并聯式TBCC發動機進排氣系統氣動特性研究

張丁午，王 強，胡海洋

(北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191)

并聯式TBCC發動機進排氣系統氣動特性研究

張丁午，王 強，胡海洋

(北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191)

針對一并聯式渦輪基組合循環(TBCC)發動機進排氣系統的氣動方案，對其從渦輪向沖壓模態轉換過程中的典型工作點上的流場進行了數值模擬。結果顯示：模態轉換中渦輪發動機進氣道的流量系數逐漸下降，反壓承受能力逐漸減弱，沖壓發動機進氣道的流量系數逐漸增加。模態轉換中，渦輪發動機噴管在不同落壓比(NPR=20～80)下均無明顯流動分離現象；沖壓發動機噴管分離區逐漸減小，且隨著落壓比的增加分離程度逐漸減弱。

渦輪基組合循環發動機；進氣系統；排氣系統；并聯布局；模態轉換；數值模擬

1 引言

渦輪基組合循環(TBCC)發動機具有飛行包線寬、重復使用性好等優點，成為當前高速飛行器動力領域研究的熱點[1]。對于這類飛行器，面臨飛行工況多變的條件，因此要求TBCC發動機的進氣道和噴管，能在整個飛行過程中通過改變自身形狀來達到適應飛行狀態變化的目的[2]。美國NASA的Green研究中心[3，4]、Langley研究中心[5]等，都進行了TBCC發動機并聯式進氣道的相關研究。Langley研究中心對組合發動機并聯式和串聯式進氣系統進行了對比分析，認為并聯式進氣道在高超聲速熱防護技術上具有優越性，在減小裝機尺寸和機匣冷卻面積方面也有更好的優化效果[6]。我國對TBCC發動機的研究起步較晚，目前在該領域，有關院校和研究所都開展了相關工作[7～10]。本文以并聯式TBCC發動機進排氣系統為對象，重點研究從渦輪模態到沖壓模態轉換過程中進氣道和噴管的氣動性能。

2 計算方法

2.1 求解方程和物理模型

本文所有計算基于自編CFD程序完成。N-S方程采用LUSGS隱式時間推進法求解，對流通量采用三階精度Roe格式離散，擴散通量采用可克服奇偶不耦合問題的中心差分格式求解，湍流模型輸運方程采用特殊的混合隱式迭代和解析算法求解，在低數值耗散的前提下保證對間斷解的高精度捕捉；湍流模型輸運方程采用二階TVD格式離散，用以克服低雷諾數k-ε模型的計算剛性，保證計算的穩定性和收斂精度。圖1為模態轉換過程中TBCC發動機進、排氣系統的二維結構示意圖。采用Gridgen軟件對計算區域分塊結構化網格、近壁面區域加密處理，保證近壁面網格的最大y+＜5，網格數約8萬。

圖1 進排氣系統結構示意圖Fig.1 Schematic diagram of the inlet and exhaust system

2.2 算例驗證

為驗證自編CFD程序的準確性，特做以下兩個驗證算例。首先選擇Langley研究中心[11]針對X-43A進氣道的實驗研究，模型示意圖見圖2，外壓段楔角為11°，唇罩下表面與外壓段上表面的夾角分別為3°、6°和9°，隔離段高10.16 mm，隔離段長高比5.6。實驗中來流參數：馬赫數4.03，靜溫216.6 K，靜壓8 728.8 Pa，總溫920.6 K，總壓1.38 MPa。

第二個驗證算例模型同樣來自NASA[12]，其具體的幾何尺寸如圖3所示。噴管高15.24 mm，噴管進口馬赫數1.665，總壓172 kPa，總溫478 K；外部自由來流馬赫數6，總壓2 520 kPa，總溫478 K。

從圖4中的壁面壓力分布可看出，計算結果模擬出的壓力分布趨勢與實驗結果吻合較好，因此可認為本文所采用的模擬方法可靠。

3 計算結果分析

3.1 模態轉換下進氣系統的性能

當飛行馬赫數達到4時，TBCC發動機進氣系統將進行模態轉換，渦輪發動機進氣道將分級關閉。選取四個關鍵轉換工作點進行數值模擬研究，其馬赫數等值線圖見圖5。可見，轉換過程中整個流場無明顯分離現象，隨著渦輪進氣道的逐漸關閉，沖壓進氣道上下壁面的夾角逐漸增大，導致激波強度增加，沖壓進氣道出口氣流馬赫數逐漸降低。

圖2 進氣道模型示意圖Fig.2 Scheme of inlet model

圖3 噴管結構簡圖Fig.3 Scheme of nozzle model

圖4 實驗與計算壁面壓力結果比較Fig.4 Comparison between experiment and numerical calculation of wall pressure

圖5 進氣道馬赫數等值線圖Fig.5 Contours of inlet Mach number

圖6 質量流量系數圖Fig.6 Mass flow coefficient

圖6給出了渦輪楔板逐漸關閉過程中進氣系統的質量流量系數變化。可見，模態轉換過程中渦輪進氣道流量系數逐漸降低，沖壓進氣道流量系數呈平穩增加趨勢。主要原因為，整個模態轉換過程中氣體流動均勻，避免了氣體流量突變導致的不起動問題，有利于沖壓燃燒室組織點火燃燒。圖7給出了渦輪楔板逐漸關閉過程中進氣系統的總壓恢復系數變化，其中渦輪通道和沖壓通道性能分別以喉道截面和隔離段出口截面參數表征。從圖中發現，渦輪進氣道和沖壓進氣道的總壓恢復系數均呈下降趨勢，尤其是達到轉換點(d)時，渦輪進氣道的總壓恢復系數降到17.53%，性能嚴重惡化；沖壓進氣道的總壓恢復系數整體保持在63%以上。

3.2 進氣道相互影響特性分析

圖7 總壓恢復系數圖Fig.7 Total pressure recovery coefficient

模態轉換是一個極其復雜的動態過程，涉及到渦輪、沖壓兩個進氣道的相互作用。本小節對進氣道相互影響特性進行了研究，針對上述四個典型的轉換點，通過改變渦輪進氣道出口背壓(取值范圍從15p0到60p0)(p0為遠場壓力)，分析不同狀態對沖壓進氣道氣動性能的影響。圖8給出了四個轉換點狀態下進氣道的壁面壓力分布，從中不難發現，模態轉換過程中渦輪進氣道承受反壓的能力逐漸減弱。對于轉換點(b)和(c)兩種狀態，當背壓過低時，渦輪進氣道壁面壓力會產生振蕩現象，容易導致出口氣流均勻性變差，對后面工作部件不利。

在四個模態轉換點狀態下，當背壓增加到一定程度時，渦輪進氣道壁面壓力都會出現突躍現象，表明此時激波被推出造成渦輪進氣道不起動，但同時，壓力曲線顯示沖壓進氣道的壁面壓力分布，并未受到渦輪進氣道不起動的影響，這與文獻[3]的實驗結論一致。因此，對于外并聯式發動機，當某一個進氣道不起動時，對另一個進氣道不會產生影響。

3.3 模態轉換下排氣系統的性能

當飛行馬赫數達到4時，TBCC發動機排氣系統將進行模態轉換，渦輪發動機噴管將分級關閉。選取四個關鍵轉換工作點進行數值模擬研究，其馬赫數等值線圖見圖9。從圖中可明顯發現，TBCC發動機噴管存在十分復雜的激波、膨脹波結構，隨著模態轉換的進行，噴管從欠膨脹狀態轉變成過膨脹狀態，整個模態轉換過程中噴管出口流場均勻，沒有出現大的分離區，只是從轉換點(h)中觀察到，渦輪通道出口的激波與其上壁面邊界層相互作用形成了較大的分離區，這可能導致噴管性能惡化。

在沖壓通道上壁面出現了兩部分回流區，第一部分是由于上壁面型面轉折造成的，第二部分是沖壓通道與渦輪通道兩股氣流相互作用的結果。隨著渦輪通道逐漸關閉，沖壓通道上壁面的轉折角變小導致分離區變小，而第二部分的分離區略有增加，這主要是由于沖壓通道上壁面擴張角變大、與渦輪通道出口膨脹波作用增強所致。

圖8 不同轉換點狀態下進氣道壁面壓力分布Fig.8 Pressure distribution at different transition points

圖9 噴管馬赫數等值線圖Fig.9 Contours of nozzle Mach number

3.4 不同工況下排氣系統的性能

由于TBCC發動機飛行條件復雜，模態轉換也不可能在單一工況下進行，因此有必要研究不同工況下噴管的性能。本小節對不同落壓比(NPR=80～20)下的流場進行分析，研究落壓比對噴管性能的影響規律。圖10、圖11給出了不同落壓比時渦輪噴管在轉換點(e)和(g)狀態下的馬赫數等值線圖。可見，隨著落壓比的增加，渦輪噴管出口由過膨脹狀態過渡到欠膨脹狀態，沖壓噴管出口一直保持過膨脹狀態，沖壓通道上壁面出口處的回流區逐漸縮小，其它區域的流場結構無明顯改變。

4 結論

(1)從文中進氣系統的性能看，在模態轉換過程中，渦輪進氣道和沖壓進氣道均無明顯的流動分離現象；沖壓進氣道的出口馬赫數逐漸降低，流量系數平穩增加，有利于燃燒室點火起動。

(2)改變渦輪進氣道出口背壓對沖壓進氣道的氣動特性無影響，但是當渦輪進氣道出口背壓過低時，其壁面壓力會產生振蕩現象，導致出口氣流均勻性變差。

圖10 轉換點(e)狀態下的馬赫數等值線圖Fig.10 Mach number contours at transition point(e)

(3) 從文中排氣系統的性能看，在相同落壓比下，TBCC發動機噴管隨著模態轉換的進行，從欠膨脹狀態轉變成過膨脹狀態；在沖壓噴管轉折點位置及其出口處，均出現了小面積的回流區；當渦輪噴管關閉75%時，其上壁面出現了較大面積的回流區，導致噴管性能惡化。

(4) 針對渦輪噴管不關閉和關閉一半這兩個模態轉換點，隨著落壓比的增加，TBCC發動機噴管均由過膨脹狀態轉變為欠膨脹狀態，回流區范圍逐漸減小，噴管氣動性能有所改善。

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圖11 轉換點(g)狀態下的馬赫數等值線圖Fig.11 Mach number contours at transition point(g)

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Aerodynamic Characteristics of the Over-Under TBCC Inlet and Exhaust System

ZHANG Ding-wu，WANG Qiang，HU Hai-yang
(School of Energy and Power Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

According to an over-under turbine based combined cycle(TBCC)engine air inlet and exhaust systems solution,typical operating points of the flow field from turbine mode to scramjet mode were numeri?cally studied.The calculating results show that turbine engine inlet flow coefficient is gradually decreased during mode transition,and the ability to withstand back pressure is gradually weakened,however,scramjet inlet flow coefficient is gradually increased.Under different pressure ratio(=20～80),the turbine engine nozzle had no obvious flow separation phenomenon during mode transition,but the scramjet nozzle separa?tion zone decreased,and the degree of separation gradually weakened as the pressure ratio decreased.

TBCC engine；inlet system；exhaust system；over-under type；mode transition；numerical simulation

V236

A

1672-2620(2013)06-0035-05

2013-11-14；

2013-12-02

張丁午(1983-)，男，河北邯鄲人，博士研究生，研究方向為發動機內流氣動熱力學。