串聯式TBCC原理樣機沖壓進氣混合器方案研究

張彥軍 張超 王海龍

摘 要：模態轉換是串聯式渦輪沖壓發動機的關鍵技術之一，基于某小型渦輪發動機全新設計加力/沖壓燃燒室、沖壓進氣混合器，構建小型串聯式TBCC模態轉換技術驗證平臺，開展模態轉換原理驗證。文章重點介紹沖壓進氣混合器的結構方案研究、結構設計優化和試驗驗證情況，根據試驗結果提出了沖壓進氣混合器后續優化方向，對后續串聯式TBCC發動機的沖壓進氣混合器的工程研制具有一定借鑒價值。

關鍵詞：高超聲速；模態轉換；渦輪沖壓發動機；串聯式；沖壓進氣混合器

1 概述

渦輪/沖壓組合動力裝置串聯方案具有迎風面積小、推進系統結構緊湊、重量輕、耗油率低等優勢，是國內外發展的重點方向。

日本高超聲速運輸推進系統研究計劃[1]（HYPR計劃），研究人員進行了渦輪基組合循環發動機的結構研究，并最終在12種不同方案中選取了渦輪/沖壓組合動力裝置串聯方案，并制造了渦輪沖壓組合循環發動機的十分之一縮尺驗證機HYPR90-C，該發動機具有雙外涵，6處可變幾何結構，其主要任務是驗證發動機在馬赫數2.5-3.0時進行工作模態轉換的可行性。（圖1）

圖1 HYPR90-C結構示意圖

由于渦輪/沖壓組合動力裝置串聯方案采用加力/沖壓燃燒室共用模式，在模態轉換過程中，當馬赫數低于一定值時，渦輪出口的總、靜壓明顯高于壓氣機進口，可能出現氣流從沖壓管道回流現象，造成壓氣機工作不穩定和加力/沖壓燃燒室燃燒不穩定等諸多問題。因此，保證渦輪模態與沖壓模態轉換過程的燃燒穩定成為串聯式渦輪沖壓發動機加力/沖壓燃燒室設計的主要技術難點[2-5]。

為掌握模態轉換技術，基于某小型渦輪發動機，全新設計加力/沖壓燃燒室、沖壓進氣混合器，構建小型串聯式TBCC模態轉換技術驗證平臺，開展模態轉換的原理驗證試驗。其中沖壓進氣混合器是小型串聯式TBCC原理樣機的關鍵部件之一，文章根據原理驗證試驗要求重點開展沖壓進氣混合器的結構方案研究、數值計算分析、結構參數優化和試驗驗證。

2 混合器方案

2.1 設計要求

2.1.1 功能要求。HYPR90為典型的串聯式組合循環發動機方案，見圖2，圖中藍、紅線條分別代表外涵、內涵氣流，混合后進入沖壓燃燒室。為開展串聯式TBCC模態轉換技術研究，設計沖壓進氣混合器試驗件，重點模擬圖中圈出部分-沖壓進氣混合器功能，即實現氣體由外涵流入并與內涵氣流混合，以滿足沖壓燃燒室需求。

圖2 內外涵氣流摻混

沖壓進氣混合器需實現外涵氣單獨供氣給沖壓燃燒室，或將外涵氣與內涵燃氣摻混后供給沖壓燃燒室，見圖3。

2.1.2 性能要求。沖壓進氣混合器需要滿足在進氣加壓和進氣加溫加壓條件下沖壓燃燒室進口參數的要求，性能參數，見表1。通過串聯式TBCC原理樣機性能匹配計算程序得到了沖壓進氣混合器的流量需求為0～3kg/s；流過沖壓外涵的氣流最高溫度為488K；承受的最高壓力不小于200Kpa；出口速度系數0.15-0.24；出口的總壓恢復系數≮0.83；出口處總壓壓力不均勻度≯10%。

表1 性能參數要求

2.2 結構方案

沖壓進氣混合器用于連接臺架氣源、小型渦輪發動機和沖壓燃燒室，為沖壓燃燒室提供沖壓引氣。沖壓進氣混合器應包括進氣管路、集氣腔、分流腔道、混合段等部分。其中，進氣管路用于連接臺架氣源和沖壓進氣混合器；集氣腔用于對臺架氣源來流進行整流，減少臺架氣源對沖壓燃燒室進氣條件的影響；分流腔用于將整流后的氣流供給混合段與內涵氣流摻混，與內涵氣流混合后進入沖壓燃燒室。

2.2.1 基本結構參數確定。沖壓進氣混合器需滿足基本的功能要求，結構參數還需要滿足性能要求、外廓限制、臺架連接、主機連接、沖壓燃燒室連接等要求。由于本次試驗為原理驗證性試驗，因此沖壓進氣混合器的結構設計力求簡單，方便加工，滿足原理驗證基本要求即可。沖壓進氣混合器的最大外廓直徑由臺架安裝條件確定，最大直徑為400mm，見圖4。

圖4 沖壓進氣混合器外廓限制

與臺架連接的管路直徑由流量要求、臺架氣源條件和臺架改造難度確定：擬采用2根引氣管與臺架管路連接。根據流量連續的原則，確定了管路的內徑為Ф96mm，見圖5，根據材料庫選擇外徑Ф108mm的不銹鋼管。分流腔道的總面積根據流量流量連續原則確定，分流腔道的總面積不小于14469mm2，為保證所需流量全部流過去確定了分流腔道的總面積14778mm2。沖壓進氣混合器與主機接口參數由小型渦輪發動機出口尺寸確定，進口直徑170mm；沖壓進氣混合器與沖壓燃燒室接口參數由沖壓燃燒室進口尺寸確定，出口直徑200mm；沖壓進氣混合器的材料由溫度要求確定，同時考慮主機氣流和沖壓燃燒室氣流可能會發生倒流現象，沖壓進氣混合器采用高溫合金材料[6]。

2.2.2 結構分析。為保證沖壓進氣混合器出口速度系數、總壓恢復系數、出口總壓壓力滿足性能要求，進行了結構方案分析以確定基本方案。集氣腔進氣方式和分流腔道結構形式對流場的壓力分布影響較大，且集氣腔和分流腔道為關鍵結構件，因此對集氣腔和分流腔道的方案進行了對比分析。根據集氣腔進氣方式不同和分流腔道形式不同設計了不同的方案。集氣腔進氣方式分為切向進氣和撞擊環面進氣，見圖6。集氣腔采用切向進氣，空氣沿環面進入，壓力損失小，總壓恢復系數高；但軸向速度低，不易于流通。而采用撞擊環面進氣氣流降速明顯，流場均勻度好；但氣流壓力損失大，總壓恢復系數低，由于氣流壓力損失和總壓恢復系數是重點考慮參數，因此選擇切向進氣方案。

圖6 集氣腔進氣方案對比

分流腔道分為管路進氣和“門洞”進氣方案，見圖7、圖8。分流腔道采用分流管路的形式，重量輕，但需要采用焊接結構，熱變形大，不利于加工。采用“門洞”型分流腔道，可以單獨加工分流腔道后與集氣腔采用螺栓連接，利于加工，但是重量大，由于本次為小型原理驗證試驗，重量不做要求，因此選用“門洞”型分流腔道。

圖7 管路型分流腔道方案

圖8 門洞型分流腔道方案

2.2.3 強度分析。由于沖壓進氣混合器為壓力容器不僅要承受臺架高壓氣源的沖擊，且發動機主機高溫燃氣或沖壓燃燒室高溫燃氣會倒流混合器，因此在結構設計過程中要考慮結構件的強度。除與內涵連接部分采用焊接結構以外，集氣腔、分流腔道、混合段的連接均采用安裝邊連接方式，在圖紙的設計要求中增加了對焊縫質量控制的要求，同時對各零組件的壁厚進行了要求，均不小于3mm。

2.2.4 數值計算分析。通過結構和強度分析，基本確定了沖壓進氣混合器的結構方案，見圖9。

圖9 沖壓進氣混合器的結構方案

根據沖壓進氣混合器的結構方案，建立UG模型進行數值計算分析，數值計算過程考慮了分流腔面積、分流腔個數、混合段外壁角度、內涵的長度對出口界面的性能參數的影響，計算了多組模型，計算結果見圖10，同時確定了最佳的結構參數見表2。

圖10 沖壓進氣混合器的結構方案

表2 最優結構參數

通過數值計算得到了最優結構參數條件下混合器出口界面壓力分布圖，見圖11。

圖11 沖壓進氣混合器出口界面壓力分布圖

沖壓進氣混合器計算結果與設計要求的對比，見表3，計算結果滿足設計要求。

表3 計算結果與設計要求對比

3 試驗驗證

沖壓進氣混合器隨串聯式TBCC原理樣機完成了模態轉換原理驗證試驗。試驗過程對沖壓進氣混合器性能參數進行了測試，試驗結果與數值計算結果和設計要求對比見表4。從試驗結果來看，總壓恢復系數偏低，壓力不均勻度偏大，通過分析發現分流腔道的結構是導致總壓恢復系數偏低的主要因素，因此在后續改進過程中需要對分流腔道的結構進行優化，即增加分流腔道的數量或改為整流葉柵結構。

表4 試驗結果與計算結果對比

4 結束語

模態轉換是串聯TBCC發動機的一項關鍵技術，在分析沖壓進氣混合器功能、性能要求基礎上，完成了結構方案研究、數值計算優化和試驗驗證，滿足模態轉換原理驗證試驗要求。根據試驗結果提出了沖壓進氣混合器后續結構優化方向，對后續串聯式TBCC發動機的沖壓進氣混合器的工程研制具有一定借鑒價值。

參考文獻

[1]朱大明，等.日本HYPR計劃中組合循環發動機研究[A].高超聲速組合循環動力文集[C].

[2]李鋒，等.串聯式渦輪沖壓發動機加力/沖壓燃燒室設計及流場計算[J].航空發動機.

[3]劉增文，等.高馬赫數渦輪發動機性能模擬[A].第二屆組合動力學術交流會[C].

[4]張津，洪杰，陳光.現代航空發動機技術與發展[M].北京：北京航空航天大學出版社，2006：117-118.

[5]High Mach Turbine Engines for Access to Space Launch Systems[Z].AIAA 2003-5036.

[6]劉長福，鄧明.航空發動機結構分析[M].西北工業大學出版社.

作者簡介：張彥軍（1983-），男，碩士，工程師，研究方向：空天動力總體設計。