國外TBCC發動機進氣道設計和試驗研究綜述

李 茜，桂 豐

(中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都610500)

1 引言

作為渦輪基組合循環(TBCC)發動機的關鍵部件，進氣道的主要功能是向渦輪發動機的壓氣機或沖壓發動機的燃燒室提供具有一定壓力、溫度和速度的空氣，并在模態轉換過程(渦輪模態轉換到沖壓模態或沖壓模態轉換到渦輪模態)中向渦輪通道和沖壓通道提供所需氣流[1]。當前TBCC發動機的進氣道類型主要有軸對稱進氣道、二元進氣道和三維內轉式進氣道等，其共同的設計目標是使進氣道的質量輕、壓縮效率高、出口氣流均勻、工作馬赫數范圍寬廣等[2]。

軸對稱進氣道構型簡單，結構易調，不易受起動干擾，且有豐富的參考數據，但飛發一體化設計難度較大[3]。二元進氣道是目前技術發展較為成熟的進氣道，可設計機械可調的內型面來滿足燃燒室對進口流場的要求，但其壓縮面上存在強烈的激波附面層相互作用，由此導致壓縮面較長、壓縮效率偏低[4]。三維內轉式進氣道采用激波和馬赫數共同壓縮，具有更高的壓縮能力和效率，但其流場復雜，起動特性還有待進一步研究和驗證。本文通過對典型TBCC發動機進氣道設計技術和試驗的跟蹤研究，討論了進氣道技術的發展方向和趨勢，以期為TBCC發動機進氣道設計提供參考。

2 國外TBCC發動機進氣道研究進展

國外很早就圍繞TBCC發動機進氣道技術開展了大量的研究，并取得豐碩成果。典型代表有J58發動機軸對稱進氣道、ATREX發動機軸對稱進氣道、HYPR發動機二元進氣道、Scimitar發動機二元進氣道、TechLand Research公司二元進氣道和三噴氣發動機三維內轉式進氣道等。

2.1 J58發動機軸對稱進氣道

J58發動機的進氣道為軸對稱變幾何進氣道，包括一個可移動中心錐、可調前后旁路活門、多孔式附面層吸除系統和一套喉道壁吸氣系統(圖1)[5]。飛行過程中，進氣中心錐隨馬赫數變化軸向移動，可控制進氣道喉部面積，提供高效穩定的進氣氣流。在控制系統的作用下，中心錐亦可隨飛機升降速率、攻角、側滑角及偏航角的改變而移動。進氣道旁路放氣系統包含前后旁路活門、中心體放氣段、激波格柵管束4個放氣裝置，主要作用是幫助進氣道起動，提高壓氣機失速邊界，放氣冷卻發動機，匹配進氣道與發動機流量等。

圖1 J58發動機軸對稱進氣道及其波系簡圖Fig.1 The axial symmetry inlet of J58 engine and its shock waves

2005年，美國馬里蘭大學以J58發動機進氣道為基礎，用軸對稱方法建立了數學模型進行非粘性流分析，并用CFD技術對其進行了驗證。為擴大馬赫數工作范圍，對進氣道出口截面的馬赫數、總壓比、溫度、壓力和質量流量進行了量化分析。結果表明，采用突肩加寬中心體和帶二次延伸的可變錐形體，可提高進氣道自起動能力[6]。

2.2 ATREX發動機軸對稱進氣道

ATREX發動機采用混壓式軸對稱進氣道，由可以前后調節的中心錐和唇罩兩個主要部件組成，見圖2。中心錐和唇罩上的附面層通過附面抽吸孔吸除，發動機核心部分的過量空氣則通過旁路排出。當進氣道起動和正激波位于喉道下游時，可獲得理想的壓縮空氣；當進氣道喉道馬赫數低于1.0或正激波向喉道上游移動時，進氣道轉為非起動狀態，從而導致進氣道性能下降[7]。溢流孔分布在中心錐和唇罩上方，利用溢流孔對邊界層低速氣流進行抽吸，避免流動分離。

圖2 ATREX發動機軸對稱進氣道Fig.2 The axial symmetry inlet of ATREX engine

ATREX發動機進氣道研制分三個階段：第一階段，為提高氣動性能，結合CFD分析和風洞試驗，分析了進氣道模型的性能；第二階段，為使進氣道進氣系統穩定工作，開展了進氣道控制系統研究，并在法國航空航天研究院S3風洞完成了進氣道的控制試驗，試驗主要研究對整流錐位置和喉部后正激波位置的控制；第三階段，為驗證進氣道結構強度、整流錐移動機理和冷卻系統，開展了進氣道結構設計，此外還通過縮尺和引氣來改善氣動性能。

2.3 HYPR發動機二元進氣道

HYPR發動機采用二元變幾何側板式進氣道，由4道壓縮型面、內收縮段、2塊側板、喉道等直段和方轉圓擴張段組成。HYPR進氣道設計馬赫數為5.0，模態轉換馬赫數為2.5～3.0。進氣道第一道壓縮型面楔角固定，第二、三、四道壓縮型面楔角可調，進氣道內收縮段下壁面可做平移運動。不同飛行狀態下，隨著進氣道第二、三、四道壓縮型面楔角的調節，內收縮段下壁面平移到相應位置，實現發動機的最佳狀態[8]。

2.4 Scimitar發動機二元進氣道

Scimitar發動機進氣道在馬赫數0～5.0范圍內工作，為保持核心機和內外涵系統有適當的總壓恢復系數，采用了二維混壓式變幾何結構(圖3)[9]。利用一個固定的外壓縮板，使捕獲流量在馬赫數2.5之前滿足發動機需求，并在馬赫數5.0時實現完全捕獲。二級變幾何壓縮板角度可從14°旋轉到28°，由此從馬赫數2.5加速到馬赫數5.0時，激波保持相交于唇罩，在兩斜板間形成抽吸槽。亞聲速擴壓器斜面與二級壓縮板前緣相連，其所在位置可截取由水平唇罩反射的強斜激波。不同飛行狀態下，Scimitar發動機進氣道壓縮面有不同的偏轉角與之相匹配，以使TBCC發動機達到最佳的工作狀態[10]。

圖3 Scimitar發動機二元進氣道Fig.3 The two dimensional inlet of Scimitar engine

2.5 TechLand Research公司的二元進氣道

TechLand Research公司針對馬赫數0～7.0范圍的TBCC發動機設計了一種二元變幾何進氣道(圖4)，包括一個可變幾何斜板和高/低速轉動唇罩[11]。低速旋轉唇罩由液壓作動器驅動，將氣流分至低速渦輪發動機通道和高速沖壓發動機通道。在高馬赫數下，低速旋轉唇罩還起著隔離渦輪發動機通道的作用。在起飛至馬赫數4.0范圍內，渦輪通道正常工作。隨著飛行馬赫數的增加，低速旋轉唇罩關閉渦輪通道，氣流只供向沖壓發動機。模態轉換后，通過設置高速進氣道位置，可保證進氣道在馬赫數4.0～7.0范圍內有較好的氣動性能。

圖4 TechLand Research公司二元變幾何進氣道Fig.4 The two dimensional variable geometry inlet of TechLand Research

2.6 三噴氣發動機三維內轉式進氣道

美國Aerojet公司提出的三噴氣發動機[12]采用了三維內轉式進氣道。飛行速度在馬赫數2.0以下時，渦噴發動機和雙模態沖壓發動機共用一個進氣道。如圖5所示，進氣道內部有一個內置分流板，將進入的空氣分為兩部分，一部分(約占80%)為渦噴發動機提供氧化劑，其余進入雙模態沖壓發動機燃燒室。這種集成進氣道的優點是：①可提升渦輪發動機和雙模態沖壓發動機對空氣的利用率，使高超聲速飛行器從起飛到加速的各個階段，所有的進氣都能被充分利用，從而減少因溢流而造成的損失；②有助于降低發動機的質量和體積；③使高超聲速飛行器加速階段過渡更為平順；④能有效降低激波強度。

圖5 三噴氣發動機三維內轉式進氣道模型Fig.5 The three dimensional inward turning inlet model of Trijet engine

3 TBCC發動機進氣道關鍵技術和發展趨勢

從國外TBCC發動機進氣道研究可看出，TBCC發動機進氣道的關鍵技術包括：①模態轉換技術——實現不同工作模態下流量合理分配，以滿足動力系統模態轉換平穩過渡的需求；②進氣道不同工作模式的匹配技術——實現不同工作模式下進氣系統高效工作，且進發匹配良好，保證TBCC發動機推力連續，滿足推力有效銜接需求；③流場控制技術——合理配置進氣道波系，提高進氣道的起動與氣動性能；④進氣道/發動機/噴管的匹配及一體化技術——實現從地面靜止狀態到最大飛行馬赫數都能穩定有效工作，且阻力小、總壓恢復系數高，滿足TBCC發動機全速域流量需求[13]。

飛發一體化是實現高超聲速飛行的關鍵，而飛發一體化的核心之一是飛行器前體和進氣道的一體化，這也是TBCC發動機進氣道目前主要的發展趨勢。同時，進氣道設計還需綜合考慮飛行器和動力裝置對進氣道的要求：進氣道在飛行包線內為發動機提供足夠的空氣量，進氣道附加阻力、激波損失和黏性損失盡量小，進氣道要達到所要求的自起動馬赫數[14]。

4 TBCC發動機進氣道試驗研究

TBCC發動機進氣道內部流動復雜，且涉及到模態轉換，對可靠性、壽命、可維護性要求苛刻，研究中需要反復做大量的試驗。進氣道試驗主要是驗證TBCC發動機從渦輪模態轉換到沖壓/超燃沖壓模態進入高超聲速時的工作能力。

4.1 TBCC發動機進氣道試驗設備

國外研發了多套用于TBCC發動機進氣道試驗的設備，如美國NASA格林研究中心的3.0 m×3.0 m超聲速風洞，日本航空航天科學研究所的超聲速風洞、法國航空航天研究院的S3MA超聲速風洞等。表1列出了國外進氣道驗證的典型試驗設備[15]。

表1 國外進氣道驗證典型設備Table 1 Typical foreign inlet test facilities for validation

4.2 國外TBCC發動機進氣道試驗工作

4.2.1 NASA蘭利研究中心的進氣道試驗

X-43B的TBCC發動機進氣道采用上/下型的外并聯布局方式，通過改變進口前擋板角度調節2個通道的流量。該進氣道試驗在NASA蘭利研究中心的M4BDF直流式試驗設備上進行，試驗模型是一個8%縮尺比例二元進氣道試驗件(圖6)[16]。試驗過程中，低速段和高速段進氣道的調節機構都可通過遠程作動系統驅動。位于低速段進氣道上游的飛行器前部機身斜面用來消除溢流，斜面上游裝有1個平板用以模擬飛行器前部機身邊界層對進氣道性能的影響。高速段進氣道隔離器后部附著有1個帶遠程驅動的流量儀/背壓裝置，用于模擬雙模態超燃沖壓發動機燃燒所產生的背壓和測量通過高速進氣道的流量。

該進氣道模型共進行了91次運轉，試驗中高低速兩個進氣道之間的相互作用不影響進氣道的正常工作。高速進氣道未起動造成的氣流溢出未擴散到上游足夠遠的地方，不足以影響低速段進氣道。同樣，低速段進氣道未起動也不會造成高速段進氣道的不起動。

4.2.2 NASA格林研究中心的進氣道試驗

NASA組織實施的基礎航空計劃FAP的研究重點之一為并聯TBCC發動機進氣道的模態轉換研究，旨在通過試驗掌握進氣道的特性和影響性能的約束條件。進氣道采用Techland公司的二元進氣道方案，由NASA格林研究中心制造[17]。該進氣道小尺寸和大尺寸模型，分別在NASA格林研究中心的0.3 m×0.3 m和3.0 m×3.0 m超聲速風洞中進行了試驗，試驗內容包括進氣道的工作性能(不起動約束、抽吸要求、控制)，渦輪發動機通道與沖壓發動機通道的模態轉換時序等。

如圖7所示，大尺寸的TBCC發動機進氣道試驗采用了完全一體化的TBCC發動機模型，流路尺寸與美國國防部以前提出的高超聲速飛行試驗計劃中的一致。試驗分4個階段進行。第一階段研究了進氣道不同布局的特性，包括壓縮斜面/唇罩位置、低速唇罩前緣、附面層吸除等。第二階段開展了90 h動態試驗，其中在馬赫數4.0(主要模態轉換點)狀態開展試驗495次，在馬赫數3.0(次要模態轉換點)狀態開展試驗156次，主要驗證了系統的動力學設計。試驗獲取了放氣與總壓恢復系數和發動機進口畸變的關系，以及不起動與畸變的關系，發現了高速通道和低速通道放氣、馬赫數、斜面幾何調節過程收縮比限制。第三階段驗證了使TBCC推進系統在整個模態轉換過程中進氣道平穩工作(不能出現進氣道不起動情況)的閉環控制技術。通過該階段試驗，定義了帶有渦輪發動機的模態轉換(加速和減速)順序，開展了發動機安全運行的控制研究。第四階段用威廉姆斯國際公司改進的WJ38渦輪發動機和集成噴管代替裝配在低速進氣道模型上的冷氣管道和流量塞，評估了推進系統的綜合性能。

圖7 安裝在NASA 3.0 m×3.0 m超聲速風洞里的一體化TBCC發動機模型Fig.7 The integral TBCC engine model mounted in NASA 3.0 m×3.0 m supersonic wind tunnel

5 結束語

與常規進氣道相比，TBCC發動機的進氣道流道復雜，面向的上下游參數更寬，工作過程更多樣化，技術挑戰更大。從國外TBCC發動機進氣道研究可看出，因在寬范圍工作范圍內擁有更佳的氣動性能和更強的來流捕獲能力，二元可調進氣道和三維內旋式進氣道是目前研究的重點。對于這兩種進氣道，其難點是進氣道的模態轉換技術，需要通過開展大量試驗摸索進氣道在不同工作狀態下的調節規律，以更好地適應高馬赫數、寬范圍的飛行工況。