外并聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換風(fēng)洞試驗(yàn)及模型典型影響因素分析

劉 愿, 錢(qián)戰(zhàn)森,*, 向先宏

(1. 中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 沈陽(yáng) 110034; 2. 高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 沈陽(yáng) 110034)

0 引 言

渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)一般在0～3范圍內(nèi)，亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)一般工作在馬赫數(shù)2～5范圍，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)一般大于5，因此，任意一種單一的吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)均難以滿(mǎn)足未來(lái)高超聲速飛行器寬廣的飛行包線(xiàn)要求[1-2]。渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(Turbine-Based-Combined-Cycle，簡(jiǎn)稱(chēng)TBCC)的組合動(dòng)力方式結(jié)合渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在各自適用飛行范圍內(nèi)的優(yōu)勢(shì)，使其具有高效的性能，可作為高超飛行器的理想動(dòng)力裝置[3]。進(jìn)氣道作為T(mén)BCC的關(guān)鍵部件，在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中(渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓模態(tài)或沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換到渦輪模態(tài))能否向渦輪通道和沖壓通道提供平穩(wěn)過(guò)渡的氣流是決定TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)研制成敗的關(guān)鍵因素之一[4-5]。

美國(guó)NASA蘭利研究中心的Albertson等[6]通過(guò)矩形進(jìn)氣道縮比試驗(yàn)，分析研究了流體由渦輪流道向沖壓流道轉(zhuǎn)換過(guò)程中進(jìn)氣道流動(dòng)的穩(wěn)定性與流動(dòng)特性。NASA格林研究中心的Sander等[7]開(kāi)展了一種二元外并聯(lián)式雙模態(tài)TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換的分流板設(shè)計(jì)工作，Saunders等[8]分別采用試驗(yàn)和CFD數(shù)值模擬方法對(duì)其進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換變幾何過(guò)程進(jìn)行了研究。國(guó)內(nèi)針對(duì)TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程氣動(dòng)特性也開(kāi)展了一些研究工作。蔡元虎等[9]基于Oswatitsch的最佳波系理論、Kantronitz準(zhǔn)則和CFD技術(shù)，開(kāi)展了二維混壓式幾何可調(diào)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的研究。陳敏等[10]對(duì)TBCC進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法以及與發(fā)動(dòng)機(jī)和尾噴管一體化概念方法進(jìn)行了初步研究。李龍等[11]對(duì)一種內(nèi)并聯(lián)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)巡航狀態(tài)和過(guò)渡工作狀態(tài)的反壓特性進(jìn)行了研究。錢(qián)戰(zhàn)森等[12-13]通過(guò)高速風(fēng)洞試驗(yàn)手段和動(dòng)態(tài)數(shù)值模擬技術(shù)對(duì)某典型外并聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程氣動(dòng)特性和變幾何輔助進(jìn)氣道起動(dòng)特性開(kāi)展了初步探索研究，發(fā)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中進(jìn)氣道具有氣動(dòng)遲滯效應(yīng)，升力、阻力及俯仰力矩也存在較為顯著的變化，可能進(jìn)一步影響整個(gè)飛行器的氣動(dòng)性能。

總體來(lái)看，國(guó)內(nèi)外均以風(fēng)洞試驗(yàn)作為主要研究手段，對(duì)TBCC進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)以及性能評(píng)估開(kāi)展了很多研究，但對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c氣動(dòng)設(shè)計(jì)型面之間的差異對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能影響的研究尚不多見(jiàn)。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和CFD技術(shù)的快速發(fā)展，CFD方法廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域，其具有獲取全流場(chǎng)氣動(dòng)數(shù)據(jù)的優(yōu)勢(shì)，可有效地預(yù)測(cè)模型微小差異所帶來(lái)的氣動(dòng)影響。

本文首先對(duì)某外并聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道開(kāi)展了典型模態(tài)轉(zhuǎn)換條件下的風(fēng)洞試驗(yàn)，獲取了其主要?dú)鈩?dòng)性能，并驗(yàn)證了所采用的CFD方法的基本可靠性；然后針對(duì)該TBCC模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，以CFD數(shù)值模擬為手段，主要探索了進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛡?cè)板縫隙、壓縮板前緣半徑及內(nèi)型面迎風(fēng)臺(tái)階3個(gè)典型因素對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的影響。

1 外并聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換風(fēng)洞試驗(yàn)

該TBCC進(jìn)氣道設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)Ma=4.0，飛行高度為20 km。為確保進(jìn)氣道流量的捕獲和能量的低耗損，并重點(diǎn)關(guān)注渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中雙通道的氣動(dòng)性能變化，將其模態(tài)轉(zhuǎn)換速度設(shè)為Ma= 2.5。

圖1(a)為本項(xiàng)研究采用的外并聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道示意圖，高速通道與低速通道通過(guò)分流板在進(jìn)氣道入口處分開(kāi)，且分流板上壁面為高速通道的第二級(jí)壓縮板。模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，分流板繞軸轉(zhuǎn)動(dòng)，逐漸關(guān)閉低速通道，打開(kāi)高速通道，實(shí)現(xiàn)推力系統(tǒng)由渦輪到?jīng)_壓的轉(zhuǎn)變，同時(shí)可以旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)唇板位置，兼顧高速通道的壓縮效率和起動(dòng)性能。

TBCC進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭饕叽缛鐖D1(b)所示，總長(zhǎng)661 mm，第一級(jí)壓縮板為8.58°，高速通道喉道高度為20 mm。進(jìn)氣道從低速模態(tài)轉(zhuǎn)向高速模態(tài)，分流板轉(zhuǎn)動(dòng)9.8°(在試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算過(guò)程中，設(shè)置為9°，避免分流板與進(jìn)氣道壓縮面之間的碰撞)。進(jìn)氣道展向尺度為104 mm，且為了更準(zhǔn)確地模擬飛行器前體壓縮，第一級(jí)壓縮板分別向兩側(cè)延伸40 mm。

(a) TBCC 模型

(b) 模型參數(shù) (單位：mm)

針對(duì)該進(jìn)氣道模型，在航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的FL-1風(fēng)洞開(kāi)展了名義馬赫數(shù)為2.5的典型條件下的模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗(yàn)。試驗(yàn)重點(diǎn)關(guān)注TBCC進(jìn)氣道在低速(渦輪)模態(tài)、高速(沖壓)模態(tài)以及中間模態(tài)的氣動(dòng)性能，部分車(chē)次如表1所示。圖2給出了TBCC進(jìn)氣道模型分流板不同站位示意圖，分流板位于0°位置，即低速(渦輪)通道主要工作；分流板位于4.5°位置，為模態(tài)轉(zhuǎn)換中間模態(tài)，兩通道同時(shí)工作；分流板位于9.0°位置，即高速(沖壓)通道主要工作。

表1 TBCC進(jìn)氣道氣動(dòng)性能評(píng)估狀態(tài)Table 1 Conditions of TBCC inlet mode transition wind tunnel experiment

圖2 TBCC進(jìn)氣道分流板站位圖

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图皽y(cè)量設(shè)備

如圖3所示，試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b在風(fēng)洞彎刀上，并通過(guò)上下2根張線(xiàn)進(jìn)行加固，保證強(qiáng)度和穩(wěn)定性；針對(duì)分流板的轉(zhuǎn)動(dòng)位置，通過(guò)插銷(xiāo)的方式模擬模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中分流板各站位工況。高速通道布置測(cè)量段和流量計(jì)，獲得流量系數(shù)Φ和總壓恢復(fù)系數(shù)σ等氣動(dòng)參數(shù)；由于受到試驗(yàn)段堵塞比的限制，低速通道僅能在出口布置“十”字總壓耙和靜壓探針?lè)謩e測(cè)量總壓、靜壓，粗略評(píng)估其氣動(dòng)性能。在雙通道的壓縮面中心線(xiàn)上均布置了測(cè)壓點(diǎn)(見(jiàn)圖1)，監(jiān)控進(jìn)氣道沿程壓力分布，進(jìn)氣道入口位于風(fēng)洞試驗(yàn)段轉(zhuǎn)窗位置，可對(duì)此區(qū)域進(jìn)行流場(chǎng)紋影觀(guān)測(cè)。

1.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

圖4為3個(gè)風(fēng)洞試驗(yàn)車(chē)次下TBCC進(jìn)氣道進(jìn)口附近紋影圖，清晰顯示出流場(chǎng)的波系結(jié)構(gòu)。試驗(yàn)車(chē)次1(圖4(a))給出了進(jìn)氣道入口附近流場(chǎng)波系詳細(xì)釋明，流動(dòng)首先經(jīng)過(guò)第一級(jí)壓縮板形成第一級(jí)壓縮波，由于模型第一級(jí)壓縮板在展向進(jìn)行了一定拉伸，所以在伸長(zhǎng)部分的尾部形成了結(jié)尾激波；分流板楔劈角度較大，所以流動(dòng)流經(jīng)后在上下表面均形成斜激波，進(jìn)一步減速增壓；唇板內(nèi)壁面沿程壓力測(cè)量管路通過(guò)外部引線(xiàn)的方式，所以出現(xiàn)了明顯的測(cè)壓管激波；另外，風(fēng)洞在實(shí)際運(yùn)行中，由于風(fēng)洞本身階差等原因，一般會(huì)出現(xiàn)一些洞壁干擾激波。試驗(yàn)車(chē)次2(圖4(b))和3(圖4(c))流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與試驗(yàn)車(chē)次1基本一致，但分流板激波會(huì)因分流板站位改變而發(fā)生局部變化。

圖3 外并聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

圖5給出了試驗(yàn)過(guò)程中高速通道流量計(jì)節(jié)流錐運(yùn)動(dòng)示意圖，紅色部件為初始錐位節(jié)流錐，風(fēng)洞流場(chǎng)建立后，節(jié)流錐以約0.01 m/s的速度進(jìn)錐,到達(dá)指定錐位(距離初始位置L(mm))，停止4 s，確保流動(dòng)的穩(wěn)定和數(shù)據(jù)的采集。圖6為各試驗(yàn)工況進(jìn)錐過(guò)程中進(jìn)氣道高速通道出口反壓(pback/p∞)變化曲線(xiàn)。

圖7和8為不同車(chē)次下流量計(jì)進(jìn)錐過(guò)程中的雙通道出口氣動(dòng)參數(shù)曲線(xiàn)，橫坐標(biāo)反壓表示進(jìn)錐過(guò)程中測(cè)量段靜壓pback與試驗(yàn)段靜壓p∞之比。對(duì)于渦輪模態(tài)(試驗(yàn)車(chē)次1)，高速通道流量系數(shù)Φ保持不變，流量計(jì)進(jìn)錐過(guò)程中形成的反壓未能影響到入口流動(dòng)；隨著反壓的增加，結(jié)尾激波前移，導(dǎo)致高速通道總壓恢復(fù)系數(shù)σ反而增加。對(duì)于沖壓模態(tài)(試驗(yàn)車(chē)次3)，高速通道出口壓力大于10倍來(lái)流壓力后,流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)急劇降低，進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)，如圖9所示；當(dāng)進(jìn)氣道不起動(dòng)后，流量計(jì)進(jìn)錐過(guò)程中反壓反而降低。試驗(yàn)車(chē)次2給出了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的中間狀態(tài)，進(jìn)氣道性能變化趨勢(shì)與試驗(yàn)車(chē)次3有相似之處，但具體量值因通道幾何參數(shù)不同而有差異。因流量計(jì)反壓僅作用在高速通道出口，所以同一試驗(yàn)車(chē)次下低速通道流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)均保持不變。總體來(lái)看，對(duì)于本試驗(yàn)采用的TBCC進(jìn)氣道，從渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)向沖壓模態(tài)過(guò)程中(試驗(yàn)車(chē)次1～3)，高速通道流量系數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)以及抗反壓能力均逐步提升，而低速通道反之，從而實(shí)現(xiàn)雙模態(tài)之間的轉(zhuǎn)換。

圖4 風(fēng)洞流場(chǎng)紋影

圖5 節(jié)流錐進(jìn)錐示意圖

圖6 進(jìn)錐過(guò)程中的反壓變化曲線(xiàn)

Fig.6Thebackpressureofthehighspeedchannelintheconingprocess

圖7 雙通道流量系數(shù)

圖8 雙通道總壓恢復(fù)系數(shù)

(a) 進(jìn)氣道起動(dòng)流場(chǎng)

(b) 進(jìn)氣道不起動(dòng)流場(chǎng)

綜上所述，通過(guò)該TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗(yàn)，獲得了進(jìn)氣道入口附近詳細(xì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和主要?dú)鈩?dòng)性能參數(shù)，有助于TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換的設(shè)計(jì)，同時(shí)可為CFD方法可靠性驗(yàn)證提供試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比。

2 風(fēng)洞試驗(yàn)與CFD計(jì)算結(jié)果對(duì)比

隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)和CFD技術(shù)的快速發(fā)展，CFD方法的效率和可靠性得到大幅提升，并能夠給出全方位的流場(chǎng)數(shù)據(jù)，已成為T(mén)BCC進(jìn)氣道設(shè)計(jì)和氣動(dòng)特性評(píng)估的重要手段。本節(jié)將針對(duì)本次試驗(yàn)的TBCC進(jìn)氣道模型，通過(guò)與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，進(jìn)一步驗(yàn)證所采用CFD方法的可靠性。

2.1 數(shù)值模擬方法

本文數(shù)值求解器無(wú)粘項(xiàng)空間離散采用二階精度Roe格式，粘性項(xiàng)采用二階中心差分格式，選擇SA湍流模型。遠(yuǎn)場(chǎng)采用黎曼無(wú)反射條件，進(jìn)氣道出口采用壓力出口條件。收斂判據(jù)為進(jìn)氣道出口流量變化小于萬(wàn)分之一。

計(jì)算網(wǎng)格采用近壁區(qū)棱柱體和離壁區(qū)四面體相結(jié)合的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在保證流動(dòng)邊界層模擬精度的同時(shí)，還可捕捉進(jìn)氣道內(nèi)部激波反射、流動(dòng)分離等復(fù)雜流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。計(jì)算網(wǎng)格如圖10所示，網(wǎng)格單元總數(shù)約為1000萬(wàn)。

圖10 計(jì)算網(wǎng)格

2.2 結(jié)果對(duì)比驗(yàn)證

本項(xiàng)目對(duì)各試驗(yàn)車(chē)次工況下的初始流量計(jì)錐位狀態(tài)開(kāi)展了數(shù)值計(jì)算，對(duì)比分析進(jìn)氣道主要?dú)鈩?dòng)性能參數(shù)的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)，重點(diǎn)針對(duì)試驗(yàn)車(chē)次1的初始錐位狀態(tài)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和沿程壓力分布進(jìn)行了詳細(xì)對(duì)比。

圖11給出了進(jìn)氣道高速通道氣動(dòng)性能的計(jì)算

結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比曲線(xiàn)。通道流量系數(shù)Φ具有很好的一致性，差量約為1%;總壓恢復(fù)系數(shù)σ總體上吻合較好，但在分流板4.5°和9.0°位置時(shí)出現(xiàn)了一定的差異，差量約為10%。

圖12為不同工況下高速通道出口總壓云圖。分流板在4.5°和9.0°位置時(shí)，通道出口總壓非均勻性較強(qiáng)，風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量耙難以捕捉這些不均勻性，導(dǎo)致了總壓恢復(fù)系數(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD計(jì)算結(jié)果之間的差異。

圖13為試驗(yàn)車(chē)次1的馬赫數(shù)云圖。流動(dòng)經(jīng)過(guò)第一級(jí)壓縮板壓縮減速進(jìn)入進(jìn)氣道，并在分流板處一分為二：低速通道內(nèi)，經(jīng)過(guò)分流板所致的斜激波及其壁面間的反射激波，氣流進(jìn)一步增壓減速；高速通道內(nèi)(此工況通道基本處于關(guān)閉狀態(tài))，流動(dòng)通過(guò)狹縫迅速膨脹加速，隨后在反壓的作用下形成激波串。風(fēng)洞試驗(yàn)與CFD流場(chǎng)結(jié)構(gòu)對(duì)比如圖14所示，圖中黑色實(shí)線(xiàn)表示風(fēng)洞試驗(yàn)紋影照片(圖4(a))中的主要波系結(jié)構(gòu)，兩者第一級(jí)壓縮板激波、分流板斜激波以及唇口激波均吻合；另外，可通過(guò)兩者流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的對(duì)比輔助風(fēng)洞試驗(yàn)更為明確地排除洞壁干擾激波。

圖11 高速通道氣動(dòng)性能參數(shù)曲線(xiàn)

Fig.11Aerodynamicperformanceparametersofthehighspeedchannel

圖12 高速通道出口總壓云圖

圖13 TBCC進(jìn)氣道馬赫數(shù)云圖

圖14 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)對(duì)比圖

Fig.14ComparisonoftheflowfieldstructuresobtainedbyexperimentandCFD

圖15為模型中心線(xiàn)沿程壓力分布CFD與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比曲線(xiàn)(橫坐標(biāo)x為測(cè)壓點(diǎn)與進(jìn)氣道第一級(jí)壓縮板前緣的軸向距離，縱坐標(biāo)為測(cè)壓點(diǎn)p與試驗(yàn)段靜壓p∞的比值)，兩者在4條中心線(xiàn)上的沿程壓力分布均吻合。流動(dòng)經(jīng)過(guò)第一級(jí)壓縮板增壓后壓比約為1.5，如圖15(a)，曲線(xiàn)上的兩次壓比陡增與分流板激波及其反射激波結(jié)構(gòu)相對(duì)應(yīng)；分流板激波及反射激波同時(shí)也導(dǎo)致了中心線(xiàn)2壓力分布曲線(xiàn)(圖15(b)的陡增現(xiàn)象；流動(dòng)經(jīng)過(guò)分流板與唇板之間的狹窄通道后迅速擴(kuò)張，導(dǎo)致中心線(xiàn)3壓力在此處出現(xiàn)大幅降低，如圖15(c)，之后又在通道結(jié)尾激波的作用下有一定的回升；由于通道內(nèi)流動(dòng)先快速膨脹又經(jīng)過(guò)激波串逐步增壓，導(dǎo)致了中心線(xiàn)4壓力分布曲線(xiàn)的波動(dòng)，如圖15(d)。

(a) 中心線(xiàn)1

(b) 中心線(xiàn)2

(c) 中心線(xiàn)3

(d) 中心線(xiàn)4

Fig.15ThestaticpressuredistributionalongthecenterlineofTBCCinlet

進(jìn)氣道出口性能參數(shù)、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)以及沿程壓力分布的詳細(xì)對(duì)比表明，本文采用的CFD方法可得到與風(fēng)洞試驗(yàn)非常接近的結(jié)果，其可靠性得到了驗(yàn)證。

3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷湫陀绊懸蛩胤治?/h2>

對(duì)于實(shí)際的TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗(yàn)?zāi)Ｐ停瑸楸ＷC分流板的可轉(zhuǎn)動(dòng)性，分流板與進(jìn)氣道側(cè)板之間必然存在一定的縫隙；模型的壓縮板、分流板以及唇板的前緣在加工過(guò)程中難以獲得理論尖前緣的型面，需進(jìn)行適當(dāng)?shù)牡菇?；進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ碗y以整體成型，一般采用部件組裝方式，而各部件在裝配過(guò)程中也常常無(wú)法保證零階差。綜上所述，試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c氣動(dòng)設(shè)計(jì)型面存在一定的加工和裝配等偏差，而這些偏差可能對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能產(chǎn)生不同程度的影響。針對(duì)該問(wèn)題，本節(jié)選取表1中的試驗(yàn)車(chē)次狀態(tài)，采用第2節(jié)的數(shù)值模擬方法，開(kāi)展側(cè)板縫隙、前緣鈍化及內(nèi)表面迎風(fēng)臺(tái)階3個(gè)典型因素對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能影響規(guī)律的研究。

3.1 進(jìn)氣道側(cè)板縫隙

圖16為T(mén)BCC進(jìn)氣道模型前視圖，并給出了側(cè)板縫隙的示意圖，分流板與側(cè)板之間保留縫隙，保證分流板的可轉(zhuǎn)動(dòng)性。本節(jié)采用表1中的試驗(yàn)車(chē)次1狀態(tài)(即分流板站位為0°，此時(shí)低速通道基本全面開(kāi)啟，高速通道接近關(guān)閉)，分別對(duì)縫隙寬度D為0、0.5和1.0 mm的3個(gè)狀態(tài)開(kāi)展CFD計(jì)算，探索縫隙寬度對(duì)進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律。

圖17為不同側(cè)板縫隙情況下的沿程橫向剖面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)圖。如圖17(a)所示,在D為0 mm時(shí)，即無(wú)縫情況下，TBCC進(jìn)氣道兩通道之間沒(méi)有竄流，高速通道入口面積較小，內(nèi)通道呈擴(kuò)張形狀，氣流進(jìn)入后迅速擴(kuò)散，在分流板處形成高速低壓流動(dòng)，隨后在反壓所致的激波串作用下減速增壓，達(dá)到壓力平衡；因分離板之后的壁面(高速通道下壁面)繼續(xù)擴(kuò)張，而唇板后壁面(高速通道上壁面)內(nèi)折，下壁面流動(dòng)膨脹分離區(qū)繼續(xù)增大，上壁面流動(dòng)因擠壓而逐漸附體，最終導(dǎo)致沿程高能流動(dòng)主要集中在通道右上區(qū)域(沿流動(dòng)方向)；低速通道捕獲較大流量，流動(dòng)增壓減速，壓力明顯高于高速通道。分流板與側(cè)板之間開(kāi)縫后，如圖17(b)和(c)所示，低速通道內(nèi)的高壓氣流向上射入高速通道，改變高速通道側(cè)壁附著流的速度方向，使得高速通道側(cè)壁流動(dòng)發(fā)生分離，并隨著高速通道內(nèi)激波串的減弱與下壁面分離區(qū)融為一體；同時(shí)該縫隙流沿側(cè)壁向上沖擊高速通道流動(dòng)，使流動(dòng)產(chǎn)生一定的逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)(沿流動(dòng)方向)，最后導(dǎo)致了高速通道出口截面高能區(qū)域向?qū)ΨQ(chēng)面的偏移；高速通道內(nèi)高能流動(dòng)區(qū)域隨著縫隙的增大(流量增加)而擴(kuò)寬，其偏轉(zhuǎn)量也隨之增大。在D=1.0 mm時(shí)，高速通道出口高速區(qū)域明顯大于無(wú)縫工況；對(duì)于低速通道，側(cè)板縫隙類(lèi)似于抽吸槽，將對(duì)流量系數(shù)的預(yù)測(cè)產(chǎn)生一定影響，但相當(dāng)于減小了收縮比，對(duì)于渦輪通道起動(dòng)特性更加有利。

(a) D=0.0 mm

(b) D=0.5 mm

(c) D=1.0 mm

圖18為不同縫隙寬度對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道性能參數(shù)曲線(xiàn)，表2為不同縫隙寬度相對(duì)于無(wú)縫狀態(tài)的氣動(dòng)參數(shù)增量。分流板位于初始位置時(shí)，低速通道承擔(dān)著為渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)供氣的主要職責(zé)，故而其氣動(dòng)性能更受關(guān)注。有縫情況下，低速通道流量系數(shù)Φ隨縫隙寬度的增加而減小，而總壓恢復(fù)系數(shù)σ基本保持不變；在縫隙為0.5 mm時(shí)，低速通道氣動(dòng)參數(shù)增量均在1%以?xún)?nèi)，在縫隙為1.0 mm時(shí)，流量系數(shù)減小量達(dá)到1.43%。綜合來(lái)看，為保證氣動(dòng)設(shè)計(jì)參數(shù)的準(zhǔn)確性，模型側(cè)板縫隙應(yīng)小于0.5 mm。

表2 有縫相對(duì)于無(wú)縫的進(jìn)氣道性能參數(shù)增量Table 2 Increment of aerodynamics performance parameters for the side gap case versus basic case

圖18 TBCC進(jìn)氣道雙通道氣動(dòng)參數(shù)

Fig.18Theaerodynamicsperformanceparametersofthedual-flowpath

3.2 前緣鈍化半徑

試驗(yàn)?zāi)Ｐ图庸r(shí)，無(wú)法保持尖前緣構(gòu)型，需在前緣進(jìn)行適當(dāng)?shù)牡箞A。本節(jié)采用表1中的試驗(yàn)車(chē)次1狀態(tài)，針對(duì)第一級(jí)壓縮板，并考慮一般工廠(chǎng)常規(guī)倒圓加工精度為0.3 mm，分別進(jìn)行前緣鈍化半徑R為0、0.3和0.6 mm共3種情形的數(shù)值模擬分析，鈍化方式如圖19所示。

圖19 前緣鈍化示意圖

圖20給出了不同鈍化半徑條件下的前緣附近流場(chǎng)結(jié)構(gòu)圖。前緣鈍化后，第一級(jí)壓縮板前緣將形成脫體激波，且激波脫體距離隨鈍化半徑的增加而增加。圖21為不同鈍化半徑對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道性能參數(shù)曲線(xiàn)，表3為不同鈍化半徑相對(duì)于尖前緣狀態(tài)的氣動(dòng)參數(shù)增量。由于高速通道距離第一級(jí)壓縮板較遠(yuǎn)，其氣動(dòng)參數(shù)基本沒(méi)有受到影響；低速通道流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)隨著進(jìn)氣道前緣半徑的增加而減小。

圖20 前緣處馬赫數(shù)云圖

圖21 TBCC進(jìn)氣道雙通道氣動(dòng)參數(shù)

參數(shù)R=0.3 mmR=0.6 mm高速通道ΔΦ-0.10%-0.34%Δσ-0.083%-0.017%低速通道ΔΦ-0.83%-1.82%Δσ-0.71%-1.64%

但總體來(lái)看，由于鈍化半徑相對(duì)于模型尺寸較為微小，僅能在鈍化區(qū)域?qū)α鲌?chǎng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響。故而，在前緣鈍化半徑為0.3 mm時(shí)，進(jìn)氣道性能參數(shù)增量均在1%以?xún)?nèi)，可基本滿(mǎn)足進(jìn)氣道氣動(dòng)性能評(píng)估要求，且一般工廠(chǎng)加工精度也易于滿(mǎn)足。

3.3 迎風(fēng)臺(tái)階

變幾何進(jìn)氣道需要安裝轉(zhuǎn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，在裝配中可能產(chǎn)生前向迎風(fēng)臺(tái)階，需考察其對(duì)進(jìn)氣道性能的影響?？紤]到高速通道內(nèi)波系與流動(dòng)附面層干擾較為嚴(yán)重，壁面迎風(fēng)臺(tái)階干擾較強(qiáng)，本節(jié)主要考察高速通道在分流板轉(zhuǎn)軸附近存在迎風(fēng)臺(tái)階的情形。如圖22所示，分別對(duì)迎風(fēng)臺(tái)階高度h為0、0.5和1.0 mm的3個(gè)工況進(jìn)行CFD計(jì)算。

圖22 高速通道內(nèi)壁面迎風(fēng)臺(tái)階示意圖

在試驗(yàn)車(chē)次1工況下，高速通道增加迎風(fēng)臺(tái)階前、后的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)如圖23所示。試驗(yàn)車(chē)次1為低速通道主要工作模態(tài)，高速通道內(nèi)的迎風(fēng)臺(tái)階位于流動(dòng)分離區(qū)內(nèi)，難以對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響。

為評(píng)估迎風(fēng)臺(tái)階的影響規(guī)律，選擇其處于核心流的試驗(yàn)車(chē)次3工況(即分流板站位為9°，此時(shí)高速通道基本全面開(kāi)啟，低速通道接近關(guān)閉)開(kāi)展研究。圖24和25給出了進(jìn)氣道處于試驗(yàn)車(chē)次3工況(高速模態(tài))時(shí)，迎風(fēng)臺(tái)階對(duì)進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)影響的對(duì)比圖。流動(dòng)經(jīng)外壓縮段進(jìn)入高速通道，在唇板轉(zhuǎn)折激波的作用下發(fā)生微弱的分離，主流與反壓相互作用，在擴(kuò)壓段形成激波串，如圖24(a)所示；當(dāng)通道內(nèi)壁面出現(xiàn)迎風(fēng)臺(tái)階，流動(dòng)在臺(tái)階處發(fā)生了分離，同時(shí)增強(qiáng)了唇板轉(zhuǎn)折激波作用下的流動(dòng)分離，且隨著臺(tái)階高度的增加而加強(qiáng)，如圖24(b)和(c)所示；擴(kuò)壓段激波串引起的流動(dòng)分離前緣點(diǎn)則隨著臺(tái)階高度的增加而前移。

(a) h=0.0 mm

(b) h=1.0 mm

(a) h=0.0 mm

(b) h=0.5 mm

(c) h=1.0 mm

從圖25給出的壓力云圖可以看出，流動(dòng)流經(jīng)迎風(fēng)臺(tái)階，發(fā)生分離并形成弓形激波，并與唇板轉(zhuǎn)折激波相互干擾，增強(qiáng)了通道內(nèi)激波系的復(fù)雜度，使得激波與邊界層干擾處的分離區(qū)增大，這將導(dǎo)致通道總壓恢復(fù)系數(shù)降低，影響通道氣動(dòng)特性的評(píng)估；由于本節(jié)研究范圍內(nèi)的臺(tái)階高度均較小，流動(dòng)尚未發(fā)生壅塞，故迎風(fēng)臺(tái)階對(duì)流量系數(shù)的評(píng)估則基本沒(méi)有影響。

(a) h=0.0 mm

(b) h=0.5 mm

(c) h=1.0 mm

圖26為不同迎風(fēng)臺(tái)階高度對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道性能參數(shù)曲線(xiàn)，表4給出了不同迎風(fēng)臺(tái)階高度相對(duì)于無(wú)臺(tái)階狀態(tài)的氣動(dòng)參數(shù)增量。迎風(fēng)臺(tái)階對(duì)進(jìn)氣道流量系數(shù)基本無(wú)影響，但降低了進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)，且隨著臺(tái)階高度的增加而加強(qiáng)。在迎風(fēng)臺(tái)階高度h為0.5 mm時(shí)，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)增量為-0.44%；在迎風(fēng)臺(tái)階高度h達(dá)到1.0 mm時(shí)，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)增量為-1.28%。總體來(lái)看，為保證進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的評(píng)估精度，迎風(fēng)臺(tái)階高度保證在0.5 mm以?xún)?nèi)為妥，且一般工廠(chǎng)裝配精度也能滿(mǎn)足。

圖26 TBCC進(jìn)氣道高速通道氣動(dòng)參數(shù)

Fig.26Theaerodynamicsperformanceparametersofthehighspeedtunnel

表4 有臺(tái)階相對(duì)于無(wú)臺(tái)階狀態(tài)的進(jìn)氣道性能增量Table 4 Increment of aerodynamics performance parameters for the upwind step case versus basic case

4 結(jié) 論

通過(guò)某典型外并聯(lián)TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了該TBCC進(jìn)氣道的主要?dú)鈩?dòng)性能參數(shù)和流場(chǎng)紋影，并驗(yàn)證了所采用的CFD方法在TBCC進(jìn)氣道氣動(dòng)性能評(píng)估的可告性。借助CFD數(shù)值模擬手段，對(duì)該TBCC進(jìn)氣道模型開(kāi)展了側(cè)板縫隙、前緣鈍化以及內(nèi)型面迎風(fēng)臺(tái)階3個(gè)典型因素對(duì)氣動(dòng)性能影響的研究。通過(guò)對(duì)典型影響參數(shù)進(jìn)行探索分析，主要得到以下結(jié)論：

(1) 分流板與側(cè)板的縫隙可導(dǎo)致TBCC進(jìn)氣道高低速雙通道之間的竄流。對(duì)本文研究對(duì)象，在縫隙為0.5 mm時(shí)，高速通道總壓恢復(fù)系數(shù)增加量可達(dá)2.13%，同時(shí)流量系數(shù)增加2.27%。故模型設(shè)計(jì)中，在考慮機(jī)械限制的前提下，側(cè)板縫隙寬度應(yīng)盡可能小。

(2) 一般加工精度(0.3 mm)條件下，進(jìn)氣道第一級(jí)壓縮板前緣鈍化對(duì)進(jìn)氣道雙通道氣動(dòng)參數(shù)的影響均較小，影響量在1%以?xún)?nèi)。

(3) 一般裝配精度(0.5 mm)條件下，內(nèi)型面迎風(fēng)臺(tái)階對(duì)進(jìn)氣道流量系數(shù)基本無(wú)影響，對(duì)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)的減小量小于0.44%，能夠滿(mǎn)足進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的評(píng)估要求。