混合并聯TBCC 動力的沖壓流道跨聲速流動及阻力特性

李憲開，張志雨，何淼生，繆俊杰，柳 軍

（1.國防科技大學空天科學學院，長沙 410073；2.沈陽飛機設計研究所揚州協同創新研究院有限公司，揚州 225000；3.上海交通大學航空航天學院高超聲速創新技術研究實驗室，上海 200240）

渦輪基沖壓組合循環（Turbine based combined cycle，TBCC）發動機因具備可水平起降［1］、不需攜帶氧化劑［2-3］等優勢，成為下一代高馬赫數飛機重點發展的動力裝置之一。目前，巡航馬赫數為4.0 一級的TBCC 動力裝置一般采用渦輪發動機和亞燃沖壓發動機串聯或者并聯的方式實現寬范圍工作。由于現役亞燃沖壓發動機工作下限（Ma∞=1.8～2.0）問題［4］，并聯TBCC 在跨聲速區間飛行時，只能由渦輪發動機提供飛行所需動力，而亞燃沖壓發動機處于冷通流狀態，無法提供足夠的推力來克服機體和沖壓發動機自身所承受的阻力，初步分析表明［5］，如果采用并聯TBCC 形式，在跨聲速區間沖壓流道的冷通氣內阻占到了全機零升阻力的1/5，導致飛機爬升階段的耗油率大幅增加、航程減少［4］。因此，在充分認知沖壓流道跨聲速流動特性基礎上，深入研究并獲得發動機冷通氣內阻的產生來源，明確減阻方向，對進一步改善高馬赫數飛機跨聲速氣動特性，有效緩解“推阻矛盾”具有重要意義。

目前，國內、外針對TBCC 組合發動機的研究主要集中于發動機總體以及變幾何進氣道［6］和排氣系統［7］等部件方面。Sanders 等［8］提出了多鉸鏈雙通道的二元變幾何TBCC 進氣道，其工作馬赫數范圍為Ma∞=0～7，兩個流道可以為渦噴發動機和沖壓發動機分別提供流量。其通過旋轉唇罩，改變雙通道的流通面積，實現飛行器在馬赫數4.0 的轉級，其中在低來流馬赫數下，沖壓通道部分開啟以減小阻力。魯世杰等［9］設計了一個軸對稱變幾何進氣道，研究了其在Ma∞=1.1 時不同中心體調節位置下的流場特征和氣動性能，獲得了其口部和泄流腔內流動特性、節流特性以及氣動性能，并指出了當前設計狀態下的進氣道最佳內收縮比約為1.05。黃慶平［10］以Ma∞=2.0 為設計點給出了二元變幾何進氣道設計的一般方法，并針對來流馬赫數跨聲速變化下的進氣道流場和性能進行了分析，研究表明，流量系數在聲速點以前和低亞聲速范圍變化趨勢一致，隨著來流馬赫數的增大，氣流在進氣道前方匯聚作用減弱，預入流管收縮比減小，在聲速點以后，隨著來流馬赫數增大，激波角減小，因而流量系數增加，進氣道總壓恢復系數變化則主要是因為在來流馬赫數逐漸接近進氣道出口馬赫數過程中，進氣道內通道的膨脹作用減弱，而來流馬赫數越過超聲速點，脫體激波的存在使得進氣道總壓恢 復 系 數 出 現 急 劇 的 下 降。Hintz 等［11］在Ma∞=0～7 組合循環動力系統設計所面臨的挑戰論述中，特別強調了低馬赫數下尾噴管排氣所面臨的高度過膨脹問題。莫建偉等［12-13］對TBCC 排氣系統在整個飛行包線范圍內典型狀態點流場進行了數值模擬和實驗研究，發現沖壓發動機流道單獨工作時尾噴管亞、跨聲速性能較差，軸向推力系數處于包線最低值（小于0.6），是制約高效飛行的重要因素之一。牛彥灃等［14］針對飛行范圍為Ma∞=0～4.0 的并聯TBCC 組合排氣系統研究表明，跨聲速飛行工況下，渦噴單獨工作時，由于渦輪通道下壁面較短，此處氣流處于嚴重欠膨脹狀態，在沖壓通道上壁面出口處造成高壓環境，故而沖壓通道出現較大面積的氣流分離。另外，對渦輪輔助火箭增強沖壓組合循環發動機（Turbo-aided rocket-augmented ramjet combined cycle engine，TRRE）［15］以及RBCC發 動 機（Rocket-based combined cycle engine）［16-17］寬域沖壓流道在低馬赫數階段的進氣流場及流量捕獲特性也開展了一定的探索和分析。

另外，針對沖壓流道阻力特性的研究也主要集中在（高）超聲速進氣道方面［18］，對跨聲速階段研究較少。Mitani 等［19-20］通過實驗測量了采用側壓式進氣道的超燃沖壓發動機阻力特性，發現沖壓發動機內流道的內壁面阻力主要由壓差阻力和摩擦阻力這兩部分組成。Van Driest［21］考慮到不同溫度下密度和黏性的變化，將不可壓流動中Von-Kármán 混合長度理論加以拓展，采用半解析法給出了高速湍流當地表面摩擦因數的估算公式。駱曉臣等［18，22］對超聲速、高超聲速二元及側壓式進氣道的阻力特性開展了系統的研究，發現自由來流馬赫數2.5 的條件下，側壓式進氣道的附加阻力在高馬赫數下會變為“附加推力”。周宏奎［23］則通過理論分析的方法，推導出二元進氣道外壓段阻力計算的理論公式，并以此為基礎得出了外壓段減阻設計的可行方案。

可以看到，現有研究主要關注變幾何進氣道、尾噴管等單一部件系統在高馬赫數工況下的流場特征及氣動性能，對于跨聲速狀態下的研究仍然比較缺乏，并且對飛機/發動機、渦輪與沖壓進排氣相互干擾影響下的沖壓流道冷通氣流動結構及其阻力特征缺少足夠的認識［24］。跨聲速飛行狀態下高馬赫數飛機與混合并聯TBCC 發動機內、外流高度耦合，可能對沖壓流道的進/排氣和內部流動產生顯著影響，如圖1 所示。為此，本文設計并構建了一個巡航馬赫數為4.0、基于混合并聯TBCC 動力的高馬赫數飛機數值模型，研究其在跨聲速飛行狀態下，飛機/發動機內、外流動耦合干擾下的沖壓流道冷通氣流動結構演化及其阻力特性。

圖1 跨聲速狀態下飛機/發動機內、外流高度耦合示意圖Fig.1 Schematic diagram of the transonic internal-external flow coupling of aircraft-engine

1 研究模型與方法

1.1 物理模型

本文研究的基于混合并聯TBCC 發動機的高馬赫數飛機通氣模型如圖2 所示，巡航馬赫數為4.0，全尺寸通氣模型總長約19.7 m。飛機機身前體整體上呈半錐形，前緣和兩側均做鈍化處理，下表面與水平方向存在2°的壓縮角，前體下表面下游接二元吸氣式組合動力的進氣道，為了泄除機身前體下表面發展的近壁層低能流，接口處設計了展向寬度0.755 m、高0.1 m 的矩形前體放氣縫，進氣道的側板前緣和唇罩前緣也均做鈍化處理。該進氣道為上、下分布式混合并聯型吸氣式組合動力進氣道，位于圖中上側的為渦輪通道，安裝小涵道比渦扇發動機，下側為沖壓通道，安裝變幾何進氣道的寬速域亞燃沖壓發動機，其中飛行馬赫數2.5～4.0區間采用連續變幾何方式工作，馬赫數2.5 以下采用固定構型。

圖2 基于混合并聯TBCC 發動機的高馬赫數飛機通氣模型示意圖Fig.2 Schematic diagram of a high Mach number aircraft ventilation model based on a hybrid over-under TBCC engine

為了突出主要矛盾，減少模型尺度及相對復雜的流動細節計算成本，本文對飛機通氣模型進行了一定程度的簡化，包括：（1）渦輪通道方面，將帶旋轉葉輪部件的渦輪核心機省略，采用只含有進氣道和噴管的渦輪模擬流道來考慮渦輪發動機的進/排氣流動特性；（2）沖壓流道的模擬則省略了燃燒組織機構，并保留其他內流道結構，以保證沖壓發動機的內、外流動和阻力特性評估的準確性；（3）本文數值計算對飛機通氣模型進行了縮比設計，縮比系數為1∶12.5，在保證幾何模型相似性的基礎上，最大程度地降低數值模型的空間尺度。

1.2 數值方法概述及驗證

考慮到內外流一體化模型的對稱性，僅選取縮比模型的一半進行仿真計算，如圖3（a）所示，計算域采用結構化網格進行劃分，沿著流向和徑向方向，網格計算域邊界分別取飛機縮比模型特征尺度（流向為飛機總長、徑向為飛機橫截面最大直徑）的20 和50 倍，并對流動參數劇烈變化區域進行局部加密，如圖3（b，c）所示。近壁區網格采用邊界層網格進行加密，根據前期的計算評估，第一層網格高度取為8×10-5mm，可以保證流道近壁面y+為1.0 左右。表1 對計算域及各流動輸入、輸出邊界采用的邊界條件進行了匯總，需要特別說明的是，結合某小涵道比渦扇發動機在跨聲速區間的實際工作特性，本文采用相關文獻發展的小涵道比渦扇發動機動態特性數值計算方法［25］進行渦輪通道相關數值邊界條件的參數估計，以盡可能準確、合理地模擬渦輪通道的進、排氣參數，詳細的計算過程限于篇幅這里不再贅述。

表1 數值計算的邊界條件Table 1 Boundary conditions of numerical calculation

圖3 計算邊界及網格拓撲設計Fig.3 Computational domain boundary and mesh topology design

本文采用基于有限體積法的三維定常RANS（Reynolds-averaged Navier-Stokes equations）算法，湍流模型采用k-ωSST 模型，該模型廣泛應用于（高）超聲速沖壓進氣道等內外流道仿真［26-27］。無黏對流通量采用Roe 格式分裂，采用隱式格式進行時間推進以加速收斂，對控制方程采用二階迎風格式進行離散，分子黏性系數采用Sutherland 公式進行求解。計算過程中監控出口流量、出口平均壓力和馬赫數，待殘差下降4 個數量級，并且所監控的所有參數不再變化時，認為計算已經收斂并穩定。計算方法已在跨聲速狀態下的超聲速進氣道內外流動特性計算中應用［9］，并對跨聲速流動特性及阻力系數具有較好的仿真預測精度。

為了檢驗上述數值方法的可靠性，本文分別對數值模型的網格無關性及計算方法進行了校驗。其中，網格無關性分析中采用了線性加密策略，分別針對網格總量約500 萬（coarse）、750 萬（middle）及1 000 萬個（fine）3 種網格密度進行了對比，圖4給出了Ma∞=1.2、H∞=11 km 飛行環境下沖壓發動機內流道上壁面的壓力沿程分布結果對比，圖中x軸和y軸分別通過沖壓發動機內流道上壁面總長Lr以及自由來流靜壓p∞進行了無量綱化處理。計算結果顯示，由于采用了分區加密的網格拓撲設計，不同網格密度下的沖壓發動機內流道壁面沿程壓力分布計算結果仍然吻合得很好，出現偏差的區域為進氣道擴張段和尾噴管上壁面發生流動分離的位置，隨著網格密度的增大，分離位置的壓力抬升曲線表現出很好的網格不依賴性。本文后續的計算中采用了最高的網格密度設計，以盡可能地保證流場空間解析分辨率。

圖4 不同網格密度下的計算結果對比Fig.4 Comparison of calculation results under different mesh densities

計算方法方面，沖壓發動機流道在跨聲速飛行狀態下的流動特性及阻力評估高度依賴于計算方法對跨聲速復雜流動的模擬精度。為此，結合相關文獻研究基礎，本文同樣選取了文獻［28］給出的超聲速軸對稱進氣道模型進行計算方法校驗研究，模擬飛行馬赫數為1.3。圖5 給出了臨界狀態下60°子午面中心體上的沿程靜壓分布對比，結果顯示，本文采用的數值計算方法得到的壁面沿程壓力分布與文獻［28］中的飛行試驗數據和文獻［9］中的數值模擬數據均吻合較好，證明該數值方法對跨聲速飛行狀態下超聲速復雜流動具備較好的模擬精度。

圖5 跨聲速飛行工況下超聲速進氣道壁面沿程靜壓分布對比Fig.5 Surface static pressure distribution of supersonc inlet model in transonic flow condition

1.3 沖壓發動機內流道阻力計算方法

為了分析沖壓發動機內流道各部件阻力占比，本文采用如圖6 所示的劃分方式對沖壓內流道幾何進行劃分，整個內流道分成3 部分，分別定義為Inlet、Iso 以及Nozzle，并構成了沖壓發動機內流道冷通氣狀態下阻力的作用面。

圖6 沖壓發動機內流道阻力作用面的劃分定義示意圖Fig.6 Schematic diagram of internal flow channel force acting surface division

（1）壓差阻力

由于流道對氣流的減速增壓作用，使得壁面內外存在較大的壓差，在壓縮面上不可避免的受到氣流的壓力，該力在水平方向的分量即為壓差阻力。壓差阻力是壁面作用力，本文通過積分壁面靜壓在發動機水平方向的分量來獲得

式中：Dp代表壓差阻力，p和p∞分別為內流道壁面靜壓和外界大氣壓，nx為壁面單位方向矢量在水平方向上的分量，dS為單個網格面積。

（2）摩擦阻力

由于氣體黏性的存在，使得內流道壁面要受到沿其表面切線方向的摩擦力，摩擦阻力就是該力在水平方向的分量

式中：Df代表摩擦阻力，τ為壁面摩擦力，nx為壁面單位方向矢量在水平方向上的分量。

（3）附加阻力

附加阻力是指溢流氣流作用在內流道捕獲流管上的靜壓在沿來流方向上的分量。附加阻力與沖壓發動機內流道流管的形狀直接相關，由附加阻力的定義出發，直接計算捕獲流管上的作用力十分困難，甚至于無法確定流管形狀而難以計算。參照文獻［29］的計算方法，以進氣道進口至喉道區域為控制體（即圖6 中的Inlet1），基于控制體上的沖量原理計算附加阻力，在本文研究的零攻角狀態下，附加阻力的計算公式如下

2 結果與討論

2.1 跨聲速飛行工況下并聯式TBCC 沖壓流道的典型流動特征

為了方便與文獻已有的單一進氣道或尾噴管研究結果進行直觀對比，本文首先給出了跨聲速狀態下高馬赫數飛機及混合并聯TBCC 發動機通氣模型的內、外流場結果及分析，以初步揭示飛機/發動機內、外流動高度耦合干擾下的沖壓流道冷通氣流動結構演化行為。

2.1.1 飛機/發動機內、外基本流動特征

本文首先基于Ma∞=1.2 狀態下的流場結果，給出跨聲速狀態下飛機-混合并聯TBCC 發動機內、外耦合干擾下的基本流動特征。全機對稱面的馬赫數分布云圖如圖7（a）所示，從圖中可以看出，低馬赫數的超聲速狀態下氣流受機身前體的壓縮作用較弱，機頭位置、機身中部和尾部出現弱斜激波，機身中部和尾部分別出現膨脹波和結尾激波，屬于典型的跨聲速繞流流場結構。

圖7 內、外耦合干擾下的基本流動特征(以Ma∞=1.2 狀態為例)Fig.7 Typical flow characteristics at transonic state(taking Ma∞=1.2 as an example)

超聲速氣流通過機頭前體預壓縮之后，在前體放氣縫誘導的前向臺階激波作用下減速為亞聲速狀態，隨后在預入流管中進一步加速到超聲速狀態。由于進氣道喉道的流動壅塞，且來流馬赫數很低，進氣道入口上游形成脫體激波，波后亞聲速氣流在進氣道入口形成強烈的匯聚，亞聲速氣流進一步減速增壓。圖7（b）給出的進氣道入口局部流場顯示，脫體激波位于沖壓和渦輪進氣道入口的上游位置，渦輪通道的入口壁面存在小尺度的流動分離泡，脫體激波與渦輪通道一側的分離激波“融合”，形成了特殊的“反S”形激波形態，其形成和演化機制將在后文中給出進一步的討論。

當亞聲速氣流進入到沖壓內流道之后，流道先收縮后擴張，氣流在喉道截面重新加速到聲速，并在擴壓段中快速膨脹，燃燒室內的相對高背壓使得氣流很快在擴壓段中產生流動分離。圖7（c）給出的尾噴管出口局部流場顯示，沖壓發動機尾噴管喉道沒有形成壅塞，整個燃燒室及尾噴管大部分區域都處于低亞聲速流動狀態。尾噴管的流動同時受到飛機繞流及渦輪通道排氣系統等多方面的干擾：一方面，由于渦輪通道下壁面較短，使得當地渦輪通道的高溫、高壓排氣處于高度欠膨脹狀態，向外膨脹的超聲速氣流對沖壓發動機尾噴管上壁面出口形成強烈的氣動壓縮，尾噴管上壁面氣流出現大范圍的流動分離，并形成一個大尺度的“流動滯止區”；另一方面，向內收縮的飛機后體尾緣使得飛機繞流在結尾激波之后，對沖壓發動機尾噴管的排氣射流形成匯聚擠壓效應，進一步提高了排氣射流的逆壓梯度。

2.1.2 沖壓流道的跨聲速流動演化

為了探究來流跨聲速變化對沖壓流道內、外流動的影響，分別取來流馬赫數為Ma∞=0.7～1.5 幾個典型狀態，圖8 給出了不同來流馬赫數下的流場結構對比。計算結果顯示，隨著來流馬赫數的增大，飛機-并聯TBCC 發動機內、外耦合干擾下的流動行為將發生顯著的變化，其中：Ma∞小于1.0 的高亞聲速狀態下，整個內、外流動結構保持高度的相似性，沖壓進氣道喉道已經處于流動壅塞狀態，氣流在通過喉道加速之后與發動機的下避面附著流動；Ma∞=1.0 的狀態下，飛機表面開始出現附著激波，進氣道入口的匯聚效應進一步增強；聲速點之后，進氣道入口低馬赫數的超聲速氣流匯聚誘導了沖壓進氣道脫體激波以及渦輪進氣道入口分離激波的產生；隨著來流馬赫數的進一步增大，不同于單一進氣道跨聲速流動，如圖8（e）所示，氣流在組合進氣道的前方匯聚作用仍繼續增強，渦輪進氣道入口分離激波開始前移，并與沖壓進氣道上游的脫體激波“分裂”開來。

圖8 跨聲速階段不同來流馬赫數下的流場結構對比Fig.8 Flow characteristics evolution during transonic state

尾噴管方面，因為渦輪通道排氣射流的作用，整個跨聲速階段沖壓尾噴管氣流均在靠近渦輪通道一側存在大范圍的流動分離，并且，隨著馬赫數的增大，尾噴管流動表現出兩個主要的變化特征：一是，聲速點之后，隨著飛機后體開始初顯結尾激波，渦輪通道的排氣射流開始出現向沖壓流道一側的“偏擺”現象；二是，沖壓流道的尾噴管排氣流管收縮比逐步增大，如圖8（e）所示，Ma∞=1.5 的狀態下，氣流在尾噴管喉道建立起壅塞，但在出口氣流通道的壓縮效應下形成了過膨脹激波。

圖9 給出了不同來流馬赫數下，沖壓內流道下壁面的沿程壓力分布曲線，圖中x軸和y軸分別通過沖壓發動機內流道下壁面總長Lr_down以及自由來流靜壓p∞進行了無量綱化處理，計算結果清晰地反映了氣流在沖壓內流道的跨聲速流動行為及其演化特征。結果顯示，Ma∞=0.7 的狀態下，組合進氣道前方的匯聚效應，使得氣流在沖壓進氣道入口處獲得了約20%的增壓，而整個跨聲速狀態下，沖壓進氣道入口處氣流增壓后的靜壓達到了自由來流滯止壓力的85%～90%，氣流接近于滯止狀態，說明組合進氣道存在強烈的節流效應。

圖9 不同來流馬赫數下沖壓內流道下壁面的沿程壓力分布曲線對比Fig.9 Wall pressure distribution of the ramjet flowpath at transonic state

2.1.3 渦輪與沖壓通道進/排氣之間的干擾機制

為了進一步明確渦輪與沖壓通道進氣、排氣系統之間的相互干擾機制，本文分別選取了來流馬赫數為Ma∞=0.7～1.5 幾個典型狀態，對組合進/排氣流道的局部流場結構及特征開展進一步的對比研究。為方便對比，針對進/排系統的流動差異進行了不同的云圖渲染，其中進氣流場局部采用壓力云圖進行渲染，而排氣系統局部則采用了馬赫數云圖結合流線進行渲染，如圖10 所示。

圖10（a，c，e，g，i）的壓力云圖清晰地顯示了組合進氣道之間的干擾行為，不難發現：跨聲速狀態下，隨著來流馬赫數的增大，渦輪通道與沖壓通道的壓力場呈現完全相反的演化行為，很顯然，沖壓通道的喉道是組合進氣道節流效應的主要貢獻者；Ma∞=0.7～1.2 的狀態下，渦輪通道的內部流場結構保持了高度的相似性，說明當前跨聲速來流狀態下，沖壓進氣道的流動沒有對渦輪通道進氣產生干擾；隨著沖壓通道進氣道上游脫體激波的增強，組合進氣道喉道共同誘導的氣流匯聚作用使得渦輪通道入口的壓力快速增長，沖壓一側的脫體激波開始侵入到渦輪通道入口，使得渦輪通道入口的分離激波逐漸增強前移，如圖10（i）所示，Ma∞=1.5 的狀態下，渦輪通道的內部流場結構發生了很大的變化，相應地，渦輪通道入口處分離激波的前移也將對沖壓通道入口的氣流產生一定的溢流促進。

圖10（b，d，f，h，j）給出了不同來流馬赫數下并聯式TBCC 組合發動機尾噴管局部的馬赫數及沖壓流道排氣流線分布對比。由前文的初步分析可知，沖壓發動機尾噴管的排氣流動同時受到飛機繞流及渦輪通道排氣系統等多方面的干擾，基于圖10 給出的進一步流場結果發現，渦輪通道排氣射流對沖壓發動機尾噴管氣流本身就存在多種干擾作用，另外，沖壓發動機尾噴管的排氣流動受到的干擾行為與自由來流馬赫數高度關聯。

首先，沖壓尾噴管上壁面氣流出現大范圍的流動分離，并形成的大尺度“流動滯止區”不僅僅來源于渦輪通道下壁面氣流的膨脹壓縮效應，流線結果顯示，由于沖壓尾噴管出口氣流速度很低，渦輪通道的超聲速排氣射流對沖壓尾噴管下壁面的氣流形成了強烈的引射效應，進一步擠壓了尾噴管上壁面的氣流流路；其次，隨著飛行馬赫數的增大，飛機繞流在結尾激波之后仍然具有超聲速狀態，氣流在對沖壓發動機尾噴管的排氣射流形成匯聚擠壓效應的同時，也對沖壓尾噴管下壁面的氣流形成了一定的引射效應，從而與渦輪通道超聲速排氣射流的引射作用形成了競爭，這也是沖壓發動機尾噴管排氣射流速度得到顯著提升的原因之一，并進一步改變了沖壓發動機進氣道擴壓段及燃燒室內的分離剪切流動結構，如圖10（i）所示。

圖10 跨聲速階段渦輪與沖壓通道進氣、排氣系統之間的相互干擾流場及其演化Fig.10 Transonic flow coupling between turbo-engine and ramjet flowpath

圖11 給出了跨聲速來流狀態下，沖壓流道的流量系數（Φ）和總壓恢復系數（σ）的對比結果。整體上，沖壓流道的流量捕獲處于較高水平，以聲速點為分界線，呈現為先減小后增大的變化趨勢。總壓恢復系數在聲速點之后出現了兩次較大幅度的下降，從前文流場結構演化分析不難看出，聲速點之后的第一次下降是由于飛機前體、前體放氣縫以及組合進氣道入口的脫體激波形成導致的，而在飛行馬赫數達到并超過Ma∞=1.4 以后，渦輪通道和沖壓流道的進氣流動之間存在強烈的干擾，并形成了分離激波與脫體激波的干擾結構，進而使得進氣道總壓恢復系數出現急劇的下降。

圖11 跨聲速來流狀態下沖壓流道的流量系數和總壓恢復系數的對比結果Fig.11 Curves of total pressure recovery coefficient and discharge coefficient with freestream Mach number

2.2 沖壓流道的阻力特性

飛機-并聯TBCC 發動機內/外耦合干擾下的跨聲速流動給沖壓發動機內流道壁面帶來較大氣動阻力，本文仿真結果表明，Ma∞=1.2 狀態下，沖壓通道的內流阻力對全機總阻力占比高達22.1%。由此可見，沖壓通道的阻力是全機阻力的主要來源，充分認識跨聲速階段內沖壓流道阻力的產生來源及機制顯得尤為重要。

對應于工作狀態下沖壓發動機傳遞給飛機的真實推力（即內表面推力）為內部參數推力（又稱全流道推力）和進氣道附加阻力之差。為了探究沖壓發動機冷通流狀態下內表面阻力受內部參數和外部附加阻力的影響，本文從分析沖壓發動機在跨聲速區間內進氣道附加阻力的角度出發，給出了不同飛行馬赫數下的附加阻力系數及其在內表面阻力系數中的占比，計算結果分別如圖12 和13 所示，圖中，Cd、Ca和Ci=Cd-Ca分別代表冷通流狀態下沖壓發動機內表面阻力系數、進氣道附加阻力系數以及內部參數阻力系數。對比結果顯示，隨著馬赫數增加，進氣道附加阻力在Ma∞＜1.0 范圍內快速增加，而在Ma∞＞1.0 時增速開始減緩。因此，全流道阻力系數仍以Ma∞=1.0 為突躍點，在Ma∞＜1.0時全流道阻力系數隨馬赫數下降，并在Ma∞=1.0時突增，而在Ma∞＞1.0 后再次減小。附加阻力系數與內部參數阻力系數占比隨馬赫數增加的變化趨勢相反，除了Ma∞=1.0 突躍點以外，附加阻力系數占比逐漸增加，而內部參數阻力系數逐漸降低。

圖12 不同飛行馬赫數下的附加阻力系數結果Fig.12 Additional-drag coefficient result with freestream Mach number

圖13 不同飛行馬赫數下附加阻力在內表面阻力系數中的占比結果Fig.13 Percentages of additional-drag coefficient with freestream Mach number

為了進一步探究沖壓流道的阻力來源，本文統計了內流道各部件在不同馬赫數下的沿程壓差阻力系數（Cp）和摩擦阻力系數（Cf），結果分別如圖14 和15 所示。由圖可知：摩擦阻力系數相對于壓差阻力系數小很多，對于跨聲速范圍下沖壓通道的內部阻力以壓差阻力為主。其中，在壓差阻力中Inlet1、Inlet3以及Nozzle2是壓差阻力的主要來 源。當Ma∞＜1.2 時，Inlet3壓 差 阻 力 最 大，當Ma∞≥1.2 時，Inlet1及Nozzle2壓差阻力最大。但Inlet1和Nozzle2兩處壓差阻力系數較高的地方摩擦阻力系數反而較小，而Inlet3段的摩擦阻力系數則最高，說明內流道型面與水平方向存在較大夾角時壓差力水平分量的增加會帶來較大的壓差阻力，而摩擦阻力大小則主要由內流道壁面面積所決定。

圖14 內流道各部件在不同馬赫數下的沿程壓差阻力系數結果對比Fig.14 Schematic diagram of internal flow channel force acting surface division

圖15 內流道各部件在不同馬赫數下的摩擦阻力系數結果對比Fig.15 Schematic diagram of internal flow channel force acting surface division

表2 進一步總結了各部件阻力系數隨馬赫數增加的變化趨勢。隨著飛行馬赫數的提高，Inlet1、Inlet2、Inlet3、Ios1和Nozzle1的 壓 差 阻 力 系 數 減 小，Inlet4、Ios2和Ios3的壓差阻力系數幾乎不變，Nozzle2的壓差阻力系數先減小后增大。內流道壁面上的摩擦阻力系數主要隨著馬赫數的增加而減小，即使是隔離段和噴管摩擦阻力局部增加的幅度也很小，這是因為氣體與進氣道內壁面之間的摩擦力由層流黏性切應力和雷諾應力組成，而隨著馬赫數的增加，近壁面高速射流逐漸脫離壁面，使得近壁面的速度梯度減小，導致激波后氣體的黏性應力和雷諾應力均減小。

表2 各部件阻力系數隨馬赫數增加的變化趨勢Table 2 Variation trend of drag coefficient of each component with increasing Mach number

圖16、17 分別給出了不同來流馬赫數下沖壓發動機進氣道、隔離段和尾噴管的總阻力系數（Cp+Cf）及各部件阻力占比（Cdi/Cd）。計算結果顯示：在整個跨聲速狀態下，進氣道所占阻力一直是最高的，此時的阻力來源主要是Inlet3段和Inlet1段的壓差阻力；Ma∞≤1.0 的亞跨狀態下，隔離段和噴管阻力系數隨著馬赫數的增加逐漸減小（尾噴管減小趨勢更明顯）；進氣道阻力系數幾乎保持不變，阻力系數占比升高；內流道總體的阻力系數逐漸減小；當Ma∞＞1.0 時，總阻力系數有個跳躍式上升，之后緩慢增加，在Ma∞=1.3 左右阻力系數達到最高。

圖16 不同來流馬赫數下沖壓發動機進氣道、隔離段和尾噴管的總阻力系數結果對比Fig.16 Curves of drag coefficient for each part of the ramjet flowpath with freestream Mach number

圖17 不同來流馬赫數下沖壓發動機各部件阻力占比結果對比Fig.17 Percentages of drag coefficient for each part of the ramjet flowpath with freestream Mach number

另外，進氣道阻力系數隨著飛行馬赫數的增加而逐漸減小，阻力系數占比也逐漸減小；尾噴管阻力系數逐漸升高，阻力系數占比也逐漸升高，說明隨著飛行馬赫數增加，雖然進氣道一直是沖壓發動機內流道最大的阻力來源，但是阻力貢獻逐漸向尾噴管轉移，并逐漸趨于接近。

3 結 論

本文采用數值仿真方法，在Ma∞= 0.7 ～1.6，H∞= 11 km 的飛行環境下，研究了基于混合并聯TBCC 動力高馬赫速飛機的飛機/發動機內、外流耦合流動機理和沖壓流道阻力特性，主要結論如下：

（1）Ma∞小于1.0 的高亞聲速狀態下，整個沖壓發動機內、外流動結構保持高度的相似性，沖壓進氣道喉道已經處于流動壅塞狀態；聲速點之后，進氣道入口低馬赫數的超聲速氣流匯聚誘導了沖壓進氣道脫體激波以及渦輪進氣道入口分離激波等復雜結構的產生。

（2）沖壓發動機尾噴管的排氣流動同時受到飛機繞流及渦輪通道排氣系統等多方面的干擾，且渦輪通道排氣射流對沖壓發動機尾噴管氣流本身就存在膨脹壓縮及排氣引射等多種干擾機制。

（3）壓差阻力系數高出內表面摩擦阻力系數兩個數量級是跨聲速狀態下沖壓內流道阻力的主要來源，其中，亞聲速狀態下，進氣道阻力占比達到了60%～80%，是沖壓內流道的主要阻力部件，而Ma∞＞1.0 超聲速狀態下，進氣道阻力占比隨飛行馬赫數的進一步增大而逐步減小，尾噴管的阻力則快速增長，說明阻力貢獻逐漸向尾噴管轉移，兩者趨于接近。

（4）對于跨聲速區間內冷通流的沖壓發動機而言，在低馬赫數下改善進氣道啟動性能以降低進氣道阻力、在高馬赫數下采取相應措施減小尾噴管阻力能更大程度地改善高馬赫數飛機跨聲速氣動特性，有效緩解“推阻矛盾”。