一種組合循環發動機變幾何進氣道方案①

劉曉偉，石 磊，劉佩進，何國強

(西北工業大學 航天學院，西安 710072)

一種組合循環發動機變幾何進氣道方案①

劉曉偉，石 磊，劉佩進，何國強

(西北工業大學 航天學院，西安 710072)

用于空天往返的組合循環發動機工作馬赫數范圍寬，為此提出了一種采用雙通道調節的變幾何進氣道設計方案：用一道隔板將進氣道內壓段分為上下2個通道，低馬赫數時，上下2個通道同時進氣，高馬赫數時，通過旋轉外壓段最后一道壓縮面關閉下通道后，僅上通道進氣，從而實現進氣道壓縮角和收縮比的大范圍調節。研究表明，該變幾何進氣道在Ma=2.2～7.0范圍內具有較高的總壓恢復系數，尤其是具有很高的流量系數，且大部分區間出口馬赫數合適，該變幾何進氣道方案調節過程簡單、可靠，容易實現。

組合循環發動機；變幾何進氣道；數值模擬

0 引言

未來第三代可重復使用航天運輸系統將采用吸氣式組合推進取代傳統的僅使用火箭動力的工作模式，以增強發射的靈活性，并大幅降低運載成本，運輸系統的安全性和可靠性也會隨之顯著提高。吸氣式組合循環動力，典型的如火箭基組合循環(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)發動機和渦輪基組合循環(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)發動機，是未來最具應用潛力的候選動力之一，一直以來都是該領域研究的熱點[1-5]。

用于空天往返的吸氣式組合循環發動機，應具有寬廣的工作范圍。進氣道是吸氣式發動機的主要部件，如何保證進氣道在寬馬赫數范圍內具有較高的性能，是吸氣式組合動力設計的研究重點之一[6]。變幾何進氣道已成為國內外普遍采用的設計方法。

國際上，各典型RBCC發動機方案均采用了變幾何進氣道技術，如Strutjet的頂板調節方案[7]、GTX的中心錐前后移動方案[8]、ASTRX-RBCC喉道調節門放氣方案[5]，日本JAXA頂板升降方案[9]。目前，公開報道的最接近工程樣機的ISTAR發動機，采用了旋轉內壓段頂板和唇口的調節方案[10]。國內學者也開展了RBCC可調進氣道探索研究，如一種支板升降的側壓式進氣道調節方案[11]。

各種TBCC發動機也均采用了變幾何進氣道技術。應用于SR-71的串聯式TBCC發動機采用了中心錐前后移動，以及可開閉的放氣活門方案[12]。日本ATREX發動機為串聯式TBCC發動機，其軸對稱進氣道采用了中心錐前后移動方案[13]，而二元進氣道采用了移動前緣，以便調節壓縮面的變幾何方案[14]。X43-B外并聯式TBCC發動機通過內壓段中間隔板的旋轉，實現進氣道上下通道的流量匹配[15]。20世紀80年代，NASA蘭利研究中心針對某乘波飛行器設計的內并聯TBCC發動機，則采用了進氣道內壓段升降的方案[16]。

從上述組合循環發動機進氣道變幾何方案可看出，為適應很寬的來流馬赫數范圍，并在較低馬赫數下起動，進氣道調節時，有必要實現壓縮角和收縮比兩個主要參數的大范圍變化。為此，本文提出了一種新型的基于雙流道的進氣道調節方法，通過下通道的開閉并配合上唇口的旋轉，可同時實現這2個參數的大范圍調節。本文的方法有別于雙模態沖壓發動機普遍采用的僅通過溢流以實現流量匹配的調節方法[17-19]，畢竟溢流量很多時，會導致捕獲流量的嚴重浪費，附加阻力也會(本質為飛行器阻力)顯著增加，不符合飛行器/動力一體化設計思想，很難適應于更寬的飛行范圍需求。

1 方案設計

本文進氣道調節方案如圖1所示。高馬赫數時，進氣道型面由A-B-C-D-E和F-G-H組成(記為構型A)，為一典型的混壓式雙模態沖壓發動機進氣道。低馬赫數時，進氣道型面由A-B-C-D'、I-J、D-E和F'-G-H組成(記為構型B)，此時內壓段被隔板D-E隔開為上下兩個通道。低馬赫數時，型面特征點D'和I之間留有一定的空隙，可將頂板附面層低速氣流排除，改善進氣道性能。進氣道最后一道外壓縮面和唇口的旋轉軸心位于特征點C和G。型線AB、BC、FG(F'G)為直線，CD(C'D)為直線轉圓弧。內壓段型線GH、DE、IJ為曲線轉直線，使得氣流以水平方向流出。

本文進氣道上下通道出口面積取相等數值，高馬赫數型面總收縮比為7.0，低馬赫數流道總收縮比約降低為前者的一半，為3.6。高馬赫數三級外壓縮角依次為7°、9°和8°，第一道內壓縮角為11°；低馬赫數時兩級壓縮角依次為7°、9°，即取消三級外壓縮型面的最后一道壓縮，第一道內壓縮角為7°。進氣道壓縮角也顯著降低。

來流空氣經進氣道外壓段和內壓段壓縮后，從喉道H-E-J面流出，在下游可通過過渡段或擴壓段的進一步設計流入同一或兩個燃燒室。本文只針對外壓段和內壓段開展研究，并通過簡單的兩級調節方案分析進變幾何方案的性能。

圖1 進氣道調節方案Fig.1 Inlet regulation scheme

2 數值模擬方法

本文利用在進氣道研究領域已得到廣泛應用的FLUENT軟件求解二維N-S方程，選取SSTk-ω湍流構型，此構型對于逆壓梯度引起的流動分離，以及超聲速中的激波和膨脹波現象都具有較好的模擬準確度。

采用結構化網格(圖2)，網格過渡比不超過1.1，壁面網格局部加密，近壁第一層網格距壁面約0.05 mm。模擬氣體為變比熱容空氣。進氣道出口條件為超聲速外推，不考慮燃燒室反壓的影響。所有殘差指標下降到10-3以下、進出口流量相對誤差小于10-4，且變化平穩，表示計算結果收斂[11]。

(a)構型A

(b)構型B圖2 網格劃分Fig.2 The calculation grid

3 結果分析

進氣道調節過程中，經歷了構型A和構型B，本文通過對2個構型性能和流場結構的分析，獲得型面調節轉級馬赫數，形成變幾何方案。本文基于進氣道自起動性能開展研究。

3.1 構型A分析

圖3為數值模擬獲得的構型A不同來流馬赫數Ma時的流場馬赫數分布。圖4為計算獲得的主要性能參數：流量系數φ、總壓恢復系數σ和出口馬赫數Maout。

(a)Ma=3.9

(b)Ma=4.0

(c)Ma=5.0

(d)Ma=6.0

(e)Ma=7.0圖3 構型A流場馬赫數分布Fig.3 Mach number contours of scheme A

從圖3可看出，Ma=3.9時，雖然進氣道唇口外沒有出現脫體激波，但肩點處出現了嚴重的氣流分離現象，Ma=4.0時，該分離現象消失。分離消失的過程中，進氣道性能參數均出現了不同幅度的階躍，尤以總壓恢復系數變化最為明顯。此時，總壓恢復系數顯著增加，和其隨來流馬赫數增加而減小的整體趨勢不同。因此，構型A在Ma=3.9時不起動，Ma=4.0時起動后，才具有了較好的性能。

圖4 構型A性能參數Fig.4 Performance parameters of scheme A

從圖3還可看出，進氣道起動后，流場中再未出現氣流分離現象。Ma=6.0時，進氣道外壓三道斜激波相交于唇口。Ma=7.0時，三道斜激波疊加后打到唇口內，但并未在唇口附近產生嚴重的氣流分離或滑移層，進氣道總壓恢復系數仍以接近等斜率的線性規律減小(圖4)?？梢姡瑯嬓虯可工作到Ma=7.0。

3.2 構型B分析

圖5和圖6分別為數值模擬獲得的構型B不同來流馬赫數時的流場馬赫數分布和性能參數。

從圖5可看出，Ma=2.1時，進氣道內壓段上通道入口存在由正激波和“γ”激波耦合引起的激波/附面層分離結構，進氣道上通道沒有起動，下通道起動；Ma=2.2時，進氣道內壓段上下通道均已起動。圖6中，Ma=2.1～2.2的過程中，進氣道性能參數均有一定程度的階躍，也說明直到Ma=2.2進氣道才完全起動。

從圖5也可看出，進氣道起動后，流動順暢，未出現附面層分離現象，流場結構合理。從圖6可看出，來流馬赫數增加到3.5后，進氣道出口即喉道馬赫數有些偏高。

RBCC發動機和TBCC發動機均需要進氣道在較低的馬赫數起動，從而為模態過渡做準備，模態過渡馬赫數一般為2.5～3.0。因此，進氣道起動馬赫數應低于此區間。為保證本文的低馬赫數構型(即構型B)能滿足上述條件，本文采用了附面層吸除技術。

附面層吸除會帶來流量損失和額外的阻力，吸除系統越小、吸除量越少越好，通常只將壁面附近低能量的氣流吸除掉[20]。本文結合最后一道外壓縮面的旋轉，采用了類似文獻[21]的附面層放氣方法，以實現附面層吸除。

表1給出了不同馬赫數時構型B的吸除流量百分比。進氣道起動后，吸除量不斷降低，最大吸除量為進氣道剛起動時，小于5%，實際中可接受。

(a)Ma=2.1

(b)Ma=2.2

(c)Ma=3.0

(d)Ma=4.0

(e)Ma=5.0圖5 構型B流場馬赫數分布Fig.5 Mach number contours of scheme B

圖6 構型B性能參數Fig.6 Performance parameters of scheme B

3.3 變幾何進氣道方案

構型A為典型的雙模態沖壓發動機進氣道，起動馬赫數為4.0，在Ma=4.0～7.0均能以較好的性能工作。構型B由于壓縮量較低，雖然流量系數指標較高，有利于提高發動機的推力，但來流馬赫數較高時，出口馬赫數偏高，若燃燒室以亞燃沖壓模態工作，燃燒前氣流所經歷的正激波會偏強，從而導致更大的總壓損失，可能引起發動機比沖性能降低。

表1 構型B吸除量Table 1 Suction mass flow percentage of scheme B

針對本文的進氣道構型，采用最簡單的兩級調節方案，選取Ma=4.0作為轉級馬赫數較合適；Ma<4.0，變幾何進氣道采用構型B；Ma>4.0，通過旋轉唇口和外壓段最后一道壓縮面，進氣道型面變為構型A。

圖7為變幾何進氣道Ma=2.2～7.0的性能。Ma=4.0時，由于進氣道型面轉級，性能參數均有較大幅度的階躍。從圖3和圖6可看出，變幾何進氣道在Ma=2.2～7.0區間內，均具有良好的流場結構。

圖7 變幾何進氣道性能參數Fig.7 Performance parameters of the variable geometry inlet

從圖7可看出，變幾何進氣道在寬廣的來流馬赫數范圍內，均具有很高的流量系數，即使低馬赫數時，也接近0.5。高的捕獲流量意味著飛行器阻力的降低，也意味著高比沖沖壓工作模式對飛行器機械能貢獻越大，從而降低整個飛行過程中發動機的燃料消耗。變幾何進氣道性能的上述特點，可使飛行器/發動機一體化設計難度顯著降低，飛行器有效載荷也會提高。

本文變幾何進氣道方案采用最簡單的兩級調節方案，旋轉部位僅為唇口和最后一道外壓縮面兩段較短的型線，方案相對容易實現。

4 結論

(1)變幾何方案可將進氣道起動馬赫數降低到組合循環發動機模態過渡馬赫數之下。在Ma=2.2～7.0時，變幾何進氣道均具有較高的總壓恢復系數；除Ma=3.5～4.0偏高外，大部分區間出口馬赫數合適。

(2)變幾何進氣道在寬廣的來流馬赫數范圍內，尤其低馬赫數時，具有很高的流量系數，從而提高了飛行器的整體性能。

(3)變幾何方案調節過程簡單、可靠，容易實現，適應性好。

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(編輯：崔賢彬)

Investigation of a variable geometry combined cycle engine inlet with double passage

LIU Xiao-wei,SHI Lei,LIU Pei-jin,HE Guo-qiang

(College of Astronautics,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072,China)

Combined cycle engines,used for the spaceflight launch vehicle,have wide Mach number operation range.Therefore,a variable geometry inlet scheme with double passage regulation was put forward in the paper.The inlet inner passage was divided into two passages by a baffle.The lower passage could be close by rotating the last compress face at high fight Mach number,so only the upper passage allows air flow into the engine.The wide operation range regulation of inlet compress angle and contraction ratio could be achieved at the same time.Investigation shows that:present variable geometry inlet has higher total pressure recovery coefficient from flight Mach number 2.2 to 7.0,especially higher flow coefficient,and proper exit Mach number during most of the Mach number range.It is most important that the inlet has high mass flow during the wide flight Mach number.In addition,the regulation process is simple,dependable and easily actualized.

combined cycle engine;variable geometry inlet;numerical simulation

2016-05-08；

2016-06-28。

劉曉偉(1982—)，男，博士，研究方向為吸氣式組合循環推進系統。E-mail：xiaowei420@aliyun.com

V435

A

1006-2793(2016)06-0746-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.06.002