角的變化

Fig.12 The variation of the total pressure recovery coefficient at the inlet plane with the phase angle of the propeller

4.2 起飛狀態(tài)

起飛狀態(tài)下有/無(wú)滑流構(gòu)型進(jìn)氣道的總壓畸變指數(shù)與總壓恢復(fù)系數(shù)隨迎角α的變化趨勢(shì)對(duì)比如圖13所示；迎角為0°時(shí)有/無(wú)滑流構(gòu)型進(jìn)氣道入口與出口處的總壓云圖如圖14所示。

(a) 總壓恢復(fù)系數(shù)

(b) 總壓畸變指數(shù)

(a) 無(wú)滑流構(gòu)型

(b) 有滑流構(gòu)型

從圖13～圖14可以看出：

(1) 起飛狀態(tài)下滑流對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)品質(zhì)的影響也很顯著。在所計(jì)算的迎角下，有滑流構(gòu)型進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)比無(wú)滑流有所增高。導(dǎo)致這種現(xiàn)象的主要原因在于起飛狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)仍然處于大功率工作狀態(tài)，螺旋槳對(duì)氣流做功導(dǎo)致氣流總壓明顯增加。因此，進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)明顯升高，這一現(xiàn)象及其機(jī)理與地面狀態(tài)的情況相似。

(2) 與地面狀態(tài)不同的是，起飛狀態(tài)下有滑流構(gòu)型進(jìn)氣道的流場(chǎng)畸變指數(shù)明顯高于無(wú)滑流構(gòu)型。在所計(jì)算的迎角下，有滑流構(gòu)型進(jìn)氣道出口截面畸變指數(shù)比無(wú)滑流構(gòu)型有所增加。無(wú)滑流構(gòu)型，進(jìn)氣道內(nèi)部流場(chǎng)分布均勻；有滑流構(gòu)型，螺旋槳槳葉在進(jìn)氣道前方周期性地掠過(guò)會(huì)降低進(jìn)氣道入口處的總壓分布均勻度，雖然在流過(guò)進(jìn)氣道時(shí)因?yàn)閺?qiáng)烈的摻混作用這種不均勻度會(huì)顯著降低，但也難以完全降低到受螺旋槳干擾前的水平。因此，起飛狀態(tài)下有滑流構(gòu)型的進(jìn)氣道總壓畸變指數(shù)要高于無(wú)滑流構(gòu)型。

(3) 起飛狀態(tài)下，迎角變化對(duì)有滑流與無(wú)滑流構(gòu)型進(jìn)氣道流場(chǎng)品質(zhì)的影響趨勢(shì)存在一定差異：在小迎角下，有滑流構(gòu)型的總壓恢復(fù)系數(shù)基本不隨迎角改變，而無(wú)滑流構(gòu)型的總壓恢復(fù)系數(shù)則隨迎角增加而減??；在大迎角下，有滑流構(gòu)型的總壓恢復(fù)系數(shù)隨迎角增加而減小，而無(wú)滑流構(gòu)型的總壓恢復(fù)系數(shù)則基本不隨迎角變化。

起飛狀態(tài)下有滑流構(gòu)型進(jìn)氣道出口平面總壓恢復(fù)系數(shù)云圖隨螺旋槳相位角θ的變化情況如圖15所示。

(a)θ=0° (b)θ=10° (c)θ=20°

(d)θ=30° (e)θ=40° (f)θ=50°

圖15 起飛狀態(tài)下0°迎角時(shí)進(jìn)氣道出口平面總壓恢復(fù)系數(shù)云圖隨螺旋槳相位角的變化

Fig.15 The variation of the total pressure recovery coefficient of the inlet with the phase angle of the propeller at 0°

從圖15可以看出：在一個(gè)周期內(nèi)，進(jìn)氣道出口平面上的總壓恢復(fù)情況變化顯著，高總壓恢復(fù)系數(shù)區(qū)域的位置隨螺旋槳相位角變化而明顯變化，而低總壓恢復(fù)系數(shù)區(qū)的位置則不隨螺旋槳相位角的變化而明顯移動(dòng)，基本維持在進(jìn)氣道出口平面的右上角，這一現(xiàn)象與地面狀態(tài)是一致的。

4.3 巡航狀態(tài)

巡航狀態(tài)下有滑流與無(wú)滑流構(gòu)型進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)與流場(chǎng)畸變指數(shù)隨迎角α的變化趨勢(shì)對(duì)比如圖16所示；巡航狀態(tài)有滑流與無(wú)滑流構(gòu)型進(jìn)氣道入口與出口平面處的總壓云圖如圖17所示。

(a) 總壓恢復(fù)系數(shù)

(b) 總壓畸變指數(shù)

(a) 無(wú)滑流構(gòu)型

(b) 有滑流構(gòu)型

從圖16～圖17可以看出：

(1) 巡航狀態(tài)下滑流對(duì)進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)與流場(chǎng)畸變指數(shù)均造成不利影響。在所計(jì)算的迎角范圍內(nèi)，有滑流構(gòu)型進(jìn)氣道出口截面的總壓恢復(fù)系數(shù)比無(wú)滑流構(gòu)型有所降低；有滑流構(gòu)型進(jìn)氣道出口截面的畸變指數(shù)比無(wú)滑流構(gòu)型卻有所增加。造成這種現(xiàn)象的原因分析如下：巡航狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)處于小拉力工作狀態(tài)，螺旋槳對(duì)氣流做功相對(duì)較少，并且螺旋槳上的拉力主要是徑向比較靠外的槳葉部分產(chǎn)生的，徑向靠?jī)?nèi)的槳葉部分基本不產(chǎn)生拉力，即徑向比較靠?jī)?nèi)的槳葉部分對(duì)氣流做功很少；但其尾跡還會(huì)摻混進(jìn)入其后方的氣流中，造成附近氣流總壓降低，這股總壓相對(duì)較低的氣流進(jìn)入進(jìn)氣道后一方面會(huì)降低進(jìn)氣道氣流的總壓值，同時(shí)也會(huì)增加進(jìn)氣道內(nèi)氣流的不均勻度。

(2) 在巡航狀態(tài)，有滑流構(gòu)型與無(wú)滑流構(gòu)型進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)與總壓畸變指數(shù)隨迎角的變化趨勢(shì)存在差異。在所計(jì)算的迎角范圍內(nèi)，無(wú)滑流構(gòu)型的總壓恢復(fù)系數(shù)與總壓畸變指數(shù)均基本不隨迎角變化。而有滑流構(gòu)型的總壓恢復(fù)系數(shù)則隨著迎角增加而減小，總壓畸變指數(shù)則隨著迎角增加而增加。

巡航狀態(tài)下0°迎角時(shí)進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)云圖隨螺旋槳相位角θ的變化情況如圖18所示。

(a)θ=0° (b)θ=10° (c)θ=20°

(d)θ=30° (e)θ=40° (f)θ=50°

圖18 巡航狀態(tài)下0°迎角時(shí)進(jìn)氣道出口平面總壓恢復(fù)系數(shù)云圖隨螺旋槳相位角的變化

Fig.18 The variation of the total pressure recovery coefficient of the inlet with the phase angle of the propeller at 0° of attack

與地面狀態(tài)(圖12)和起飛狀態(tài)(圖15)的計(jì)算結(jié)果相比，巡航狀態(tài)下進(jìn)氣道出口面上的總壓恢復(fù)系數(shù)云圖隨螺旋槳相位角的變化呈現(xiàn)如下特點(diǎn)：首先高總壓恢復(fù)系數(shù)區(qū)的位置變化范圍沒(méi)有地面狀態(tài)與起飛狀態(tài)那么大，基本維持在該平面的右方與右下方；其次，低總壓恢復(fù)系數(shù)區(qū)的位置雖然也基本不隨螺旋槳相位角改變而發(fā)生顯著變化，但其相對(duì)于地面與起飛機(jī)狀態(tài)來(lái)說(shuō)位置向左側(cè)移動(dòng)了；最后，整個(gè)進(jìn)氣道出口平面上總壓恢復(fù)系數(shù)的最大值與最小值在螺旋槳轉(zhuǎn)過(guò)60°相位角的過(guò)程中變化幅度明顯要大于地面狀態(tài)與起飛狀態(tài)。再次證明了巡航狀態(tài)下螺旋槳滑流對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)品質(zhì)造成的不利影響是最顯著的。

5 結(jié) 論

(1) 地面與起飛狀態(tài)下螺旋槳滑流能夠提高進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)；但在巡航狀態(tài)下，螺旋槳滑流會(huì)降低進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)。

(2) 螺旋槳滑流會(huì)增加進(jìn)氣道流場(chǎng)的總壓畸變指數(shù)。

(3) 在起飛與巡航狀態(tài)下，無(wú)滑流構(gòu)型的進(jìn)氣道性能隨迎角變化的情況不如有滑流構(gòu)型明顯?？傮w上，有滑流構(gòu)型的總壓恢復(fù)系數(shù)隨迎角增加而減小，而總壓畸變指數(shù)則隨著迎角增加而增加，即迎角增加對(duì)有滑流構(gòu)型的進(jìn)氣道性能會(huì)造成不利影響。