一種外并聯式TBCC變幾何進氣道的設計①

盧 杰，袁化成，王穎昕，伊戈玲

(1. 江西洪都航空工業集團有限責任公司，南昌 330024；2. 南京航空航天大學 能源與動力學院，南京 210016；3. 中國運載火箭技術研究院研究發展中心，北京 100076)

0 引言

高超聲速是未來飛行器發展的重要方向，推進系統是能否實現高超聲速飛行的關鍵。由于不同類型的發動機適用的工作馬赫數不同(渦輪發動機工作馬赫數一般為2.5以下，亞燃沖壓發動機工作馬赫數在2.5～5，超燃沖壓發動機可在Ma>5下工作)。因此，為了實現寬范圍、高馬赫數飛行，需要將不同發動機進行組合工作。其中TBCC發動機是將渦輪發動機與沖壓發動機組合，使其能夠適應寬范圍飛行，發揮各自優勢，具備從地面起飛，加速至超聲速乃至高超聲速的工作能力，具有良好的應用前景[1-3]。

TBCC 進氣道的主要任務是高效率地向渦輪發動機的壓氣機或沖壓發動機的燃燒室提供一定壓力、溫度、速度和流量的空氣, 以滿足飛行器高超聲速飛行的需要, 其中包括模態轉換過程中(渦輪模態轉換到沖壓模態或沖壓模態轉換到渦輪模態) 同時向渦輪通道和沖壓通道提供所需氣流, 能否完成轉換過程的流量和推力平穩過渡是決定TBCC 發動機研制成敗的關鍵。因此，對外并聯TBCC進氣道模態轉換技術的研究在TBCC進氣道設計技術中十分重要[4-5]。

外并聯TBCC發動機比較有代表性的是美國X43-B 的TBCC 方案。該方案通過調節渦輪/沖壓流道進口前分流板實現并聯雙流道的流量調節，渦輪/沖壓流道切換的模態轉換Ma=4，已有報道顯示，該方案已對模態轉換過程開展了風洞試驗研究，但詳細的數據并未公布。美國航空航天局(NASA)完成了一種巡航Ma=7的外并聯TBCC進氣道，在近年進行了相關的風洞實驗，初步得到了進氣道的性能參數及模態轉換過程中進氣道的工作特性。其研究表明兩進氣通道之間的相互影響并不十分明顯，均能較好地工作[6-9]。目前國內對組合動力學研究仍然較少，王德鵬等[10]對某種Ma=0～4范圍的外并聯進氣道進行了仿真及分析。王亞崗，袁化成等[11-16]設計了一種外并聯型組合發動機變幾何進氣道氣動設計方案，通過變幾何放大喉道保證進氣道低速性能，并對組合動力進氣道流動特性及模態轉換技術進行了研究。劉君等[17-19]采用數值仿真和風洞試驗等方法對TBCC進氣道模態轉換過程中出現的非定常氣動現象開展了研究。

本文在課題組前期TBCC進氣道研究的基礎上，根據某渦噴發動機的設計參數，對一種外并聯式TBCC變幾何進氣道方案設計開展了探索研究，初步完成了進氣道氣動方案設計，數值模擬分析并獲取了進氣道的流動特性，為此類組合動力進氣系統的進一步研制提供參考。

1 總體要求及設計思路

1.1 進氣道總體設計思路

根據某型發動機參數，并借鑒文獻[11]中高超聲速飛行器進氣道設計思路對進氣道展開氣動方案設計研究。以表1給出的渦輪發動機參數為進氣道最大捕獲流量下設計參數。

外并聯TBCC進氣道采用二元混壓式進氣道，上通道為高速通道(沖壓發動機)，下通道為低速通道(渦輪發動機)，變幾何機構采用旋轉低速唇罩及變幾何壓縮面，模型如圖1所示。

進氣道在整個飛行過程中經歷三種模態：

(1)低速時為渦輪模態，渦輪通道單獨工作，同時沖壓通道打開以減小阻力，進氣道通過壓縮面上3個鉸鏈實現喉道面積的放縮，保證進氣道可以正常起動；

(2)高速時為沖壓模態，高速通道單獨工作，通過高速唇口的調節保證捕獲流量；

(3)進氣道在模態轉換模態時，通過低速唇罩的旋轉實現渦輪模態和沖壓模態的轉換。

表1 渦輪發動機設計參數

圖1 TBCC進氣道物理模型Fig.1 TBCC inlet model

轉級馬赫數的選取需要考慮渦輪通道發動機和高速通道發動機的特性。目前，超燃沖壓發動機的工作范圍在Ma=4以上，而國內常規渦噴發動機一般工作范圍可以達到Ma=2.5，當Ma>2.5時，渦噴發動機將受超溫、超轉、壓力平衡等限制，性能急劇下降，因此需要拓寬渦輪通道的工作范圍至Ma=4，才可以保證外并聯TBCC發動機在模態轉換過程正常工作。為解決拓寬渦輪通道工作范圍的問題，可通過使用串聯式組合動力發動機作為渦輪通道的發動機。綜合考慮，本文的并聯TBCC的轉級馬赫數選取為Ma=4。

1.2 飛行軌跡的確定

高超聲速飛行器在超聲速階段飛行軌跡一般按等動壓設計，目前使用最多的q值的范圍一般在30～50 kPa之間。綜合考慮了所選渦噴發動機的最大工作馬赫數和最大飛行高度，以及國內外高超聲速飛行器的q值選取規律，選取q=50.8 kPa作為本文外并聯TBCC進氣道的等動壓工作線。飛行軌跡以及工作點如圖2所示。

1.3 進氣道捕獲高度的確定

本文研究設定進氣道工作馬赫數范圍Ma=0～7，按進氣道設計激波不進入內流道的原則，選擇最高馬赫數Ma=7為高速通道進氣道的激波封口馬赫數。

進氣道低速通道捕獲高度Hc及高速通道捕獲高度Hc*是進氣道設計過程中的關鍵型面參數，決定了進氣道的最大流量捕獲能力，并影響其氣動性能。本文設計進氣道寬度按渦噴發動機入口寬度0.91 m選取。根據渦噴/沖壓發動機工作范圍內的最大流量需求按一維流量守恒確定進氣道捕獲面積[20]，不同馬赫數下的流量變化通過調整進氣道唇口角度進行調節。

圖2 外并聯TBCC飛行軌跡Fig.2 Flight envelop and work points

1.4 工作方式的設置

在滿足總體性能要求條件下，本著盡可能減小型面調節難度和減少調節次數的原則，在飛行范圍內，對進氣道型面進行調節，安排如下：

(1)渦輪模態(Ma=0～4)：渦輪通道工作，同時高速通道打開以減小阻力，進氣道通過壓縮面上3個鉸鏈實現喉道面積的放縮，前2級壓縮面組成二波系結構，第二道激波封口，保證進氣道可以正常起動。所選渦輪發動機最大工作Ma=2.3之后選用串聯式發動機。

(2)過渡模態(Ma=4)：Ma=4為低速通道設計狀態。Ma=4下，低速唇罩轉動，低速通道逐漸關閉，高速通道逐漸打開工作。并且在模態轉換之初，高速唇罩在低速唇罩轉動之前先向下旋轉一定角度，以滿足流量匹配。

(3)沖壓模態(Ma=4～7)：模態轉換結束之后，高速通道單獨工作，低速唇罩旋轉后形成第三道壓縮面，構成三波系。進氣道從Ma=4加速到Ma=7過程中形面保持不變，飛行速度到Ma=7時，高速唇罩向上旋轉恢復到初始狀態，第三道激波封口，以提高捕獲流量。

2 高速通道二維氣動設計

2.1 設計Ma=7進氣道型面設計

綜合考慮氣動性能和結構等因素，確定外壓段使用三激波系，唇罩一道激波壓縮。除了遵循一般高超聲速進氣道配波準則外，外并聯TBCC進氣道還需考慮低速波系的相容問題，為提高轉級馬赫數時進氣道的捕獲流量，轉級馬赫數下第二道激波需要于低速唇罩封口，因此外并聯TBCC進氣道在高速通道設計時必須考慮轉級馬赫數波系設計。

模態轉換之后，低速唇罩上壁面旋轉后成為第三級壓縮面，所以低速唇罩前緣旋轉弧線軌跡與轉級馬赫數下低速唇罩捕獲高度Hc水平線的交點即為低速唇罩前緣，交點應保證和第二壓縮面在Ma=4時的激波線盡量重合，才能保證轉級Ma=4下低速唇罩前緣的激波封口。圖3給出了Ma=7時波系的示意圖。

圖4給出了TBCC進氣道網格，采用結構網格對其進行劃分，同時為更好地捕捉流動細節，在近壁面處及流場參數變化較為劇烈處增加網格密度，針對不同抽吸位置，不同唇罩角度等適當調節網格分布，所有網格均保證其y+值與κ-ε湍流模型匹配。

圖3 Ma=7進氣道波系示意圖Fig.3 Shock system of Mach 7 inlet

圖4 TBCC進氣道網格Fig.4 TBCC inlet mesh

文獻[14]采用進氣道實驗數據對數值仿真方法進行校驗。本文研究的進氣道流動及工作條件與文獻中進氣道類似，故本文選取經過驗證的數值仿真方法對TBCC開展數值仿真研究。對二維雷諾平均Navier-Stokes(N-S)方程采用有限體積法進行離散，無粘流通量采用基于MUSCL插值的Roe格式進行離散，黏性通量采用二階中心差分格式進行離散，采用點隱式方法的時間推進。湍流模型選擇標準κ-ε模型。邊界條件包括壓力遠場，壓力出口和無滑移固壁。當各方程殘差均下降3個數量級且渦輪通道出口流量恒定時，判定為計算收斂。

通過多輪數值模擬研究，最終確定的各壓縮面型面參數。激波角度、波前后馬赫數及總壓恢復系數列于表2，其中，Ma0為波前馬赫數，Ma1為波后馬赫數，α為楔形角度。圖5給出了無粘計算結果下的馬赫數云圖。結果表明，最終確定的波系損失為0.614 6，接近于最佳配波下的波系損失0.621 4，并且從馬赫數云圖中可看到，三激波系交匯于唇罩。

表3給出了Ma=7設計狀態邊界層調整設計后的進氣道型面參數及氣動性能參數。

表2 Ma=7進氣道無粘設計氣動參數

圖5 Ma=7進氣道無粘設計馬赫數圖Fig.5 Mach contour of Mach 7 inlet

外并聯TBCC進氣道邊界層調整的方法為：保證各壓縮面楔形角不變，只改變壓縮面長度，以保證對初始配波的影響不大；不改變第三級壓縮面以保證轉級馬赫數下唇罩旋轉可以和第二道激波封口，圖6為進氣道邊界層設計調整方法的示意圖。

表3 Ma=7進氣道氣動性能參數

圖6 Ma=7進氣道邊界層設計調整示意圖Fig.6 Boundary modification of Mach 7 inlet

2.2 變幾何機構高速唇罩角度選取

設計狀態下的型面在低馬赫數時工作會導致流量不匹配，引起高速通道的壅塞，因此必須使高速唇罩旋轉一定角度，保證進氣道正常工作。

本文用數值模擬的方法對3個不同高速唇罩旋轉角度進行驗證，并選取最佳工作角度。3個唇罩旋轉角度分別為2°、4°、6°，如圖7所示。

(a)總壓恢復系數 (b)喉道馬赫數 (c)流量系數 (d)綜合性能參數

不同高速唇罩旋轉角度下進氣道的氣動性能參數如表4所示。由表4可知，當唇罩旋轉角度小于等于2°時，進氣道不起動；當唇罩旋轉角度大于等于4°時，總壓恢復系數及流量系數均隨著旋轉角度增大而減小。因此，選取4°為本進氣道高速唇罩的最佳旋轉角度。

2.3 高速通道氣動性能數值模擬分析

基于上文對沖壓模態型面的設計，下面用數值模擬的方法驗證來流Ma=4～7下進氣道的氣動特性，以保證設計的合理性。

為保證進氣道正常起動下變幾何機構調節次數最少原則，當模態轉換結束，發動機從Ma=4加速到Ma=7過程中，高速唇罩始終保持4°的旋轉角度，直至Ma=7巡航狀態下再旋轉至初始的0°，以提高捕獲流量。

圖7給出了模態轉換后各性能參數隨來流馬赫數的變化規律，所有參數均為高速喉道性能參數。由圖7可見，隨著來流馬赫數的上升，高速通道出口總壓恢復下降，馬赫數上升，流量系數上升，綜合性能上升；在Ma=7.0時，高速唇罩轉動后，總壓恢復上升，馬赫數下降，流量系數上升，綜合性能上升。

表4 不同高速唇罩旋轉角度下高速通道氣動參數

3 低速通道二維氣動設計

3.1 轉級Ma=4進氣道型面設計

根據Ma=7進氣道配波時的設計結果，可初步確定當低速唇罩的旋轉角度，再根據一維流量估計的結果可以估算得唇罩壓縮角，低速通道配波后的型面參數如表5所示。

表5 Ma=4無粘氣動參數

當確定低速唇罩壓縮角后，對低速通道內壓段進行設計。內壓段采用曲面壓縮過渡到喉道等直段以減小激波損失，提高壓縮效率。在設計唇罩上壁面時要注意由于低速唇罩是變幾何機構，當低速唇罩旋轉，低速通道閉合時，低速通道內通道上壁面與下壁面不應重合互相干擾，確保方案的可行性。

圖8給出了無粘設計Ma=4時的進氣道馬赫數云圖。由圖8可看到，第二道激波封口，內壓段氣流均勻沒有分離。

圖8 Ma=4低速通道無粘設計馬赫數云圖Fig.8 Mach contour of Mach 4 inlet

為保證喉道的結尾激波總壓損失不會過大，喉道馬赫數控制在1.5左右。經反復數值仿真計算，最終確定喉道高度為0.2 m。表6給出了Ma=4低速通道設計狀態下經邊界層調整設計后的進氣道型面參數及氣動性能參數。

表6 Ma=4進氣道低速通道氣動性能參數

3.2 變幾何機構及流場控制方案研究

3.2.1 進氣道變幾何機構

本文進氣道的變幾何機構參考文獻的設計思路[6-7]，低速通道的喉道放縮主要通過鉸鏈的轉動得以實現：第二、三鉸鏈間的壓縮面沿預設在側板上的滑軌平行移動，帶動第二壓縮面以第一鉸鏈為中心轉動，同時擴壓段出口通過滑桿機構滑動。第二、三鉸鏈間壓縮面平移通過一個滑桿機構實現，低速通道變幾何機構示意圖如圖9所示。

圖9 變幾何機構示意圖Fig.9 Variable geometry mechanism

3.2.2 低速通道變幾何及抽吸方案確定

通過數值仿真方法可以得到適合的鉸鏈板旋轉角度。結果顯示，當鉸鏈轉動角度小于等于6°時，進氣道不起動。雖然可以通過鉸鏈的轉動實現進氣道喉道放縮，改善進氣道的起動性能，但進氣道實際流量卻大大超出了發動機所需要的匹配流量，因此必須采取流場控制措施。

本文設計抽吸方案確定的方法為：設定合理的抽吸區域，通過抽吸區域面積不變，改變抽吸的開孔率從而控制改變抽吸流量，最終氣動性能及捕獲流量決定最終抽吸抽吸方案。

圖10給出了渦輪通道抽吸區域示意圖。由于流場控制的主要目的為控制流量，因此根據抽吸的規律，下壁面抽吸主要以內壓段為主，肩部前外壓段為輔；上壁面的抽吸區域與下壁面相對應，喉道等直段無抽吸。

圖10 抽吸區域示意圖Fig.10 Bleed region sketch

由于流場控制和低速唇罩的旋轉角度對進氣道的影響相互耦合，對不同抽吸開孔率、低速唇罩旋轉角度下，來流Ma=2及Ma=2.3進行了數值仿真，選取相同開孔率和相同低速唇罩旋轉角度下不同馬赫數均可行的方案。最終選定鉸鏈轉動角度4°，開孔率為0.15為Ma=2～2.3的共同狀態。

流場控制方面，在進氣道可以起動的情況下，為提高流量，不采用流場控制措施，即抽吸腔出口封死，出口流量為0。

通過多輪仿真校驗，最終確定Ma=2～4時的進氣道工作方案如下：

(1)Ma<2.3時，鉸鏈轉動角度4°，渦輪通道上下壁面抽吸開孔率0.15。

(2)Ma=2.5時，鉸鏈轉動角度4°，渦輪通道上下壁面抽吸開孔率0.15。

(3)Ma=3.0時，鉸鏈轉動角度3°，渦輪通道抽吸腔出口封死，抽吸流量為0。

(4)Ma=3.5時，鉸鏈轉動角度2°。

(5)Ma=4時，鉸鏈轉動角度0°，型面為Ma=4的設計狀態。

3.3 低速通道氣動性能數值模擬分析

表7給出了不同來流馬赫數相應進氣道型面下的渦輪通道氣動性能參數，圖11為不同來流馬赫數下的進氣道馬赫數云圖。可以看到，按照上述方法設計的進氣道正常起動。

表7 低速通道氣動性能參數

3.4 進氣道模態轉換過程數值模擬分析

基于上文進氣道的型面設計，下面展開對模態轉換過程的數值仿真研究。結果表明，本文所設計的進氣道在模態轉換時可以正常工作，圖12給出了不同無量綱時間下的進氣道馬赫數云圖，隨著低速唇罩轉動，第三級壓縮波逐漸生成。

(a) Ma=2.0 (b) Ma=2.3 (c) Ma=2.5

(d) Ma=3.0 (e) Ma=3.5 (f) Ma=4.0

圖13給出了不同性能參數隨無量綱時間的變化規律曲線，從曲線可以看到，隨著無量綱時間的增加，低速通道流量系數減小，高速通道流量系數增加；高速通道出口馬赫數減小，低速通道喉道馬赫數在受附面層影響之前升高，受到附面層影響后降低；低速通道總壓恢復系數降低，高速通道總壓恢復系數先升高后降低。

4 三維擴壓段設計及氣動性能分析

渦輪通道三維進氣道物理模型在二維模型基礎上添加了擴壓段設計，寬度為0.91 m，面積變化規律為緩急相當，圖14給出了進氣道沖壓模態下的三維物理模型示意圖。

(a) t/Tn=0.0 (b) t/Tn=0.2 (c) t/Tn=0.4

(d) t/Tn=0.6 (e) t/Tn=0.8 (f) t/Tn=1.0

圖14 進氣道渦輪模態三維物理模型示意圖Fig.14 Three dimensional model of turbine model

數值模擬結果表明，當反壓較小時，由于波后馬赫數較高，進氣道擴壓段出現了較大分離，當反壓增加到75倍時，分離消失，當反壓增大到90倍時，激波推出喉道，進氣道不起動。

圖15給出了渦輪通道Ma=4下的反壓特性曲線。從曲線中可以看到，隨著總壓恢復系數的增加，出口馬赫數減小，總壓恢復系數增大，當達到85倍反壓時，氣動性能達到最佳。

(a) 出口馬赫數 (b) 出口總壓恢復系數

圖16給出了不同反壓下的出口對稱面上的馬赫數曲線。可以看到，隨著反壓的增加，出口馬赫數逐漸趨于均勻。下面對沖壓模態下來流Ma=4～7的進氣道氣動特性進行數值仿真研究。

圖17給出了高速通道不同性能參數隨來流馬赫數的變化規律，可以看到三維計算結果氣動性能參數總體變化規律與二維計算結果相似，但由于側壁面的存在，導致三維模型存在側壁溢流，因此流量系數低于二維計算結果；側壁附面層的增長同樣導致了高速通道出口總壓恢復系數與出口馬赫數相對二維計算結果而言較低。

圖18給出了高速通道不同來流馬赫數下的出口總壓恢復系數云圖。可以看到，隨著來流馬赫數的增加，流場畸變逐漸增加。由于下壁面相對于上壁面較長，附面層較厚，因此下壁面總壓恢復系數較低。

圖16 不同反壓下出口對稱面上的馬赫數Fig.16 Mach number of outlet symmetry with different back pressure

(a) 流量系數 (b) 喉道馬赫數 (c) 總壓恢復系數

(a) Ma=5.0 (b) Ma=6.0

(c) Ma=7.0 (d) Ma=7.0(設計點)

5 結論

(1)對一種Ma=0～7的二元外并聯TBCC變幾何進氣道開展了方案設計，給出了不同來流馬赫數下的幾何調節規律，初步數值仿真結果顯示：該進氣道滿足預期的流量捕獲需求，高速通道Ma=4和7時的喉道總壓恢復系數分別為0.62和0.45；低速通道Ma=2.3和Ma=4時的喉道總壓恢復系數分別為0.97和0.73。

(2)對模態轉換過程開展了數值模擬分析，結果顯示，該變幾何進氣道在模態轉換過程可以正常工作，沒有明顯的流動分離出現。

(3)對三維外并聯TBCC變幾何進氣道開展了數值仿真研究，給出了進氣道氣動特性及渦輪通道反壓特性。結果表明，由于側板溢流，三維計算結果下的總壓恢復恢復系數與流量系數略低于二維計算結果。