并聯TBCC排氣系統模態轉換過程動態特性研究

彭波，徐驚雷

(南京航空航天大學 能源與動力學院，江蘇 南京 210016)

0 引言

目前航空領域以高速偵察機/轟炸機和空天飛機為代表的先進飛行器，其航程遠、速度高、可水平起降，對未來航空作戰方式有深遠影響。該類飛行器的最佳動力系統為超燃沖壓發動機，它自身質量輕，推重比高，受到各國的密切關注[1]。水平起降高超聲速飛行器的飛行包線很寬，高度由地面(0 km)上升至臨近空間(40 km+)，速度從靜止狀態(Ma=0)增加到高超聲速巡航狀態(Ma>4)，僅靠單一的發動機無法滿足飛行器全包線范圍的高效工作，組合動力系統應運而生[2]，典型的有渦輪基組合循環(turbine based combined cycle, TBCC)發動機、火箭基組合循環(rocket based combined cycle, RBCC)發動機和其他新型組合循環發動機[3]。

排氣系統作為TBCC組合發動機的重要推力來源，有同樣寬廣的工作范圍，存在渦輪、沖壓兩個流道和多種工作狀態的變化，因而排氣系統需要幾何可調。模態轉換過程是并聯TBCC排氣系統最關鍵的技術之一，為滿足飛行器良好的工作性能和飛行姿態，需要保證發動機從渦輪模態向沖壓模態平穩高效地過渡。整個模態轉換階段是一個復雜的高度非定常過程,該階段的流動特性研究制約了TBCC組合發動機的發展，受到各國研究人員的高度重視[4]。國內外針對TBCC模態轉換過程進行了大量研究。ZHANG M Y等[5]根據渦輪發動機的工作狀態變化，提出一種需要3個階段進行的模態轉換方案，利用其開發的并聯TBCC總體性能仿真模型，得到了模態轉換過程中TBCC的性能變化規律。結果表明，在滿足空氣流量連續的前提下，發動機整體推力變化基本保持穩定，但在渦輪發動機關閉加力的瞬間，推力會下降12.5%。LIU J等[6]采用定常/非定常數值模擬方法研究了內并聯TBCC進氣道模態轉換過程的流場結構變化和非定常流動現象，利用亞聲速管內波傳播理論對非定常流動的形成機理進行了分析研究。結果表明，模態轉換過程中，進氣道內的結尾激波存在沿流向的前后震蕩現象。LYU Z等[7]利用非定常數值模擬獲得了某種等溫控制規律下TBCC排氣系統在模態轉換過程中的氣動性能變化規律。結果表明，整個模態轉換過程中排氣系統推力系數和升力的最大變化幅度分別為1.04%和6.72%。汪豐等[8]采用動網格等技術完成了某并聯TBCC排氣系統在模態轉換過程中的非定常數值模擬，并對若干工況進行了冷流風洞試驗。結果表明，模態轉換過程，排氣系統出口流場的波系結構復雜，分流板出口激波對排氣系統的氣動性能產生了一定影響，排氣系統的推力系數保持在0.9以上，但其升力變化較大，風洞試驗獲得的壁面壓力分布及流場紋影與數值模擬結果吻合較好。

高超聲速飛行器與發動機、排氣系統的幾何/氣動耦合現象明顯，對于飛/發一體化設計的排氣系統，要求兼顧發動機和飛行器的性能，同時也要滿足機身和發動機結構設計的相容性[9]。

根據以上研究現狀，目前針對TBCC排氣系統模態轉換過程的研究多為靜態單點工況的研究，對該階段流場的非定常現象研究較少。因此，本文采用非定常數值模擬方法，對某臥式布局并聯TBCC排氣系統及后機體在模態轉換過程中的動態特性進行研究，以探究TBCC發動機由渦輪模態轉變到沖壓模態的過程中，排氣系統的內外流場結構和工作性能的瞬態變化規律。

1 物理模型及計算方法

1.1 Ma為0～4水平布局TBCC排氣系統

本文基于最大推力二元非對稱噴管(single expansion ramp nozzle，SERN)[10]型面設計方法得到滿足飛行器后體幾何約束的臥式水平布局TBCC排氣系統基準構型，如圖1所示，為二維俯視圖，從上至下4個通道分別為：左發沖壓通道、左發渦輪通道、右發渦輪通道和右發沖壓通道。為了便于圖片展示和減少數值模擬的計算量，本文后面關于排氣系統幾何構型以及流場結構的圖片是以飛行器中軸線為對稱面的1/2俯視圖。為滿足幾何可調，中間分流板繞前緣轉軸旋轉以調節渦輪噴管喉道面積，同時，下唇板繞前緣轉軸旋轉以調節沖壓噴管喉道面積。該并聯TBCC發動機，飛行馬赫數Ma為0～4，其工作過程主要分為3個階段：Ma為0～2，渦輪發動機單獨工作；Ma為2～3，渦輪、沖壓發動機共同工作，發動機由渦輪模態向沖壓模態逐漸轉變，即模態轉換過程；Ma為3～4，沖壓發動機單獨工作，排氣系統的設計馬赫數為4。

圖1 排氣系統二維基準構型俯視圖

1.2 模態轉換過程條件

本文TBCC排氣系統的模態轉換飛行區間馬赫數Ma為2～3，具體情況如下：1)Ma=2，為模態轉換起點，此時沖壓發動機由不工作狀態轉為點火工作狀態，渦輪、沖壓發動機共同工作至Ma=3；2)Ma=3，渦輪發動機開始逐漸關閉，模態轉換逐漸結束，排氣系統由共同工作模態轉為沖壓發動機單獨工作模態。

非定常數值模擬的時間取t=20 s，前10 s對應馬赫數為2～2.5，后10 s對應馬赫數為2.5～3。圖2為排氣系統的調節機構在模態轉換過程中對應t=0 s、10 s、20 s3個時刻的轉動位置。可見，前10 s內雙通道的流量變化較大，相應的調節機構轉動范圍較大，尤其是沖壓噴管的下唇板，而后10 s內雙通道的流量相對穩定，調節機構的運動幅度大大減小。

圖2 排氣系統模態轉換過程的調節機構運動過程

利用線性插值和多項式擬合得到模態轉換過程排氣系統的進口參數和噴管落壓比(nozzle pressure ratio,NPR)隨時間的變化曲線如圖3所示，其中噴管進口的總溫、總壓用設計狀態的進口總溫、總壓數值進行了無量綱化。由圖可見：渦輪噴管在前10 s的進口總壓比較穩定，而后10 s的總壓迅速下降，其總溫則基本不變；沖壓噴管的總溫、總壓均逐漸增加；渦輪、沖壓噴管的落壓比也呈上升趨勢，渦輪噴管NPR由12逐漸升至21，沖壓噴管NPR由6逐漸升至19；整個模態轉換過程，排氣系統表現出由渦輪噴管為主導狀態向沖壓噴管主導狀態過渡。

圖3 排氣系統模態轉換過程的進口條件變化曲線

1.3 數值模擬方法

排氣系統在模態轉換過程，由于調節機構的不斷旋轉運動，導致其周圍計算域的形變，因此需要利用Fluent軟件的動網格模塊以實現部分網格的自適應調節。圖4為劃分好的排氣系統二維流場網格以及其邊界條件設置情況。將整個計算域分為若干個獨立的計算域，其中排氣系統以及其周圍附近的流場用非結構化網格劃分，以適應調節過程網格的形狀變化，其他靜止區域和壁面邊界層則采用結構化網格劃分，讓邊界層網格跟隨轉動部件同步轉動，以保證壁面邊界層網格處于加密狀態。Fluent中選擇彈簧光順和重構相結合的方法實現網格的動態變化，調節機構可動部件的壁面以及邊界層區域一起設置為剛體，以實現邊界層隨旋轉部件同步旋轉。計算的邊界條件如下：噴管進口設置為壓力進口，下游遠場出口設置為壓力出口，外界自由來流設置為壓力遠場；噴管壁面設置為絕熱無滑移條件，求解器選擇密度基隱式耦合算法，湍流模型為RNGk-ε兩方程模型，流體介質為理想定比熱氣體，動力黏性系數采用Sutherland公式擬合，對流項使用 Roe二階迎風格式進行離散；邊界層第一層網格的高度為0.5 mm，從而保證y-plus在30～60之間，以滿足標準壁面函數的要求。

圖4 排氣系統模態轉換過程邊界條件及動網格劃分

時間步長需要一個合適的取值，根據式(1)計算，其中Vmax為流場的最大速度，選取沖壓噴管喉道截面的速度為834 m/s；L為流場的特征長度，選取飛行器后體進出口的軸向長度為1 128 mm，計算得到Δt=1.35×10-4s。為方便計算數據的保存與讀取，最后確定時間步長為1×10-4s。

(1)

1.4 性能評價參數定義

(2)

(3)

(4)

(5)

Fd=FP_turb+FP_ram+Fout

(6)

2 數值模擬結果及分析

2.1 流場結構

1)初始時刻

雙通道共同工作的起始時刻t=0，其流場馬赫云圖如圖5所示。可以看到，流場結構復雜，存在激波、膨脹波、剪切層等結構以及激波/激波相互干擾、激波/膨脹波相互干擾、激波/剪切層相互干擾等現象。該時刻，沖壓噴管喉道面積處于模態轉換階段的最大值，其上下膨脹面尾緣各產生了一道斜激波并相交形成了正激波，流場內出現了馬赫盤結構，正激波波后形成了局部亞聲速區域，同時還有兩道反射斜激波產生，分別向流道的上、下兩側傳播。由于雙通道排氣射流的速度差異以及噴管內外流的速度差異，流場中形成了多個剪切層，渦輪、沖壓和外部氣流三股射流的相互耦合明顯。同時，由于外部氣流繞過后體壁面，形成過膨脹流動，使得后體壁面沿程壓力降低，產生了一定的后體阻力。

圖5 排氣系統模態轉換過程初始時刻流場馬赫云圖

2)t=0～10 s

圖6給出了模態轉換前10 s的典型時刻對應的排氣系統流場馬赫云圖。由圖可見，隨著時間推進t=5 s，沖壓噴管下唇板向上旋轉，使得沖壓噴管下膨脹面氣流在喉道處的初始膨脹角減小，氣流的膨脹有所減緩，噴管內氣流的過膨脹逐漸轉為欠膨脹。沖壓噴管下膨脹面出口氣流沿下側空腔內回流區的氣動邊界繼續膨脹，但受到飛行器后體內型面的阻滯而產生斜激波，這道激波與沖壓噴管上膨脹面尾緣激波相交并反射形成另外兩道斜激波，其中一道激波向上穿過雙通道射流剪切層，與渦輪噴管上膨脹面尾緣激波相交。隨著時間繼續推進t=10 s，沖壓噴管出口氣流逐漸向上偏轉，其受飛行器后體型面的阻滯作用逐漸減弱，排氣系統出口附近的斜激波波角也逐漸減小，強度逐漸減弱。在t=0～10 s階段，渦輪噴管上膨脹面基本沒有分離區，在出口有尾緣激波產生，氣流處于輕微過膨脹狀態。

圖6 排氣系統模態轉換過程t=0～10 s流場馬赫云圖

3)t=10～20 s

進入到模態轉換的后10 s，渦輪、沖壓噴管的工作逐漸趨于穩定，流量變化相對平緩，調節機構的運動范圍相對于前10 s來說不再明顯。圖7為該時間段典型時刻對應的排氣系統流場馬赫云圖。

由圖7可見，該階段的流場和前10 s的流場類似，波系結構變化不大，而隨著落壓比的增加，雙通道的排氣射流速度逐漸增加，渦輪、沖壓噴管兩股射流之間仍然存在明顯的相互干擾。在分流板出口處，由于上下兩股氣流的壓差作用，沖壓噴管內氣流受到上側渦輪噴管射流的阻滯，在分流板尾緣下側產生了一道斜激波。在t=20 s時，沖壓噴管上膨脹面產生的斜激波直接與后體內壁面上側的回流區邊界相交。而在飛行器后體尾緣處由于上下兩側氣流互相摻混，排氣系統內外流耦合現象明顯，產生了上下兩側多道斜激波和中間剪切層。此階段，渦輪噴管上膨脹面氣流基本接近于理想膨脹。

圖7 排氣系統模態轉換過程t=10～20 s流場馬赫云圖

2.2 氣動性能

圖8分別給出了模態轉換過程排氣系統的軸向推力、軸向阻力和軸向推力系數隨時間的變化曲線。

由圖8(a)可見：整個模態轉換過程中，帶飛行器后體的TBCC組合排氣系統產生的軸向推力隨時間的變化較為穩定，其中渦輪噴管產生的軸向推力約占總推力的60%，其隨時間的推進呈先增加后減小的趨勢，在10 s附近其軸向推力最大，渦輪噴管最接近理想膨脹。

模態轉換階段排氣系統的軸向阻力主要由噴管內壁面前后的壓差阻力、黏性摩擦力產生，由圖8(b)可見：沖壓噴管的軸向阻力隨時間逐漸增加，這是因為沖壓噴管下唇板由向下逐漸向上偏轉，使得氣流在沖壓噴管收縮段流通截面迅速減小，阻力因此迅速增加；渦輪噴管的軸向阻力隨時間逐漸減小，這也是因為分流板逐漸向下偏轉導致渦輪噴管收縮段流通型面平緩，使得氣流流動損失減少；沖壓噴管阻力在t=20 s時占比最大，達到了約90%，而外部阻力對噴管內壁面阻力的影響很小，僅占總阻力的1%。

由圖8(c)可見：渦輪噴管的推力系數在模態轉換過程中保持在0.92～0.94之間，基本呈上升趨勢；而沖壓噴管的推力系數在前10 s由0.82逐步上升至0.88，此時比較接近理想膨脹，隨后由于氣流逐漸欠膨脹，其推力系數逐漸下降至0.86；排氣系統的內推力系數保持在0.88～0.92之間，呈先上升后下降的趨勢；考慮了外部阻力的排氣系統一體化推力系數在0.87～0.91之間。

圖8 排氣系統模態轉換過程氣動性能變化曲線

綜合來看，在非定常數值模擬的t=0～20 s時間內，并聯TBCC排氣系統在模態轉換過程中推力、推力系數的變化規律受渦輪噴管性能影響較大，而阻力的變化規律則受沖壓噴管性能影響較大。排氣系統的工作性能整體變化穩定，排氣系統一體化性能表現優良，能夠滿足飛行器的流暢和穩定飛行。

3 結語

本文對某臥式布局并聯TBCC排氣系統及飛行器后體的模態轉換過程開展了非定常數值模擬研究和分析，得到以下結論：

1)模態轉換過程中，排氣系統的流場結構復雜，存在激波、膨脹波、剪切層等結構以及激波/激波相互干擾、激波/膨脹波相互干擾、激波/剪切層相互干擾等現象，渦輪、沖壓和外流三股射流的相互耦合明顯；

2)模態轉換過程中，排氣系統氣動性能受幾何調節機構運動的影響很大，當噴管喉道面積減小時，氣流在收縮段的流通型面劇烈收縮，增大了阻力，而在擴張段氣流的膨脹程度有所減緩，能夠緩解氣流的過膨脹或者引起氣流的欠膨脹；

3)模態轉換過程中，渦輪噴管總溫和落壓比均高于沖壓噴管，因此其軸向推力和推力系數主導著排氣系統對應的性能變化趨勢，而沖壓噴管由于調節機構轉動范圍較大，其阻力則主導著排氣系統的阻力變化趨勢；

4)本文設計的排氣系統在模態轉換過程中的氣動性能變化整體較為穩定，滿足高超聲速飛行器在該階段的穩定飛行和良好控制要求。