串聯式TBCC進氣道模態轉換模擬器設計及其特性分析

劉君， 袁化成， 葛寧

南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統重點實驗室， 南京 210016

串聯式TBCC進氣道模態轉換模擬器設計及其特性分析

劉君， 袁化成*， 葛寧

南京航空航天大學 能源與動力學院 江蘇省航空動力系統重點實驗室， 南京 210016

為了實現渦輪基組合循環(TBCC)推進系統平穩模態轉換過程的模擬，在前期風洞試驗研究的基礎上對串聯式TBCC進氣道模態轉換模擬器進行重新設計。采用線性化及非對稱的思路對該模擬器進行設計并對其特性展開數值仿真研究。結果表明：該模擬器不僅需要模擬發動機工況改變引起的背壓變化，而且能通過流通截面面積線性變化，實現兩個通道的流量分配。該裝置的特點是能保證模態轉換過程中每一點的渦輪/沖壓通道的總堵塞比不變，使本文所研究的進氣道在總堵塞比保持為65%時進行模態轉換，結尾激波基本維持在喉道等直段內且進氣道出口馬赫數基本維持在0.30，流量系數基本為0.45，渦輪/沖壓通道流量呈線性變化，與預期目標一致。

吸氣式高超聲速推進系統； 渦輪基組合循環(TBCC)； 串聯式TBCC進氣道； 模態轉換模擬器； 風洞試驗

隨著空天一體化戰略的提出，未來空中優勢的爭奪將逐漸轉變成空天優勢的爭奪?？仗祜w行器以其獨有的作戰優勢，受到世界各強國的廣泛關注[1-3]。由于空天飛行器的飛行包線較寬，飛行馬赫數從亞聲速一直延伸至高超聲速，因此單一的吸氣式推進系統無法滿足其飛行任務需求。渦輪基組合循環(TBCC)推進系統綜合了渦輪發動機在低速的優勢和沖壓/超燃沖壓發動機在高速的優勢，因此可滿足該飛行器寬飛行包線的需求。

按照布局方式的不同可將渦輪基組合循環推進系統分為串聯式和并聯式。本文研究的TBCC進氣道是為串聯形式組合循環發動機而設計，該形式采用渦輪發動機在前，沖壓發動機在后的布局，具有發動機基線小、重量輕等優點。TBCC發動機在工作過程中必然要經歷一個工作模態的轉換，即由渦輪發動機模態轉向沖壓發動機模態或者沖壓發動機模態轉向渦輪發動機模態。在模態轉換過程中，進氣道需要同時向渦輪發動機和沖壓發動機提供所需氣流，配合發動機完成動力模態的轉換，且在此轉換過程中組合發動機的流量和推力保持平穩過渡等都將成為 TBCC 發動機研制成敗的關鍵[4]。因此世界各國的對TBCC發動機模態轉換過程展開深入研究。德國的S?nger計劃提出了一種串聯式組合循環發動機用于兩級入軌飛行器的推進系統。為了滿足組合循環發動機在不同來流條件下對流量的需求，在低速時通過調節壓縮面將進氣道捕獲的多余的流量通過旁路流入噴管，在高速時旁路關閉。同時還設計了模態轉換時，渦輪通道關閉及沖壓通道開啟的方案[5-6]。日本的HYPR計劃設計了一種變循環渦扇和沖壓發動機的共軸串聯式 TBCC 發動機，即HYPR-90C驗證機，并對其進行了地面模態轉換試驗，驗證了模態轉換過程通過調節變循環渦扇發動機的幾何機構能夠實現總流量和總推力基本保持恒定的目標[7-8]。此外還進行了自由來流馬赫數為5.0條件下，進氣道與沖壓發動機的整機試驗，試驗結果表明當進氣道內結尾激波振蕩現象增強，進氣道的喘振裕度將下降，并且結尾激波位置的變化對發動機推力的影響卻很明顯[9]。美國的NASA研究中心對外并聯式TBCC進氣道進行了小尺度和大尺度的模態轉換風洞試驗研究，結果表明平穩的TBCC進氣道模態轉換過程是能夠實現的[10-12]。陳敏等[13-15]對高超聲速串聯式TBCC方案進行了整體性能的分析，包括穩態性能和過渡態性能。通過渦輪/沖壓模態轉換過程的分析驗證了模態轉換過程總空氣流量和發動機推力在整個轉換過程中基本保證不變。劉增文[16]和黃紅超[17]等闡述了串聯式渦輪/沖壓組合發動機模態轉換點的選擇原則,并選擇馬赫數3.0作為工作模態轉換點，在此基礎上進行TBCC發動機性能分析，結果表明模態轉換過程中推力略有波動，但波幅不大于10%。上述針對串聯式組合動力模態轉換的研究側重點各有不同，主要進行了概念設計、總體性能分析及發動機試驗，并未對模態轉換過程進氣道的特性進行相關試驗研究。

本文在前人研究的基礎上，通過風洞試驗的方法對串聯式TBCC進氣道模態轉換規律進行探索，在此基礎上采用線性化及非對稱的思路對模態轉換模擬器進行設計，并對其特性展開數值仿真研究，使其能模擬出平穩的模態轉換過程。

1 串聯式TBCC進氣道試驗模型及數據處理

本文所研究的串聯TBCC進氣道(如圖1(a)所示)由超聲速外壓段、方轉圓擴壓段和渦輪/沖壓發動機通道分流段3部分組成。外壓段由3級壓縮面組成，其中第2、3級壓縮面角度可根據不同來流馬赫數進行調整。模態轉換點馬赫數為2.0，此時外壓縮角度分別為6°、2°和4°。通過壓縮面角度的調整主要實現2個功能：一是保證擴壓器入口的馬赫數保持在1.3～1.5之間[18]，二是實現流量匹配。由于該進氣道工作馬赫數范圍為0～3，進氣道捕獲面積由設計點馬赫數(Ma=3.0)決定，在飛行馬赫數小于設計馬赫數時，進氣道捕獲流量大于發動機所需流量。根據文獻[19]所述，當進氣道捕獲流量大于發動機所需流量時，可通過溢流的方式實現流量的匹配。溢流窗不僅實現了流量匹配，而且將上游壓縮面的附面層排出進氣道，從而提高進氣道穩定工作的范圍，防止模態轉換過程進氣道進入不起動狀態。擴壓段入口為矩形截面，出口為圓形截面，進出口面積擴張比為3.7，中間過渡截面由方轉圓程序設計而成[20]。氣流在擴壓段內減速擴壓至進氣道出口，在進氣道出口截面后氣流被分流環分成2股，一股進入內部圓形截面的渦輪發動機通道，另一股進入外部環形截面的沖壓發動機通道，渦輪發動機通道和沖壓發動機通道的面積比為0.77。

在渦輪/沖壓發動機通道出口串聯布置了渦輪/沖壓發動機通道節流裝置(如圖1(b)所示)，用于模擬渦輪/沖壓發動機工作狀態。渦輪沖壓發動機通道節流裝置由2個獨立的電機控制，可單獨控制任一節流裝置的運動，因此可模擬模態轉換過程渦輪/沖壓發動機工作狀態的切換。

圖1 串聯式TBCC進氣道試驗模型Fig.1 Test model of tandem type TBCC inlet

圖2 進氣道模型在NH-1風洞中Fig.2 Inlet model installed in NH-1 wind tunnel

試驗在南京航空航天大學NH-1風洞(見圖2)中進行。該風洞為直流暫沖式亞、跨、超聲速風洞，馬赫數范圍為0.5～2.0。當來流馬赫數為2.0時，來流總壓為208 kPa，總溫為300 K，風洞有效運行時間在40 s左右。試驗段長為1 580 mm，試驗段截面積尺寸為600 mm×600 mm，試驗段兩側裝有?235 mm的觀察窗，可以進行激波流態的觀察。針對可調進氣道模態轉換的試驗，進氣道的迎角和側滑角均為0° 且不進行模型姿態的改變。進氣道出口截面沿周向等間隔分布6個靜壓測點以及6列總壓測點，每列分布5個測點，各測點分布規律根據等環面積法原理求得。上述壓力數據采用PSI9001系列壓力掃描閥對進氣道出口總靜壓進行采集。最后根據測得的總靜壓采用質量平均的方法計算該截面的馬赫數、總壓恢復系數等性能參數。

2 模態轉換試驗結果分析

串聯TBCC進氣道工作狀態從渦輪模態向沖壓模態轉換過程，渦輪發動機逐漸從最大狀態進入慢車狀態，沖壓燃燒室從未點火進入點火狀態。當發動機工作狀態改變時，進氣道內渦輪/沖壓發動機通道反壓發生變化。因此要得到模態轉換過程進氣道性能的變化規律，首先需要獲得渦輪/沖壓發動機的工作狀態的變化規律。本文通過渦輪/沖壓發動機通道節流裝置堵塞度的改變實現渦輪/沖壓發動機通道反壓的改變，可用于模擬發動機工作狀態的改變。

為了降低模態轉換過程中進氣道內的流動對渦輪/沖壓發動機工作特性的影響，設計了模態轉換過程中進氣道出口馬赫數基本保持常數的轉換規律。圖3給出了模態轉換過程進氣道出口匹配馬赫數為0.22時，兩通道堵塞比的變化規律，其中橫坐標TRturbojet為渦輪通道堵塞比，縱坐標TRramjet為沖壓通道堵塞比，圖中三角點為試驗點，直線為試驗結果的擬合，R2表示吻合程度。從圖可知模態轉換過程兩通道堵塞比呈線性關系，沖壓發動機通道堵塞比從100%降低至60%，渦輪發動機通道堵塞比從7%增大到46%。

圖4給出了模態轉換過程5個錐位進氣道出口流量系數φ及馬赫數隨渦輪發動機通道堵塞比變化曲線，從圖可知模態轉換過程進氣道的流量系數基本保持在0.48附近，出口馬赫數基本維持在0.22附近，達到了預先期望的目標。

本節采用風洞試驗的方法，證明了可采用渦輪/沖壓通道的節流裝置模擬模態轉換過程發動機狀態的改變，并且當進氣道出口馬赫數保持為一常數時，渦輪/沖壓發動機通道的堵塞比呈線性變化。

圖3 模態轉換過程堵塞比變化規律Fig.3 Law of turbojet/ramjet flowpaths throttle ratios during mode transition

圖4 模態轉換過程流量系數及馬赫數變化規律Fig.4 Law of mass flow ratio and Mach number at inlet out section during mode transition

3 模態轉換模擬器設計

為了實現組合動力發動機狀態的模擬，需要為該進氣道設計一套合理節流裝置，該節流裝置不僅能實現單一節流裝置提供背壓的功能，而且能通過流通截面面積均勻變化，實現2個通道的流量分配的功能。

本試驗所采用的渦輪/沖壓發動機通道節流裝置，如圖5(a)所示。其中渦輪發動機通道的節流裝置為圓錐形，其半錐角為20°，前緣鈍化半徑為5 mm，在移動過程中渦輪通道堵塞比與其移動距離呈二次曲線關系，如圖5(b)中實線所示，圖中L為節流裝置長度。沖壓通道的節流裝置為環形，該裝置的橫截面為頂角24° 的等腰三角形，前緣鈍化半徑為1 mm，在移動過程中沖壓通道堵塞比與其移動距離呈線性關系，如圖5(b)中點劃線所示。本試驗所采用的節流裝置仍采用單通道節流裝置的設計思路，因此在渦輪通道節流裝置移動過程中流通截面積的變化規律呈非線性，從而無法模擬出渦輪發動機狀態平穩的轉換過程。

圖5 渦輪/沖壓發動機通道節流裝置及其堵塞比隨無量綱位移變化曲線Fig.5 Curves of turbojet/ramjet flowpaths plugs and their throttle ratios vs non-dimensional displacement

針對上述問題，采用2種思路對串聯TBCC進氣道模態轉換模擬器進行重新設計。首先是采用線性節流裝置的設計思路，即堵塞面積與節流裝置移動距離呈線性關系設計渦輪通道節流裝置的型面，從而滿足流通截面面積均勻變化的要求。圖6(a)給出了改進后渦輪通道節流裝置的型面(實線)與初始節流裝置的型面(虛線)。改進后型面當地的錐角是不斷變化的，而初始型面的錐角為一固定值。其次，采用非對稱的設計思路，對沖壓發動機通道節流裝置進行設計。沖壓發動機節流裝置的型面如圖6(b)所示對稱面采用近似直角三角形，氣流通過該裝置后向外排出試驗模型。

圖6 渦輪/沖壓發動機通道改進后節流裝置型面Fig.6 Geometry of new turbojet/ramjet flowpaths plugs

4 模態轉換模擬器數值仿真分析

4.1 數值模擬方法

為了驗證模態轉換模擬器的設計思路，采用穩態數值仿真方法對模態轉換過程中5個點的流動特性及進氣道出口截面、渦輪/沖壓通道的性能參數進行分析。

采用FLUENT商業軟件對重新設計的TBCC 進氣道模態轉換模擬器進行三維流場計算，其中湍流模型為Jones和Launder提出的標準k-ε模型，近壁區采用標準壁面函數法[21]。方程的離散均選擇二階迎風格式。流體假設為理想氣體，分子黏性系數采用Sutherland公式計算，采用絕熱無滑移壁面邊界條件。

為了校驗本文采用的穩態數值方法的可信度，采用本試驗測得的數據進行計算方法校核，來流條件與前文試驗條件一致。圖7給出了數值模擬得到的進氣道上下壁面沿程靜壓分布曲線與試驗結果對比，圖中π為靜壓比。從圖可以看出，數值仿真得到的沿程壓力曲線與試驗測量值變化規律基本一致，表明本文所采用的數值仿真方法可以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通道結尾激波位置，數值仿真結果可信。

圖7 進氣道上下壁面沿程靜壓分布對比 Fig.7 Comparison of static pressure distribution on inlet upper and lower wall

4.2 模態轉換模擬器特性分析

選取模態轉換過程渦輪/沖壓通道總堵塞比保持為65%，起始位置渦輪發動機通道堵塞比為22%，沖壓發動機通道堵塞比為100%，終止位置渦輪發動機通道堵塞比為80%，沖壓發動機堵塞比為52%。根據起始及終止位置即可確定出模態轉換過程渦輪/沖壓發動機節流裝置堵塞比的變化規律，由于采用新方法設計的節流裝置堵塞比與移動距離呈線性關系，因此其運動規律也呈線性變化(如圖8(a))。圖中：Xt為渦輪通道堵錐無量綱移動距離；Xr為沖壓通道堵錐無量綱移動距離。在運動規律線上任一點的渦輪/沖壓發動機通道堵塞比之和都保持為65%。圖8(b)給出了5個點的渦輪/沖壓通道節流裝置的位置，其中實心箭頭方向為節流裝置移動方向。

圖8 模態轉換過程節流裝置位移規律及其位置圖Fig.8 Displacement law and positions of turbojet/ramjet flowpaths during mode transition

圖9給出了模態轉換過程5個狀態點的上下壁面沿程壓力變化規律，從圖可知結尾激波基本維持在喉道等直段附近。以渦輪發動機通道節流裝置堵塞比為22%，沖壓發動機通道節流裝置堵塞比為100%時，為第1個錐位，隨著渦輪發動機通道堵塞比增大分別為第2至第5錐位。從不同錐位壓縮面上壓力完全重合，并且內通道上下壁面壓力發生突躍的位置均在喉道等直段附近，可知模態轉換過程中結尾激波始終在喉道等直段內。其中第1和5錐位時，下游壓力相比于其他3個錐位的壓力較大，結尾激波更靠近喉道等直段上游；第2至4錐位時上下壁面壓力完全重合，說明結尾激波位置完全一致。

根據上述5個錐位沿程靜壓的分析結果，現對模態轉換過程第1、3錐位流動特征展開分析。圖10(a)、圖10(b)給出了第1錐位對稱面的馬赫數云圖、進氣道出口、渦輪/沖壓發動機通道截面總壓恢復系數σ云圖及通道內流線圖。由圖可知，第1錐位時，結尾激波位于喉道等直段上游，由于沖壓發動機通道完全關閉氣流進入沖壓發動機通道后形成大的回流，上壁面氣流動能較大，而下壁面的氣流動能較小因此回流呈現出從上壁面流入沖壓發動機通道下壁面流出沖壓發動機通道的狀態，從下壁面向上游回流的氣體影響了進氣道出口的總壓分布，因此進氣道出口下壁面靠近對稱面位置出現了相對較高的總壓區。圖中渦輪發動機通道內的截面的總壓分布明顯比進氣道出口的總壓分布更加均勻，這對壓氣機的穩定性工作是有利的。圖10(c)、圖10(d)給出了第3錐位流場細節圖。從圖可知第3錐位時，結尾激波位于喉道等直段下游，沖壓發動機流道內大的回流現象消失，進氣道出口總壓分布呈現上方高總壓下方低總壓區的規律，其中下方低總壓是擴壓段下壁面產生分離引起。

圖9 模態轉換過程上下壁面沿程靜壓分布Fig.9 Distribution of static pressure on upper and lower wall during mode transition

圖10 模態轉換過程進氣道馬赫數云圖及流線圖Fig.10 Mach number contour and streamline of inlet during mode transition

根據上述分析的模態轉換過程進氣道內沿程壓力分布規律及不同錐位的流動細節，可知模態轉換過程結尾激波的運動幅度較小，且都保持在喉道等直段內。說明采用該方法設計的節流裝置以及其運動規律對模態轉換過程中結尾激波位置控制較好。現通過對模態轉換過程中進氣道出口、渦輪/沖壓發動機通道3個截面參數變化規律的分析，進一步揭示采用新方法設計的節流裝置在模態轉換過程中功能。圖11 給出了模態轉換過程3個截面的流量系數、馬赫數、總壓恢復系數和周向畸變指數|DC60|的變化規律。渦輪發動機通道流量系數從0.44線性降低至0.12，沖壓發動機通道流量系數從0線性增大至0.32；從圖11(b)可知模態轉換過程中進氣道出口馬赫數保持在0.3～0.32之間，滿足了模態轉換過程中進氣道出口馬赫數基本保持恒定的要求。渦輪發動機通道的馬赫數從0.5線性降低至0.14，沖壓發動機通道的馬赫數都小于0.3；圖11(c)為模態轉換過程總壓恢復系數及|DC60|的變化規律，其中實線為進氣道出口和渦輪發動機通道截面總壓恢復系數曲線，虛線為進氣道出口和渦輪發動機通道截面|DC60|值。從圖可知渦輪發動機通道總壓恢復系數都比進氣道出口截面小，但進氣道出口截面|DC60|值都比渦輪發動機通道大；進氣道出口截面的|DC60|值在1.3～1.9之間，而渦輪發動機通道截面的|DC60|值在0.3～1.3之間。因此渦輪通道截面總壓的周向分布更加均勻，這有利于渦輪發動機的穩定工作。

圖11 模態轉換過程流量系數、馬赫數、總壓恢復系數和周向畸變指數變化規律Fig.11 Flow ratio, Mach number, total pressure recovery and distortion index of inlet during mode transition

5 結 論

本文在對一種串聯式TBCC進氣道模態轉換試驗結果分析的基礎上，總結了TBCC進氣道模態轉換過程模擬器的氣動設計要求，提出了新的設計思路，據此，設計了進氣道模態轉換模擬器并對其氣動特性開展了三維數值仿真分析,本文研究可得如下啟示：

1) TBCC進氣道模態轉換模擬器不僅要模擬單個發動機工況變化對應的進氣道節流特性，而且要模擬渦輪/沖壓發動機工況同時變化，即模態轉換流路切換過程中的渦輪/沖壓發動機工況耦合變化過程。

2) 與傳統的進氣道直錐節流裝置不同，采用曲面錐的節流裝置可實現節流錐移動距離與節流面積呈線性關系變化。

3) 渦輪/沖壓流道節流裝置分別采用曲錐及非對稱曲錐設計，實現了模態轉換過程中總節流堵塞比保持不變，且節流錐移動距離與節流面積呈線性關系變化。三維數值模擬結果表明：當節流裝置按總堵塞比為65%設計時，結尾激波基本穩定在喉道等直段內，進氣道出口馬赫數基本為0.3，流量系數基本為0.45，渦輪/沖壓通道流量呈線性變化，與預期設計目標一致。

4) 本文給出的設計思路可拓展應用于不同類型串聯TBCC進氣道模態轉換過程模擬裝置設計，也可應用于常規進氣道節流裝置設計，以提高發動機狀態的模擬精度，降低試驗控制難度。

致 謝

感謝郭榮偉教授的關心與支持。感謝李光勝技師以及課題組的華正旭和陳文芳同學在試驗模型準備過程中的幫助與支持。感謝評審專家提出的寶貴意見。

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劉君男， 博士研究生。主要研究方向： 組合動力進氣道設計及仿真。Tel.： 025-84892200-2415E-mail： liujunnever@163.com

袁化成男， 博士， 副教授。主要研究方向： 高超聲速進氣道設計、 仿真及試驗技術。Tel.： 025-84892200-2415E-mail： yuanhuacheng@nuaa.edu.cn

葛寧男， 博士， 教授。主要研究方向： 氣輪機動力學及設計。Tel.： 025-84892200-2613E-mail： gening@nuaa.edu.cn

NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

DesignandflowcharacteristicsanalysisofmodetransitionsimulatorfortandemtypeTBCCinlet

LIUJun,YUANHuacheng*,GENing

JiangsuProvinceKeyLaboratoryofAerospacePowerSystems,CollegeofEnergyandPowerEngineering,

Inordertosimulatethesmoothmodetransitionofturbinebasedcombinedcycle(TBCC)propulsionsystem,themodetransitionsimulatorfortandemtypeTBCCinletisredesignedbasedontheexperienceslearnedfromthehighspeedwindtunneltest.Thelinearandasymmetricmethodsarethenusedtodesignthissimulator,anditsflowcharacteristicsisanalyzedthroughnumericalsimulation.Theresultsindicatethatthesimulatorisusednotonlytosimulatethechangeofback-pressurecausedbythechangeofengineoperationcondition,butalsotodistributethemassflowintothetwoflowpathslinearlyduringthemodetransition.Thenewsimulatorcankeepthesumofthethrottleratiosofturbojet/ramjetflowpathsasaconstantineverymomentduringtheprocess.Fortheinletdiscussedinthispaper,whenthetotalthrottleratioisequalto65%duringthemodetransition,theterminalshocklocatesinthethroatoftheTBCCinlet,theMachnumberattheaerodynamicinterfaceplaneofthisinletisbasicallyequalto0.30,theflowratioofthissectionisbasicallyequalto0.45,andtheflowratiointotwoflowpathsisdistributedlinearly.Thissimulatorthuscanmeettheneedsofexpectedgoal.

airbreathinghypersonicpropulsionsystem;turbinebasedcombinedcycle(TBCC);tandemtypeTBCCinlet;modetransitionsimulator;windtunneltest

2016-01-18；Revised2016-03-15；Accepted2016-03-28；Publishedonline2016-03-301143

s：AeronauticalScienceFoundationofChina(2015ZB52016);theFundamentalResearchFundsfortheCentralUniversities(NS2015025)

2016-01-18；退修日期2016-03-15；錄用日期2016-03-28； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-03-301143

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160330.1143.002.html

航空科學基金 (2015ZB52016)； 中央高校基本科研業務費 (NS2015025)

*

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劉君， 袁化成， 葛寧. 串聯式TBCC進氣道模態轉換模擬器設計及其特性分析J． 航空學報,2016,37(12):3675-3684.LIUJ,YUANHC,GEN.DesignandflowcharacteristicsanalysisofmodetransitionsimulatorfortandemtypeTBCCinletJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3675-3684.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0103

V236

A

1000-6893(2016)12-3675-10

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*Correspondingauthor.Tel.：025-84892200-2415E-mailyuanhuacheng@nuaa.edu.cn