基于乘波前體的2元TBCC變幾何進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)

俞宗漢，謝業(yè)平，黃國平，蒲永彬，李 乾，王瑞琳

（1.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京210016；2.中國航發(fā)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽110015）

0 引言

隨著世界航天領(lǐng)域的軍事競爭日益激烈，對飛行器裝備的要求也不斷提高。結(jié)合各類發(fā)動(dòng)機(jī)在不同飛行條件下具有的優(yōu)勢，組合式動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)（如TBCC、RBCC）的概念被提出，該動(dòng)力系統(tǒng)能夠使飛行器實(shí)現(xiàn)從地面起飛到高速巡航的動(dòng)力銜接[1]。其中，基于TBCC組合動(dòng)力系統(tǒng)具有單位比沖大、經(jīng)濟(jì)性好、可循環(huán)使用等特點(diǎn)，成為航空領(lǐng)域重點(diǎn)發(fā)展方向[2-6]。

變幾何進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法是實(shí)現(xiàn)TBCC寬馬赫數(shù)飛行的關(guān)鍵技術(shù)之一[7]。通過對進(jìn)氣道前體的波系和通道內(nèi)分流板角度的調(diào)整，實(shí)現(xiàn)飛行包線內(nèi)各狀態(tài)下的最優(yōu)氣動(dòng)性能。與3維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道相比，2元進(jìn)氣道的內(nèi)部構(gòu)型和調(diào)節(jié)機(jī)理簡單，其通道密封性更易保證，是實(shí)現(xiàn)變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的可靠途徑，受到國內(nèi)外學(xué)者的重視。文獻(xiàn)[8-11]針對ATREX 2元進(jìn)氣道，通過調(diào)節(jié)壓縮楔板來實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣流量和波系的調(diào)整，具有流動(dòng)特征簡單、變幾何調(diào)節(jié)難度低的特點(diǎn)，但該進(jìn)氣道第2級斜板的調(diào)節(jié)會對喉道面積產(chǎn)生明顯影響，從而限制了變幾何調(diào)節(jié)裕度；文獻(xiàn)[12-13]針對X-43B進(jìn)氣道，通過增加調(diào)節(jié)自由度來提升其內(nèi)流性能，使飛行器在馬赫數(shù)為4.0~7.0下具有較好的性能；文獻(xiàn)[14-15]針對內(nèi)并聯(lián)式TBCC動(dòng)力方案，通過調(diào)節(jié)TBCC內(nèi)部的分流板改變在不同工作狀態(tài)下各通道的流量，完成在2.0~5.0倍聲速飛行條件下的模態(tài)轉(zhuǎn)換；文獻(xiàn)[16]提出1種2元內(nèi)并聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)，在大部分工況下總體性能較好，并且流場質(zhì)量和出口參數(shù)也表現(xiàn)良好；文獻(xiàn)[17]提出1種內(nèi)并聯(lián)式TBCC方案，分析了變幾何泄流腔及其設(shè)計(jì)參數(shù)對進(jìn)氣道內(nèi)部流場特性的影響。綜合以上2元TBCC變幾何進(jìn)氣道的研究可知，其內(nèi)外流場以及內(nèi)并聯(lián)TBCC的2個(gè)流道的流場具有高度耦合的特性，是TBCC飛發(fā)一體化設(shè)計(jì)需解決的主要問題之一。總偏轉(zhuǎn)角和進(jìn)氣道外唇口角度是2元混壓式進(jìn)氣道的2個(gè)關(guān)鍵參數(shù)。總偏轉(zhuǎn)角影響進(jìn)氣道內(nèi)外壓縮段的壓縮效率，從而影響進(jìn)氣道的低馬赫數(shù)起動(dòng)性能；而唇口角影響飛行器的整體力矩平衡和所受外部阻力。

本文基于1種推進(jìn)系統(tǒng)綜合推阻性能分析方法，設(shè)計(jì)了1種2元混壓式TBCC進(jìn)氣道，并對馬赫數(shù)為2.0~4.0的單通道性能進(jìn)行計(jì)算分析；并對過渡模態(tài)下的雙通道模型進(jìn)行氣動(dòng)計(jì)算，分析了不同開度下的進(jìn)氣道性能變化。

1 2元進(jìn)氣道及其變幾何方案設(shè)計(jì)

1.1 進(jìn)氣道氣動(dòng)構(gòu)型

2元混壓式TBCC進(jìn)氣道外壓縮段由按等波強(qiáng)原理配置的3級斜激波組成。設(shè)計(jì)飛行高度為24 km，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為 4，其他馬赫數(shù)（Ma=3.5、3.0、2.5、2.0）的飛行條件根據(jù)等動(dòng)載原則得到。結(jié)合基于多級錐導(dǎo)乘波體設(shè)計(jì)的前體型面，利用高速巡航飛行器綜合推阻分析方法（如圖1所示）[18]，得到最佳的2元進(jìn)氣道幾何參數(shù)（總偏轉(zhuǎn)角為23°，唇口角度為10°），設(shè)計(jì)了2元混壓式進(jìn)氣道的氣動(dòng)構(gòu)型，如圖2所示。

1.2 進(jìn)氣道數(shù)值模擬

本文對設(shè)計(jì)的前體/進(jìn)氣道氣動(dòng)造型進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分與邊界條件設(shè)置，如圖3所示。近壁面的y+=30，第1層網(wǎng)格約為0.1 mm，網(wǎng)格總數(shù)約為300萬。

圖1 推進(jìn)系統(tǒng)綜合推阻分析方法

圖2 一體化2元TBCC變幾何進(jìn)氣道完整造型

圖3 帶前體的2元TBCC進(jìn)氣道網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)

采用商業(yè)軟件CFX進(jìn)行數(shù)值模擬。采用標(biāo)準(zhǔn)ke湍流模型、標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，其校驗(yàn)應(yīng)用與文獻(xiàn)[19]中相同的造型。沿程壓力結(jié)果分析如圖4所示。從圖中可見，數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合度較高，所以標(biāo)準(zhǔn)k-e湍流模型可以用于本文2元TBCC進(jìn)氣道的模擬驗(yàn)證。

圖4 沿程壓力分布CFD結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對比

2 進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換變幾何調(diào)節(jié)規(guī)律

圖5 基于進(jìn)氣道喉道高度h與馬赫數(shù)Ma的變幾何結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)規(guī)律

進(jìn)氣道喉道高度h隨飛行速度變化的調(diào)節(jié)規(guī)律如圖5所示。當(dāng)飛行馬赫數(shù)低于轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)時(shí)，TBCC處于渦噴工作模態(tài)，所有流量都流入渦輪通道；當(dāng)飛行馬赫數(shù)高于轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)時(shí)，TBCC處于過渡態(tài)模態(tài)，氣流分別流向渦輪流路和沖壓流路，通過調(diào)節(jié)分流板來改變2路的流量比，從而實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換。本文選擇的轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)為2.5，即在馬赫數(shù)為0~2.5時(shí)，進(jìn)氣道為渦輪工作模態(tài)；在馬赫數(shù)為2.5~4.0時(shí)，進(jìn)氣道為沖壓工作模態(tài)；在馬赫數(shù)為2.5時(shí)，完成模態(tài)轉(zhuǎn)換。對應(yīng)的變幾何機(jī)構(gòu)包括轉(zhuǎn)動(dòng)壓縮板、轉(zhuǎn)動(dòng)伸縮板、弧形轉(zhuǎn)動(dòng)板、圓弧滑動(dòng)板和喉道水平板。當(dāng)飛行狀態(tài)變化時(shí)，通過調(diào)節(jié)可調(diào)機(jī)構(gòu)改變喉道面積，從而滿足飛行狀態(tài)的改變，確保進(jìn)氣道具有最好的性能。

3 單通道性能分析

馬赫數(shù)為2.0~4.0時(shí)進(jìn)氣道典型飛行狀態(tài)數(shù)值仿真結(jié)果如圖6所示。從圖中可見，在設(shè)計(jì)狀態(tài)馬赫數(shù)為4.0時(shí)，3道入射激波與設(shè)計(jì)相符，貼口狀態(tài)均較好，僅有少量溢流，流量捕獲性能較高。馬赫數(shù)為3.5、3.0時(shí)，來流速度減小，激波脫離唇口向外側(cè)移動(dòng)，可見唇口的溢流隨馬赫數(shù)的降低而逐漸增加。當(dāng)來流速度處于轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)2.5時(shí)，2個(gè)通道同時(shí)工作，雖然溢流量比馬赫數(shù)為3.0時(shí)的增大，但是由于雙通道以及喉道的放大保證了進(jìn)氣道的通流能力，所以溢流的增加比例小于沖壓工作模態(tài)時(shí)馬赫數(shù)減小的溢流變化比例。當(dāng)馬赫數(shù)為2.0左右時(shí)，TBCC進(jìn)入渦輪工作模態(tài)，流量捕獲能力相對降低，由于進(jìn)氣道激波強(qiáng)度的減小，進(jìn)氣道的總壓損失也相應(yīng)減小。

圖6 各來流馬赫數(shù)下對稱面的速度及總壓恢復(fù)系數(shù)

進(jìn)氣道的各項(xiàng)氣動(dòng)性能隨馬赫數(shù)的分布如圖7所示。從圖中可見，在沖壓工作模態(tài)下，隨著飛行馬赫數(shù)的提高，進(jìn)氣道入射激波的強(qiáng)度增加，進(jìn)氣道唇口溢流量減小，所以流量系數(shù)增大，壓比增大，出口馬赫數(shù)降低，總壓損失增大。當(dāng)進(jìn)氣道來流馬赫數(shù)達(dá)到4.0時(shí)，其對應(yīng)流量系數(shù)為0.92，此時(shí)沖壓通道出口馬赫數(shù)達(dá)到0.27時(shí)，可以滿足該通路的來流氣體進(jìn)口速度要求，且在進(jìn)氣道出口的平均總壓恢復(fù)系數(shù)為0.47。當(dāng)馬赫數(shù)高于2.5時(shí)，進(jìn)氣道為渦輪工作模態(tài)，最大流量系數(shù)可達(dá)0.65；由于進(jìn)氣道入射激波的強(qiáng)度降低，所以相對于沖壓工作模態(tài)，渦輪通道出口截面的平均總壓恢復(fù)系數(shù)大于0.75。總之，數(shù)值模擬結(jié)果表明：在工作馬赫數(shù)為2.0～4.0時(shí)，變幾何進(jìn)氣道均能成功起動(dòng)，流量系數(shù)在0.60以上，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)為0.47～0.85，氣動(dòng)性能良好。

圖7 進(jìn)氣道各性能隨馬赫數(shù)的分布

4 雙通道性能分析

對于過渡模態(tài)下的氣動(dòng)分析，選擇3個(gè)不同的分流板位置，形成3個(gè)定幾何構(gòu)型，并對雙通道模型進(jìn)行結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格劃分（如圖8所示），對壁面網(wǎng)格加密，邊界層高度為0.1 mm，以保證y+≈30，網(wǎng)格總量為350萬。選用標(biāo)準(zhǔn)k-e湍流模型和標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)進(jìn)行計(jì)算。

3個(gè)不同開度下通流狀態(tài)的流場結(jié)構(gòu)如圖9所示。在開度為1時(shí)，渦輪通道流量約為沖壓通道流量的30%，分流段前氣流的最大速度為馬赫數(shù)1.6，經(jīng)過分流段后，沖壓通道內(nèi)氣流最大速度為馬赫數(shù)2.6，渦輪通道內(nèi)氣流最大速度為馬赫數(shù)3.4；由于分流板的開度不會影響到分流段前的氣流流場分布，因此在開度2和開度3下，分流段前的氣流最大馬赫數(shù)約為1.6。此外，在開度2下，沖壓通道與渦輪通道的流量相當(dāng)，2個(gè)通道擴(kuò)張程度基本一致，因此2個(gè)通道內(nèi)最高馬赫數(shù)約為2.7；在開度3下，沖壓通道流量僅為渦輪通道的35%，經(jīng)過分流段加速后，沖壓通道內(nèi)最大速度為馬赫數(shù)3.3，渦輪通道內(nèi)最大速度為馬赫數(shù)2.3。

若分別在沖壓通道與渦輪通道出口處施加一定的反壓，使得2個(gè)通道內(nèi)的結(jié)尾激波運(yùn)動(dòng)至分流板前緣位置處（如圖10所示），此時(shí)分流段前的氣流仍為超聲速，2個(gè)通道之間互不干涉，進(jìn)氣道性能最佳。

圖9 來流Ma=2.5時(shí)不同開度下通流狀態(tài)流場結(jié)構(gòu)

圖10 來流速度為Ma=2.5時(shí)不同開度下沖壓和渦輪通道的反壓特性

從圖中可見，在開度1下，當(dāng)沖壓通道出口反壓為來流壓力的12倍，渦輪通道出口反壓為來流壓力的5倍時(shí)，2個(gè)通道內(nèi)的結(jié)尾激波運(yùn)動(dòng)至分流板前緣，此時(shí)沖壓通道出口平均馬赫數(shù)為0.333，渦輪通道出口平均馬赫數(shù)為0.287；在開度2下，當(dāng)雙通道出口壓力為來流壓力的9倍時(shí)達(dá)到此狀態(tài)，沖壓通道出口平均馬赫數(shù)為0.370，渦輪通道出口平均馬赫數(shù)為0.270；在開度3下，在沖壓通道出口施加5倍反壓，渦輪通道出口施加10倍反壓，結(jié)尾激波位于各自通道內(nèi)，未進(jìn)入擴(kuò)張段，此時(shí)沖壓通道出口平均馬赫數(shù)為0.364，渦輪通道出口平均馬赫數(shù)為0.362。流量大的通道往往具有承受更大出口反壓的能力。

不同的分流板開度對應(yīng)著不同的通道流量分配，將沖壓通道流量與渦輪通道流量的比值定義為流量比，得到了不同流量比下2個(gè)通道的流量系數(shù)與總壓恢復(fù)系數(shù)的變化規(guī)律，如圖11所示。一般情況下，流量較大的通道出口氣動(dòng)性能參數(shù)優(yōu)越，性能更好。總體上隨著沖壓通道流量的增加，從流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)來看，沖壓通道的氣動(dòng)性能逐漸轉(zhuǎn)好，而渦輪通道的氣動(dòng)性能逐漸變差。此外，當(dāng)沖壓通道流量小于渦輪通道流量時(shí)，相較于流量比大于1的情況，沖壓通道的氣動(dòng)性能對流量變化更為敏感。

圖11 過渡模態(tài)（Ma=2.5）氣動(dòng)性能隨流量比的變化規(guī)律

5 結(jié)論

本文設(shè)計(jì)了1種基于乘波前體的2元TBCC變幾何進(jìn)氣道，并進(jìn)行了相關(guān)工作狀態(tài)的數(shù)值模擬與分析計(jì)算，得到的主要結(jié)論如下：

（1）通過對飛行器受力及總壓損失的綜合推阻分析，得到在最小總壓損失前提下凈推力最大的2元進(jìn)氣道關(guān)鍵參數(shù)：總偏轉(zhuǎn)角δ0=23°及唇口角度α=10°，設(shè)計(jì)了2元TBCC變幾何進(jìn)氣道；

（2）對2元TBCC進(jìn)氣道的數(shù)值模擬結(jié)果表明，在工作馬赫數(shù)為2.0～4.0時(shí)，變幾何進(jìn)氣道均能成功起動(dòng)，流量系數(shù)為0.60以上，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)為0.47～0.85，氣動(dòng)性能良好；

（3）在過渡模態(tài)下，針對不同的沖壓通道和渦輪通道的流量分配方案，對雙通道模型進(jìn)行了計(jì)算，總結(jié)得到不同的流量分配對2元變幾何進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能影響規(guī)律。

上述結(jié)論可有效地為TBCC變幾何方案應(yīng)用于工程實(shí)際提供可靠的參考和依據(jù)。