一種TBCC進氣道渦輪通道抽吸方案設計

章欣濤，袁化成，盧 杰，王穎昕，伊戈玲

(1.江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室，南京航空航天大學 能源與動力學院，南京 210016；2.江西洪都航空工業(yè)集團，南昌 330024；3.中國運載火箭技術研究院研究發(fā)展中心，北京 100076)

0 引言

組合循環(huán)動力系統(tǒng)為實現未來飛行器高速、寬飛行域的工作需求提供了可能性，正受到各國學者的廣泛關注。其中渦輪基組合循環(huán)(Turbine-based combined cycle，TBCC)采用串聯或并聯的方式將渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機組合，共用推進系統(tǒng)部分流路，使飛行器高度整合，同時最大限度發(fā)揮渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機在各自適用飛行范圍內的優(yōu)勢。TBCC的設計目標是使飛行器可常規(guī)起降、重復使用、可靠性高、低速性能好、技術風險小。要實現上述目標，推進系統(tǒng)需要具備從地面起飛，加速至超聲速或高超聲速的寬馬赫數工作能力[1-3]。

進氣道是TBCC發(fā)動機的重要組成部分，對整個推進系統(tǒng)的性能起著關鍵性作用。為保證進氣道在不同馬赫數范圍內均能起動正常工作、捕獲滿足發(fā)動機工作的氣流流量、同時降低氣動損失，因此需要對進氣道采取必要的輔助控制措施，如抽吸、放氣、射流、電磁、變幾何調節(jié)等。

選取飛行器工作范圍上限為巡航工作點，所設計的進氣道收縮比較高，而較大的內收縮比常會造成推進系統(tǒng)低馬赫工作時進氣道不起動等現象，影響飛行器正常工作；若選取飛行器工作范圍下限為工作點，進氣道由于其較小的內收縮比在高馬赫工作時將出現內壓縮不足、喉道馬赫數過高等缺點，從而制約推進系統(tǒng)性能的發(fā)揮[4-5]。針對上述矛盾，日本航空宇航研究局(JAXA)為其設計的吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)(ATREX)發(fā)動機設計了軸對稱進氣道，其通過在不同來流條件下整體或部分伸縮中心錐并在中心錐上開設抽吸孔的方式控制內外壓縮激波以及內收縮比[6]。美國航空航天局(NASA)完成了一種設計Ma=7的TBCC進氣道，其渦輪通道采取了較大的內收縮及大量壁面抽吸孔改善和優(yōu)化進氣道在全速域的氣動性能[7-9]。國內對組合動力進氣道的研究起步較晚，王德鵬等[10]對某種Ma=0～4的外并聯進氣道進行了仿真及分析，王亞崗等[11]設計了一種外并聯型組合發(fā)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，劉君等[12]對某串聯式TBCC進氣道模態(tài)轉換流動過程開展分析，張明陽等[13]對Ma=4一級內并聯式TBCC發(fā)動機模態(tài)轉換開展了性能分析。但國內很少有涉及TBCC進氣道抽吸應用及其機理研究，因此在已開展的研究基礎上進一步揭示進氣道流場抽吸控制的機理將具有極大的必要性。

本文在課題組前期TBCC進氣道研究的基礎上[14-16]，采用數值仿真方法，首先研究不同區(qū)域抽吸方案對進氣道低速設計點氣動性能的影響規(guī)律；接著給出較優(yōu)的組合抽吸方案；最后通過最優(yōu)方案對外并聯TBCC進氣道的工作特性進行分析，揭示渦輪通道抽吸對進氣道性能改善的流動機理，為進一步發(fā)展TBCC進氣道設計方法和流場控制措施提供技術儲備。

1 TBCC進氣道物理模型

1.1 幾何參數及工作方式

本文對一種二元TBCC外并聯雙通道進氣道的抽吸設計進行了研究。物理模型如圖1所示。

進氣道模型總長約6 m，上通道為高速通道(沖壓發(fā)動機)，下通道為渦輪通道(渦輪發(fā)動機)。渦輪通道設計Ma=4.0，渦輪通道外壓段采用二波系設計，內收縮比為4.19，設計喉道Ma=1.5，第一、二壓縮面的壓縮角分別為6.5°和6°，唇罩壓縮角3.5°。喉道下游擴壓段為三維方轉圓設計，本文研究僅關注喉道參數變化，暫不考慮擴壓段性能。高速通道設計Ma=7.0，外壓段采用三波系設計，內收縮比1.97，設計喉道Ma=3.4，內壓段采用近似平面壓縮，隔離段轉折角度為4.0°。模型自帶4°攻角。

Ma=0～4時，渦輪通道工作。進氣道通過壓縮面上3個鉸鏈實現喉道面積的放縮，保證進氣道可正常起動，同時沖壓通道打開以減小阻力。

Ma=4為渦輪通道設計狀態(tài)，同時也是模態(tài)轉換狀態(tài)。此時低速唇罩向下轉動，渦輪通道逐漸關閉，高速通道逐漸打開工作。高速唇罩在低速唇罩轉動之前先向下旋轉6°，以滿足高速通道的流量匹配(如果高速唇罩不旋轉，模態(tài)轉換之后高速通道將會產生大的分離)。

模態(tài)轉換結束后高速通道單獨工作，進氣道形面保持不變，直至飛行速度達到Ma=7，高速唇罩向上旋轉6°恢復到初始狀態(tài)，以提高捕獲流量。

圖1 TBCC進氣道物理模型

本文研究的進氣道工作范圍為Ma=4渦輪通道設計點至Ma=7的高速通道設計點，不包含Ma=0～4的渦輪通道工作狀態(tài)。

1.2 抽吸方案及命名規(guī)則

根據進氣道的流動特點，本文設計了四種不同抽吸區(qū)域，如圖1所示，分別為：

(1)F區(qū)域：第二級壓縮面前端的外壓段抽吸，第一個抽吸孔位于第一鉸鏈右端，隨著抽吸孔個數的增長，抽吸區(qū)域逐漸向第二鉸鏈端延伸。

(2)A區(qū)域：第二級壓縮面后端的外壓段抽吸，第一個抽吸孔位于第二鉸鏈左端，隨著抽吸孔個數的增長，抽吸區(qū)域向第一鉸鏈端延伸。

(3)B區(qū)域：內收縮段下壁面抽吸，第一個抽吸孔位于內壓斷前端型面轉折處，隨著抽吸孔個數的增長，抽吸區(qū)域逐漸向喉道前端延伸。

(4)C區(qū)域：內收縮段上壁面抽吸，抽吸區(qū)域的X向坐標與B區(qū)域相同。

在每個區(qū)域中抽吸孔的數量做相應調整，每個抽吸孔幾何參數相同。抽吸孔直徑為7 mm，二維計算時選為抽吸孔的寬度，深度與寬度之比為9。本文抽吸開孔率定義為抽吸孔的總面積與抽吸板的面積之比，若不加特殊說明，開孔率均為0.4。由于開孔率不變，同一區(qū)域隨著孔數的增加，抽吸面積也逐漸增加。

本文設計方案名稱為：抽吸區(qū)域+(開孔率)+抽吸孔個數，如：A59代表A區(qū)域開設59個開孔率為0.4的抽吸孔；A 0.6 59代表A區(qū)域開設59個開孔率為0.6的抽吸孔。

2 網格及數值仿真方法

圖2給出了TBCC進氣道網格，整個計算區(qū)域全部采用結構網格，在近壁面處，抽吸孔及流場參數變化較為劇烈處進行了適當的加密處理，以反映流動細節(jié)，網格疏密度根據抽吸孔位置、數量以及唇罩變化角度進行適當調節(jié)，保證y+值與所選用的湍流模型匹配。網格單元總數在15～35萬之間。

圖2 TBCC進氣道網格

本文參考文獻[17]的結果，選取經過驗證的數值仿真方法對TBCC開展數值仿真研究。數值方法為采用有限體積法對二維雷諾平均Navier-Stokes(N-S)方程進行離散，無粘流通量采用基于MUSCL插值的Roe格式進行離散，粘性通量采用二階中心差分格式進行離散，時間推進采用點隱式方法。湍流模型采用標準 模型。設置壓力遠場，壓力出口和固壁邊界條件。自由來流Ma=4.0時，靜溫為219.6 K，靜壓為3466.8 Pa，Ma=4.0～7.0之間，計算參數隨飛行高度按等動壓規(guī)律變化。收斂判據為各方程殘差均下降3個數量級并且渦輪通道出口流量恒定。

需要注意的是，發(fā)動機正常工況下，進氣道出口存在反壓，會在喉道位置形成正激波。由于本文抽吸方案均處于喉道上游超聲速區(qū)域，所以反壓不會對上游超聲速流場造成影響，抽吸方案對于進氣道氣動性能的影響規(guī)律在有無反壓的情況下是一致的。基于以上分析，本文進氣道出口給定通流狀態(tài)對模型進行計算，對于存在反壓的情況不再贅述。

3 抽吸方案對渦輪通道設計點影響規(guī)律

3.1 無抽吸下的進氣道流動特征

圖3給出了全湍流計算與無黏計算得到的進氣道馬赫數等值圖。可以看出，采用全湍流數值仿真進氣道不起動，大范圍氣流分離區(qū)堵塞渦輪通道入口，分離包起始點延伸至進氣道第一級壓縮面中部。無粘計算得到進氣道起動，兩道斜激波和一道唇罩反射激波正常建立。采用無粘一維流量估算進氣道實現由兩道斜激波及內收縮段減速至喉道Ma=1.5的理論最大內收縮比為8.04，而進氣道實際內收縮比為4.19，理論上進氣道捕獲的氣流能夠全部通過喉道。因此，影響進氣道起動性能的主要因素為進氣道壓縮面附面層的發(fā)展情況。

(a)κ-ε turbulence model calculation (b)Non-viscous calculation

3.2 A區(qū)域抽吸對進氣道性能的影響

當A區(qū)域抽吸孔為36和47個時，渦輪通道進氣道不起動，激波推出唇口，抽吸段壓力急劇變大，因此抽吸流量也變大。當抽吸孔數量達到59個或以上時，進氣道起動，性能良好。

表1給出A36、A47、A59、A74、A90方案下進氣道的性能參數。其中，Φs為抽吸流量率，σ為喉道總壓恢復系數，Mat為渦輪通道喉道馬赫數，π為靜壓比。

由表1可看出，對于A區(qū)域抽吸起動情況下，進氣道抽吸流量、總壓恢復系數、喉道馬赫數隨開孔數個數增加而增大，靜壓比隨開孔個數增加而減小。A區(qū)域外壓段抽吸抽掉了一部分附面層，使得實際的流通面積加大，并且減小了下壓縮面肩部激波附面層干擾，同時也抽掉了部分流量。

表1 第二級壓縮面抽吸進氣道氣動性能

3.3 F區(qū)域抽吸對進氣道氣動性能的影響

3.3.1 F區(qū)域單獨抽吸

圖4為F59方案進氣道馬赫數等值圖(在F區(qū)單獨59個孔)，與表1中A59方案的數據相比，兩者都抽吸了59個孔，但由于F59未抽吸掉附面層和激波的干擾，所以分離嚴重，進氣道不起動。因此單獨在F區(qū)域抽吸的效果不理想。

3.3.2 F區(qū)域與A區(qū)域共同抽吸

本文對A74、F16+A58、F32+A42三種抽吸方案下的進氣道性能進行數值模擬驗證。

三種方案外壓段保持相同數量的抽吸孔(74個)，但是抽吸孔位置分布不同，三種方案F區(qū)域的抽吸孔個數逐漸增多，A區(qū)域抽吸孔個數逐漸減小。

圖4 F59方案下進氣道馬赫數等值圖

計算可知，三種方案均可使進氣道起動。表2給出了三種方案的進氣道性能參數，其中Φ為流量系數。觀察表2數據可見，當A與F區(qū)域總孔數相同，隨著F區(qū)域抽吸孔數增加，進氣道總壓恢復系數與流量系數增大。這是因為前端的抽吸使得進氣道第二道激波的激波角減小。隨著激波角的減小，一方面減小激波強度，提高總壓恢復系數；另一方面使得激波從封口狀態(tài)打入唇口內部，提高流量系數。

圖5給出了A47與F32+A42兩種方案在唇口局部放大的馬赫數云圖，從中可以更清楚地看到由于F區(qū)域抽吸的改變，激波與唇口相對位置的變化。

表2 A+F抽吸方案進氣道氣動性能

(a)A74

(b)F32+A42

3.4 B區(qū)域與C區(qū)域(內壓段)對進氣道氣動性能的影響

表3給出了所有內壓段抽吸方案下進氣道的氣動性能參數。除了B18與C36兩個方案不起動，總壓恢復系數較低，其他方案均使進氣道起動。

表3 內壓段抽吸方案進氣道氣動性能

由表3數據可知：

(1)單獨在B區(qū)域抽吸，比較B18、B27、B36三組數據可知，B區(qū)域抽吸可有效消除激波附面層干擾，改善進氣道起動性能，當B區(qū)域抽吸孔數量達到27個時，進氣道起動，隨著抽吸孔數量的增加，進氣道總壓恢復，馬赫數增大，靜壓比減小。

(2)單獨在C區(qū)域抽吸，無法抽吸抽吸掉下壁面肩部的激波附面層干擾，抽吸效果不理想。

(3)比較B9+C9和B18兩個方案，抽吸孔個數相同均為18個，但由于前者在上下壁面均勻地分布抽吸孔，所以抽吸附面層的效果更好，上下壁面抽吸對起動性能的影響要優(yōu)于下壁面單側抽吸。

3.5 外壓段(A、F+A)與內壓段(B、B+C)抽吸對進氣道性能影響的比較

由以上結果可知，在A、F+A、B與B+C區(qū)域四類抽吸方案中均有多種方案可使進氣道起動，下面通過數據比較分析不同區(qū)域抽吸對進氣道性能帶來的影響。表4給出了外壓段和內壓段抽吸不同方案下進氣道的氣動性能參數。

表4 組合區(qū)域抽吸方案下進氣道氣動性能

由表4數據可知：

(1)在外壓段抽吸的總壓恢復系數要比在內壓段抽吸高。由于內壓段抽吸會引起激波膨脹波與附面層的相互作用，所以內壓段抽吸的總壓恢復系數比外壓段低。

(2)外壓段的抽吸流量率比內壓段小。由于在內壓段的壓力要比外壓段高，所以內壓段會比外壓段抽吸流量高，這也是內壓段抽吸起動所需的抽吸孔數比外壓段的少的原因。

3.6 抽吸對沿程靜壓分布的影響

圖6給出了A90、B9+C9兩種不同方案下的進氣道下壁面沿程壓力分布圖，下壁面型面由帶點的曲線表示，型面虛線表示抽吸段。

兩幅圖代表典型抽吸對沿程靜壓分布影響規(guī)律：

(1)在抽吸段的靜壓變化很大。由于抽吸孔抽吸引起了超聲速氣流轉動，因而在抽吸孔附近產生了許多微小的膨脹波，從而使得靜壓變化劇烈。

(2)B段抽吸對喉道壓力影響大，造成較大的壓力變化，原因是因為膨脹波與附面層還有反射激波的相互干擾造成的。

(a)A90

(b)B9+C9

4 組合抽吸方案性能影響及最優(yōu)方案

由上文針對不同區(qū)域抽吸分析的結論，下面確定模型組合區(qū)域抽吸的具體抽吸方案，確定方案依以下原則進行：

(1)考慮結構，熱防護等因素，抽吸區(qū)域應盡量小，避免連續(xù)的大面積抽吸。

(2)由于A+F區(qū)域抽吸方案下的總壓恢復系數較高，應以A+F區(qū)域抽吸為主，B和C區(qū)域抽吸為輔。

本文設計了F22+A22+B3、F22+A22+B6、F22+A22+B9、F22+A22+B9+C3、F22+A0.6 22+B9+C3、F22+A0.6 22+B9+C3六種組合區(qū)域抽吸方案。

表5給出本文設計的所有組合區(qū)域抽吸方案下的性能參數，其中僅方案F22+A22+B3未使進氣道起動，其他方案均優(yōu)化了進氣道起動性能，起動性能良好。

圖7給出了能使進氣道起動的組合區(qū)域抽吸方案下進氣道各性能參數隨Φs的變化曲線。

表5 組合區(qū)域抽吸方案下進氣道氣動性能

綜上所述，由于方案F22+A22+B6總壓恢復系數與流量系數之積在所有方案最高，并且滿足設計原則，確定為本文的最優(yōu)抽吸方案。

5 最優(yōu)抽吸方案下的進氣道模態(tài)轉換工作特性分析

5.1 Ma=4模態(tài)轉換性能分析

本文通過數值模擬計算了最優(yōu)抽吸方案下TBCC進氣道在Ma=4模態(tài)轉換時的5個準靜態(tài)過程，分析了5個狀態(tài)下的工作特性，5個狀態(tài)分別為：

狀態(tài)1：初始狀態(tài)，也是模態(tài)轉換之前的狀態(tài)，低速唇罩與高速唇罩都保持不變。

狀態(tài)2～4：中間狀態(tài)，此時高速唇罩下壓6°，低速唇罩分別向下轉動3°、6°及9°。

狀態(tài)5：最終狀態(tài)，低速唇罩向下轉動約11.05°，此時渦輪通道完全關閉，高速唇罩依然保持下壓6°。

(a)σ-Φs (b) Mat-Φs

(c)Φ-Φs (d)σ×Ф-Φs

圖8給出了各參數隨低速唇口轉折角度的變化規(guī)律，其中α代表低速唇口轉折角度，單位為度，原點代表渦輪通道，方點代表高速通道。需要注意的是：

(1)狀態(tài)1只有渦輪通道性能參數，狀態(tài)5只有高速通道的性能參數。

(2)模態(tài)轉換時流量系數為高(低)速通道流量與高渦輪通道全部自由來流捕獲流量之商。

(3)當低速唇口旋轉角度較大(約大于10°)，渦輪通道接近關閉時，渦輪通道最小流通截面位置改變。由于本文所計算的渦輪通道工作時唇口最大旋轉角度為9°(小于10°)，因此算例中的喉道位置均與低速設計點一致。

由圖8可知：

(1)隨低速唇口轉折角度增大，渦輪通道喉道馬赫數增大，流量系數減小，流量系數與總壓恢復系數之積減小，高速通道隨低速唇口轉折角度的變化規(guī)律相反。

(2)由圖8(b)可知，狀態(tài)5高速通道的總壓恢復系數下降，原因是狀態(tài)5的高速通道內收縮比是5個狀態(tài)中最大的，壓縮面肩部最容易產生分離包，如圖9所示，所以狀態(tài)5也是模態(tài)轉換過程中最不容易起動的點。但高速通道的綜合性能參數(總壓恢復系數與流量系數之積)單調遞增的，因此，只要狀態(tài)5的分離不影響到高速通道的起動，設計是可以被接受的。

(a)Φs-α (b)σ-α (c)Mat-α

(d)Φ-α (e)σ×Ф-α

圖9 狀態(tài)5壓縮面肩部局部放大圖

5.2 TBCC模態(tài)轉換后Ma=4～7的性能分析

模態(tài)轉換結束之后Ma=4～7，高速通道單獨工作。在模態(tài)轉換結束之后，進氣道形面保持不變，隨著飛行馬赫數的提高，激波逐漸封口，至Ma=7時，高速唇罩向上旋轉6°，激波完全封口，以提高捕獲流量。

圖10給出了模態(tài)轉換后各性能參數隨來流馬赫數的變化規(guī)律，所有參數均為高速喉道性能參數。其中橫坐標Ma為自由來流馬赫數，圓點代表自由來流Ma=4、5、6以及高速唇口變化前Ma=7時的性能參數，方點代表Ma=7高速唇口變化后的性能參數。

由圖10可看到，除了總壓恢復系數，其他系數均隨來流馬赫數單調變化。通過對確定抽吸方案下進氣道的模態(tài)轉換工作特性分析，可以發(fā)現：狀態(tài)5(Ma=4時模態(tài)轉換結束的工作狀態(tài))為總壓恢復系數最小的點，也是最容易不起動的點，渦輪通道抽吸對狀態(tài)5的起動沒有幫助，也是最容易不起動的點，渦輪通道抽吸對狀態(tài)5的起動沒有幫助，原因顯而易見，渦輪通道抽吸只能抽走渦輪通道的附面層，而狀態(tài)5在沖壓通道工作，沒有聯系。

(a)Φs-Ma (b)σ-Ma (c)Mat-Ma

(d)Φ-Ma (e)σ×Ф-Ma

6 結論

(1)不同區(qū)域抽吸對進氣道氣動性能影響不同：

(a)A區(qū)域抽吸可有效改善起動性能，起動后，總壓恢復系數隨抽吸孔個數增多而提高；

(b)F區(qū)域抽吸在起動情況下可降低激波壓縮角，提高總壓恢復系數，但單獨抽吸效果不明顯；

(c)B區(qū)域抽吸可有效抽掉激波附面層干擾；

(d)外壓段抽吸的總壓恢復系數高，抽吸流量小，內壓段抽吸效果相反，并且內壓段抽吸會引起膨脹波反射，并改變內通道沿程靜壓分布。

(2)抽吸孔附近存在膨脹波，從而引起抽吸局部靜壓沿軸向震蕩。

(3)組合區(qū)域抽吸方案下：隨著抽吸流量的增大，進氣道總壓恢復增大，流量系數減小，喉道馬赫數增大，σ×Ф減小。

(4)狀態(tài)5(Ma=4時模態(tài)轉換結束的工作狀態(tài))為總壓恢復系數的最小值點，也是最容易不起動的點，渦輪通道抽吸對狀態(tài)5的起動沒有幫助。