袁化成, 劉 君, 郭榮偉

(南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院, 南京 210016)

0 引 言

在強調(diào)空天一體化的應(yīng)用背景下，高超聲速飛行器已成為未來飛行器的主要發(fā)展方向之一，并受到世界各強國的高度重視[1-5]。高超聲速飛行器的飛行范圍十分寬廣，飛行高度0～30km，飛行馬赫數(shù)從亞聲速、超聲速一直延伸到高超聲速。動力裝置是實現(xiàn)高超聲速飛行的前提。吸氣式發(fā)動機可以從大氣中吸入氧氣，自身不需要攜帶氧化劑，減輕了飛行重量，大大提高了推進系統(tǒng)的比沖，從而成為高超聲速飛行器的首選動力裝置。然而，目前已有的航空渦輪發(fā)動機工作馬赫數(shù)一般為0～3，亞燃沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)為2～5，超燃沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)大于5?？梢姡我庖环N單一的吸氣式發(fā)動機均不能獨立完成高超聲速飛行器的推進任務(wù)。因此，為了兼顧不同發(fā)動機的最佳工作速域并獲得最優(yōu)的推進效率，將渦輪和亞燃/超燃沖壓發(fā)動機組合而成的推進系統(tǒng)，將成為高超聲速飛行器寬速域飛行的理想動力系統(tǒng)[6]。

TBCC推進系統(tǒng)依靠兩種不同工作模式的發(fā)動機完成從地面起飛、加速至超聲速飛行的過程，歷經(jīng)亞聲速、跨聲速、超聲速直至Ma4以上。在此過程中，進氣系統(tǒng)對整個推進系統(tǒng)的性能起著關(guān)鍵作用，制約著整個推進系統(tǒng)功能的發(fā)揮和性能的提高[7]。在兩種不同工作模式的發(fā)動機的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，進氣系統(tǒng)如何同時向渦輪通道和沖壓通道提供所需氣流，配合發(fā)動機完成動力模式轉(zhuǎn)換，且在此轉(zhuǎn)換過程中保持組合發(fā)動機的流量和推力平穩(wěn)過渡等，都是決定TBCC發(fā)動機研制成敗的關(guān)鍵[8-10]。由此可見，TBCC進氣道不同于其他普通航空發(fā)動機的進氣道，它要在非常寬廣的飛行范圍內(nèi)以及多變的飛行工況條件下，向TBCC推進系統(tǒng)提供高品質(zhì)的流場。因此，進氣道需要實現(xiàn)幾何可變，以適應(yīng)飛行狀態(tài)的變化。

本文在前期研究基礎(chǔ)上，開展渦輪基組合循環(huán)推進系統(tǒng)總體性能分析，確定發(fā)動機的推力及流量需求，從而約束進氣道的捕獲流量及捕獲面積。在此基礎(chǔ)上開展進氣道氣動型面設(shè)計及變幾何機構(gòu)設(shè)計，并采用數(shù)值仿真方法進行進氣道氣動特性分析。

1 TBCC發(fā)動機總體氣動性能估算及分析

1.1 渦噴/沖壓發(fā)動機總體氣動性能計算模型簡介

本文采用部件級建模方法對渦噴發(fā)動機進行性能計算，對已有特性圖進行縮放以獲得新發(fā)動機的特性圖，這種方法在初步階段的總體性能分析中是合理的。根據(jù)設(shè)計點參數(shù)對已有的壓氣機和渦輪特性圖進行縮放，縮放因子的計算方法與文獻[11]相同，縮放后的特性如圖1所示。圖中，橫坐標mcor、mcor·Nrel分別為折合流量以及折合流量與相對折合轉(zhuǎn)速的乘積，縱坐標πc、πt分別為壓氣機壓比和渦輪落壓比。

(a)

(b)

渦噴發(fā)動機模型中包含進氣道、壓氣機、主燃燒室、渦輪、加力燃燒室以及噴管。各部件的特性計算依據(jù)文獻[12]所述。在固定轉(zhuǎn)速的情況下，非設(shè)計點的計算需要猜測壓氣機壓比(πc=20)和渦輪落壓比(πt=3.0)，這兩個猜測值根據(jù)渦輪入口流量平衡方程(式(1))和壓氣機渦輪功平衡方程(式(2))進行修正。

式中，errw4為渦輪入口截面流量誤差值，errpower為壓氣機和渦輪功誤差值；m2、m4、mcor，4分別為壓氣機入口流量、渦輪入口流量和渦輪入口折合流量；Ncor為折合轉(zhuǎn)速；Tt4、pt4分別為渦輪入口總溫和總壓；H為總焓，其下標2、3、4、45分別表示壓氣機入口、壓氣機出口、渦輪入口以及渦輪一級導(dǎo)葉出口截面。

本文采用流動推力函數(shù)進行沖壓發(fā)動機性能估算[13]。流動推力函數(shù)(Sa)表示單位質(zhì)量流量的推力，該方法的主要優(yōu)點是它能夠較為簡便地反映出流量、飛行馬赫數(shù)以及燃料添加等對沖壓發(fā)動機性能的影響。

考慮到壁面摩擦對壓縮部件的影響，本文將壓縮部件的增壓過程分為兩個部分：第一部分為斜激波系，該部分壁面摩擦忽略不計；第二部分是一個虛擬的與斜激波系出流平行的等壓通道，該通道內(nèi)存在壁面摩擦但不存在激波，并且假設(shè)通道入口和出口截面的氣流是均勻的?？傮w性能參數(shù)發(fā)動機推力F以式(3)計算，耗油率SFC以式(4)計算。

(3)

式中，m0、mf分別為發(fā)動機捕獲流量和燃油質(zhì)量；Sa0、Sa9分別為遠前方及內(nèi)噴管出口截面的流動推力函數(shù)值；T0、V0分別為遠前方來流溫度和速度；A0、A9分別為捕獲面積、內(nèi)噴管出口面積；f為油氣比。

1.2 進氣道捕獲面積確定

根據(jù)渦噴發(fā)動機部件級模型，求得模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束點推力大小為70kN。假設(shè)沖壓發(fā)動機在Ma2.5時需求推力也為70kN，并假定加速度和升阻比(L/D)分別為0.1g和3.5，則可以求出飛行器的重量為18.5t。考慮到飛行器加速過程燃油消耗，飛行器的需求推力將發(fā)生變化。本文通過沖壓模態(tài)下燃油消耗量的計算，確定不同馬赫數(shù)下的需求推力。燃油消耗量以式(5)計算[14]。

·T(5a)

式中，TSFC為發(fā)動機的安裝耗油率，T為安裝推力，W為飛行器重量，Wf為燃油重量。本文將飛行任務(wù)按照0.5的馬赫數(shù)間隔進行劃分，從Ma2.5到Ma4.0分為3段，每一段加速度均保持0.1g。根據(jù)式(5)計算出沖壓模態(tài)下飛行器重量和需求推力的變化規(guī)律，如圖2所示。由圖可知：隨著馬赫數(shù)的增大，飛行器的重量從18.5t逐漸降低至16.3t，需求推力Freq從70kN逐漸降低至61.5kN。圖中的流量系數(shù)(φ)按照需求捕獲面積(A)除以進氣道捕獲面積(Ac)計算(進氣道捕獲面積按照1.0m2給定)。

圖2 沖壓模態(tài)下的需求推力及飛行器重量

假設(shè)沖壓模態(tài)下燃燒室入口馬赫數(shù)保持在0.2附近，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程燃燒室工作在化學(xué)恰當(dāng)比Φ=1.0的情況，燃燒效率η=0.8，當(dāng)來流馬赫數(shù)高于3.0時，燃燒室的化學(xué)恰當(dāng)比降為0.71，此時燃燒效率為0.85。圖3給出了沖壓模態(tài)下，在滿足推力需求的前提下，燃燒室工作在不同化學(xué)恰當(dāng)比時需要的流量(m)以及進氣道捕獲面積。從圖3可知：若沖壓發(fā)動機一直工作在化學(xué)恰當(dāng)比為1.0的情況，則進氣道捕獲面積隨來流馬赫數(shù)從0.6m2增大至0.9m2；若沖壓發(fā)動機一直工作在化學(xué)恰當(dāng)比為0.71的情況，則進氣道捕獲面積隨來流馬赫數(shù)從0.8m2增大至1.2m2。

圖3 沖壓模態(tài)不同化學(xué)恰當(dāng)比下的捕獲面積及流量

Fig.3Thecapturedareaandmassflowatdifferentstoichiometricratiooframjetmode

將上述發(fā)動機模型計算得到的需求流量(m)用于指導(dǎo)進氣道捕獲面積的選取。圖4給出了渦輪發(fā)動機沿飛行軌跡的需求流量，以及采用上述分析方法得到的沖壓發(fā)動機的需求流量，其中沖壓發(fā)動機的需求流量按照燃燒室化學(xué)恰當(dāng)比為1.0時給定。同時給出了捕獲面積為0.8和1.0m2情況下進氣道的捕獲流量。從圖4可知：當(dāng)飛行馬赫數(shù)大于3.0時，捕獲面積為0.8m2的進氣道所捕獲的流量不能滿足沖壓發(fā)動機的需求，而捕獲面積為1.0m2的進氣道能滿足流量需求，并有一定富余，便于模態(tài)轉(zhuǎn)換裝置的設(shè)計以及進氣道內(nèi)流動控制。

圖4 發(fā)動機需求流量與進氣道捕獲流量對比

Fig.4Thecomparisonbetweenmassflowrequiredbyengineandcapturedbyinlet

1.3 進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換點確定

采用上述驗證渦噴/加力渦噴發(fā)動機及沖壓發(fā)動機的計算程序，對組合循環(huán)發(fā)動機的特性進行計算，不考慮兩個流路的耦合效應(yīng)。組合循環(huán)發(fā)動機的飛行軌跡按照來流動壓q=50kPa設(shè)計，如圖5所示。采用加力渦噴發(fā)動機將飛行器加速至模態(tài)轉(zhuǎn)換點后，沖壓發(fā)動機點火繼續(xù)為飛行器提供動力，直至達到設(shè)計馬赫數(shù)。

圖5 TBCC發(fā)動機飛行軌跡

根據(jù)以上給定的飛行軌跡進行計算，得到渦噴和沖壓發(fā)動機的推力及耗油率變化規(guī)律，如圖6所示。渦噴發(fā)動機的推力呈先增大后減小的趨勢，在Ma0.8以后，隨著馬赫數(shù)增大，進入發(fā)動機的流量逐漸降低，推力也逐漸降低。當(dāng)飛行馬赫數(shù)為2.2時，渦噴發(fā)動機的推力已經(jīng)小于沖壓發(fā)動機的推力，此后二者的差距進一步增大，因此，選擇Ma2.2為模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點。

Fig.6ThethrustandSFCofTBCCpropulsionsystemalongtheflyingtrajectory

2 TBCC進氣道氣動方案設(shè)計及性能分析

2.1 TBCC進氣道型面及其變幾何機構(gòu)設(shè)計

根據(jù)總體性能分析結(jié)果可知：TBCC進氣道的捕獲面積為1.0m2，模態(tài)轉(zhuǎn)換起始點為Ma2.2。進氣道捕獲寬度按照渦輪發(fā)動機入口直徑0.905m給定，因此進氣道捕獲高度為1.1m。TBCC進氣道型面如圖7(a)所示，壓縮面角度(δ)及喉道高度(H)等參數(shù)控制規(guī)律如圖7(b)、(c)所示。該進氣道采用兩級壓縮，第一級壓縮角δ1始終保持6.5°，第二級壓縮角δ2隨來流馬赫數(shù)的增大，從1.5°逐漸增大至11.5°。當(dāng)來流馬赫數(shù)低于1.5時，進氣道為外壓式；當(dāng)來流馬赫數(shù)高于2.0時，進氣道為混壓式。采用喉道前放氣的方式控制壓縮面上附面層厚度。喉道后通道分為渦輪通道和沖壓通道，通過模態(tài)轉(zhuǎn)換裝置的上下平動實現(xiàn)兩個流路的切換。

為了盡可能減少變幾何控制機構(gòu)，將壓縮面2、3和4的變幾何過程采用一套控制機構(gòu)實現(xiàn)，如圖8所示。將壓縮面2和3分別通過一根連桿與滑塊2相連，通過滑塊2的上下移動控制壓縮面2的角度變化，以及壓縮面3的位置變化。壓縮面3的運動受側(cè)壁滑軌以及滑塊2共同約束。壓縮面4通過鉸鏈2與壓縮面3相連，壓縮面3在運動過程中始終保持水平，當(dāng)壓縮面3位置發(fā)生改變時，壓縮面4將繞鉸鏈3轉(zhuǎn)動?；瑝K1和2之間組成雙滑塊機構(gòu)，通過驅(qū)動滑塊1水平移動，實現(xiàn)滑塊2的上下移動，從而控制壓縮面的位置。

圖7 Ma0～4 TBCC變幾何進氣道型面及控制規(guī)律

圖8 Ma0～4 TBCC變幾何進氣道機構(gòu)簡圖

2.2 數(shù)值仿真方法

本文數(shù)值仿真分別使用有限體積法、基于MUSCL插值的Roe格式、二階中心差分格式對雷諾平均方程、無粘流通量、粘性通量進行離散，選取k-ωSST湍流模型，時間推進采用點隱式方法。對進氣道進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，總網(wǎng)格量約為160萬，壁面y+值保證在5以內(nèi)，邊界條件為壓力遠場、壓力出口和絕熱壁面邊界，如圖9所示。氣體模型為理想氣體，以Sutherland公式計算氣體粘性。計算收斂以各方程殘差至少下降3個數(shù)量級為準，同時保證進氣

道出口流量等參數(shù)穩(wěn)定。文獻[15]顯示該數(shù)值仿真方法可較為準確地模擬此類進氣道的流動，包括捕捉進氣道外壓激波及內(nèi)通道結(jié)尾激波位置。

圖9 TBCC進氣道網(wǎng)格及邊界條件

2.3 TBCC進氣道渦噴發(fā)動機方轉(zhuǎn)圓擴壓段氣動設(shè)計及性能分析

在相同的進氣道外壓段和喉道段幾何尺寸下，對從模態(tài)轉(zhuǎn)換裝置后端至渦輪發(fā)動機進口段的方轉(zhuǎn)圓段開展氣動方案設(shè)計研究。在研究過程中，考慮了方轉(zhuǎn)圓段幾何長度、中心點控制參數(shù)、中心線以及沿程面積變化規(guī)律等典型幾何設(shè)計參數(shù)對渦輪流道進氣道氣動性能的影響。下面分別進行介紹。

2.3.1方轉(zhuǎn)圓擴壓段長度對進氣道氣動性能的影響

不同長度方轉(zhuǎn)圓段氣動型面設(shè)計過程中，僅改變擴壓段的幾何長度，其余典型設(shè)計參數(shù)(如中心線、沿程面積變化規(guī)律、偏距等)均保持不變。

圖10給出了渦輪流道進氣道出口性能參數(shù)隨方轉(zhuǎn)圓擴壓段幾何長度的變化曲線。其中，橫坐標表示方轉(zhuǎn)圓擴壓段幾何長度(Ld)，縱坐標表示渦輪流道進氣道出口馬赫數(shù)(Mae)、總壓恢復(fù)系數(shù)(σ)以及進氣道出口周向畸變指數(shù)(DC60)。從圖10可見：就本文研究的組合動力進氣道而言，Ld對Mae和σ影響較小，隨著Ld的增大，Mae和σ基本保持不變(Mae保持在0.4～0.45之間，σ在0.8附近)。DC60呈現(xiàn)先減小后增大的變化趨勢，約在3000mm位置處，畸變達到最小值0.65。

圖10 渦輪流道進氣道出口性能隨擴壓段長度的變化曲線

2.3.2方轉(zhuǎn)圓段中心控制點位置對進氣道氣動性能的影響

依據(jù)前文研究結(jié)果，選取方轉(zhuǎn)圓擴壓段幾何長度為3.0m，研究方轉(zhuǎn)圓段中心控制點不同縱坐標值ym對進氣道氣動性能的影響。ym變化范圍為0.6～2.0。圖11給出了不同ym值下的方轉(zhuǎn)圓段幾何造型。從圖中可見，隨著ym值的增大，控制點的偏距逐漸增大，方轉(zhuǎn)圓擴壓段的彎曲程度發(fā)生改變。

圖11 不同ym值下，渦輪發(fā)動機流道方轉(zhuǎn)圓擴壓段幾何造型

圖12給出了不同ym值情況下的渦輪通道方轉(zhuǎn)圓擴壓段出口總壓恢復(fù)系數(shù)等值圖。從圖中可見，隨著ym的增大，進氣道出口截面頂部的高總壓區(qū)逐漸被打散。當(dāng)ym=1.5時，頂部的高總壓區(qū)已經(jīng)完全消失，分散到兩側(cè)，同時中心的低壓區(qū)也分成兩個小的低壓區(qū)。

圖13給出了渦輪通道出口性能隨方轉(zhuǎn)圓擴壓段中心點ym的變化曲線，其中橫坐標表示方轉(zhuǎn)圓擴壓段中心點ym，縱坐標表示渦輪流道進氣道出口馬赫數(shù)(Mae)、總壓恢復(fù)系數(shù)(σ)以及周向畸變指數(shù)(DC60)。就本文設(shè)計的組合動力進氣道而言，在研究的參數(shù)變化范圍內(nèi)，隨著方轉(zhuǎn)圓擴壓段中心點ym的增大，Mae保持在0.4～0.45之間，σ基本維持在0.8左右，變化不明顯；而DC60呈先減小后增大變化趨勢，在ym=1.5時達到最小值0.15，對比圖12可見，此構(gòu)型下進氣道頂部的高總壓區(qū)已經(jīng)完全消失，中心的低壓區(qū)也分成兩個小的低壓區(qū)，流場分布較為

均勻。在ym=2.0時，由于底部出現(xiàn)高總壓區(qū)，導(dǎo)致DC60升高至0.35。

圖12 不同ym下，渦輪流道方轉(zhuǎn)圓擴壓段出口總壓恢復(fù)系數(shù)等值圖

Fig.12Thetotalpressurecontourofturbinediffuserexitsectionatdifferentymvalues

圖13 渦輪通道出口性能隨方轉(zhuǎn)圓擴壓段中心點ym的變化曲線

2.3.3方轉(zhuǎn)圓段沿程面積變化規(guī)律對進氣道氣動性能的影響

依據(jù)前文研究結(jié)果，選取方轉(zhuǎn)圓擴壓段幾何長度為3.0m、控制點ym=1.5的構(gòu)型開展方轉(zhuǎn)圓段沿程面積變化規(guī)律對進氣道氣動性能的影響。具體研究中，選取先急后緩、先緩后急和緩急相當(dāng)?shù)?種方轉(zhuǎn)圓段截面沿程面積變化規(guī)律[16]。

表1給出了不同面積變化規(guī)律下渦輪流道出口截面馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)、周向畸變指數(shù)的對比列表。從表中可見，就本文研究的組合動力進氣道幾何構(gòu)型而言，先急后緩、先緩后急和緩急相當(dāng)?shù)?種變化規(guī)律對進氣道的氣動性能影響不明顯，但對進氣道出口截面的流場均勻程度影響較大。在先急后緩的沿程截面變化規(guī)律構(gòu)型下，進氣道出口截面的畸變相對較低(約為0.13)。

表1 不同方轉(zhuǎn)圓沿程截面面積變化規(guī)律下渦輪流道進氣道出口氣動性能Table 1 The parameters of ramjet engine at design point

綜合以上渦輪發(fā)動機流道方轉(zhuǎn)圓段典型幾何參數(shù)的規(guī)律化研究結(jié)果，就本文研究的組合動力進氣道而言，方轉(zhuǎn)圓段幾何長度選取為3m，方轉(zhuǎn)圓中心控制點ym=1.5，沿程截面面積變化規(guī)律為“先急后緩”。

2.4 TBCC進氣道氣動特性分析

圖14給出了TBCC進氣道渦輪或沖壓工作模態(tài)下的進氣道流場圖(Ma1.5～4.0)。從圖中可知，Ma1.5時，結(jié)尾激波在進氣道唇口前；在其余馬赫數(shù)下，結(jié)尾激波均停留在喉道附近。其中，Ma1.5～2.2時，進氣道工作在渦輪模態(tài)下，沖壓通道作為旁路用于溢除唇罩一側(cè)的附面層；Ma2.5～4.0時，進氣道工作在沖壓模態(tài)下，渦輪通道作為旁路用于溢除壓縮面一側(cè)的附面層。

(a) Ma1.5

(b) Ma2.0

(c) Ma2.0

(d) Ma2.5

(e) Ma3.0

(f) Ma3.5

(g) Ma4.0

圖15(a)和(b)給出了數(shù)值仿真得到的流量及進氣道出口性能參數(shù)。從圖中可知：Ma1.5～4.0的流量均滿足需求；渦輪模態(tài)下進氣道出口馬赫數(shù)在0.3～0.4之間，沖壓模態(tài)下進氣道出口馬赫數(shù)在0.3左右；隨著來流馬赫數(shù)的增大，總壓恢復(fù)系數(shù)從0.92逐漸降低至0.45。

(a)

(b)

3 結(jié) 論

本文從TBCC推進系統(tǒng)總體性能分析需求出發(fā)，對一種Ma0～4范圍內(nèi)的內(nèi)并聯(lián)式TBCC變幾何進氣道方案設(shè)計開展了研究，得到如下結(jié)論：

(1) 從TBCC推進系統(tǒng)總體性能需求出發(fā)，給出了TBCC進氣道設(shè)計約束確定過程，結(jié)果表明：就本文給定的發(fā)動機參數(shù)而言，Ma4一級TBCC推進系統(tǒng)所需的進氣道捕獲面積在1.0m2左右，模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)為2.2～2.5。

(2) 提出了一種基于上下平動式模態(tài)轉(zhuǎn)換裝置的TBCC可調(diào)進氣道氣動設(shè)計方案，給出了進氣道單自由度幾何調(diào)節(jié)機構(gòu)方案及其幾何調(diào)節(jié)規(guī)律。

(3) 方轉(zhuǎn)圓段幾何長度、中心點ym值以及面積變化規(guī)律對進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)及馬赫數(shù)影響較小，對進氣道出口流場的均勻度影響較大；當(dāng)ym值從0.6增加至1.5時，總壓恢復(fù)系數(shù)和出口馬赫數(shù)分別降低了1.7%和5.3%，而畸變降低了81.4%。就本文研究的進氣道而言，選取方轉(zhuǎn)圓段幾何長度Ld=3m、中心控制點ym=1.5、沿程截面面積變化規(guī)律為“先急后緩”的設(shè)計較為適宜。

(4) 在Ma=4.0時，本文設(shè)計的可調(diào)進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)為0.45；Ma=2.2時，進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)和畸變分別為0.79和0.15。