一種多熱力循環組合發動機進氣道設計方案

蔡伊雯，金志光,*，周建興，周航

1. 南京航空航天大學 能源與動力學院，南京 210016 2. 北京空天技術研究所，北京 100074

隨著吸氣式高超聲速推進技術的日益成熟，迫切需要一種能實現從地面零速到高超聲速飛行的動力裝置，因此各種組合循環發動機概念應運而生，如渦輪基組合循環(Turbine Based Combined Cycle，TBCC)發動機[1]、火箭基組合循環(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)發動機[2]、空氣渦輪火箭(Air Turbo Rocket，ATR)發動機[3-4]等，其中一種被稱為預冷發動機的方案尤為引人注目。預冷發動機通過在渦輪發動機前對來流空氣進行冷卻，可拓展其工作范圍，并有效改善發動機性能[5-6]。較成熟的預冷發動機方案協同吸氣式火箭發動機(Synergistic Air-Breathing Rocket Engine，SABRE)[7]在吸氣模態下，渦輪發動機與沖壓發動機同時工作至馬赫數5.1，能有效避免常規TBCC發動機模態轉換時“推力陷阱”等問題，可實現度高。

進氣道是吸氣式發動機的重要組成部分，其性能優劣決定了發動機的成敗[8-9]，傳統的定幾何軸對稱進氣道無法在寬工作范圍內始終為發動機提供足夠流量。軸對稱進氣道常規變幾何方式為整體移動中心錐，如SABRE發動機，其采用三波系多級可調軸對稱進氣道[10]，隨來流馬赫數增加，中心錐前移，且移動多級支板來調節收縮比使之與工況匹配，但其高馬赫數下出口總壓恢復較低；另一種典型軸對稱進氣道變幾何方式為隨來流馬赫數增加后移中心錐，如美國戰略偵察機SR-71[11-13]，此進氣道在低馬赫數下中心錐處于前伸位置，存在較大溢流，需增加輔助進氣門等額外的進氣裝置。除中心錐整錐移動外，學者也積極開展了軸對稱進氣道其他變幾何方式研究。NASA研究中心提出了一種中心錐第二錐角可調的軸對稱變幾何方案[14]，但此類進氣道的中心錐結構復雜。為擴大進氣道工作范圍，東京大學航空宇航學院的Yusuke[15]提出了一種多級盤式軸對稱進氣道MRD(Multi-Row Disk inlet)，采用多級軸盤來代替傳統的實體中心錐，降低進氣道的結構重量，但結構強度大大降低，且調節規律復雜。中國的學者們也對此展開了相關研究工作，李永洲等[16]針對工作在馬赫數為1.5～4.5范圍內的空氣渦輪火箭沖壓發動機，設計了一種唇口平移的曲面軸對稱進氣道變幾何方案及其新型調節機構。黃思源[17]提出了一種各道外壓縮波分別在不同馬赫數下交于一點的非傳統激波封口方法，增加了非設計點流量系數，但設計點性能有所下降。滕健和袁化成[18]通過后退圓錐頭部以保證高流量系數，但中心錐外壓縮段上存在凹腔結構，不利于提高總體性能。王亞崗等[19]為實現進氣道與發動機流量匹配提出了多種前后移動中心錐，并輔以局部放氣控制的軸對稱進氣道變幾何方案。程代姝等[20]提出了一種結合局部次流循環的變幾何軸對稱進氣道概念，能提高進氣道非設計點的流量捕獲能力，同時可保證進氣道總壓恢復性能不受損失。

本文針對一種新概念預冷渦輪+沖壓組合的多熱力循環發動機，開展了與之相匹配的寬范圍軸對稱變幾何進氣道設計方案研究，提出了一種能在寬工作范圍內滿足兩通道流量分配和壓縮量要求的軸對稱可調進氣道，并針對兩種不同起始半錐角設計方案進行數值仿真，分析了典型工作狀態下的進氣道氣動性能及流場特點。

1 寬范圍組合發動機進氣道調節方案設計

1.1 進氣道調節原理

本文針對一種新概念預冷渦輪+沖壓組合的多熱力循環發動機開展了進氣道設計方案研究。如圖1所示，該新型發動機由沖壓和預冷渦輪發動機組成，外側為沖壓發動機，內側為渦輪發動機。渦輪發動機入口前的預冷器可將渦輪通道來流冷卻至合適的溫度。根據這種發動機設計概念，在寬范圍內渦輪發動機和沖壓發動機都處于工作狀態。與傳統渦輪基組合循環發動機相比，此類發動機一定程度上避免了由于渦輪與沖壓發動機工作馬赫數范圍不連續而導致的模態轉換時“推力陷阱”問題。

圖1 進氣道布局Fig.1 Inlet layout

根據發動機總體設計要求，該進氣道方案需在馬赫數2～6的范圍內具備全流量捕獲特性，并使沖壓和渦輪通道按照預定的流量分配規律(目前暫定為3∶1，后續該比例可能會隨馬赫數變化)分配流量，同時兩通道壓縮量需與工況相匹配，滿足發動機寬范圍高性能的工作要求，渦輪通道實現不低于SABRE發動機進氣道性能，沖壓通道實現遠高于SABRE發動機進氣道的進氣性能。

經過多方案比較，最終確定如圖1所示的進氣道調節方案，采用雙通道進氣道構型設計，在進氣道唇罩與中心錐間布置可前后平移的環形分流板，分流板外側與唇罩匹配形成沖壓通道，內側與中心錐配合構成渦輪通道，來流進入兩通道分別進行壓縮，喉道位于分流板前緣點下游，調節分流板的位置，可以調節兩通道的流量，兩通道在起動狀態下互不干擾，可避免兩通道之間反壓相互影響。

進氣道采用中心錐和分流板協同平移的調節方式。為滿足發動機在工作范圍內的高流量捕獲需求，在馬赫數2～6的范圍內，隨馬赫數升高前移中心錐使激波始終封口。分流板隨中心錐聯動，并與之有相對運動，使沖壓通道和渦輪通道的流量分配大致在3∶1左右。通過精心設計分流板內外型面，可在實現流量分配的同時，改變進氣道各通道的喉道面積，從而改變收縮比，使其靈活適應寬范圍的工況。本方案僅通過水平移動部件調節兩通道流量及收縮比，調節方案簡單可行。

1.2 進氣道設計方案

本進氣道方案設計中，首先由發動機總體流量需求確定唇口點半徑R。在確定進氣道中心錐起始半錐角后，在保證激波封口的條件下，得出中心錐在不同來流條件下所需移動的總距離Lc。而后初步設定分流板前緣點半徑Rs，根據流量分配確定分流板在不同來流條件下所需移動的總距離Ls。在馬赫數Ma∞=2時，兩通道收縮比設計為1.5左右，確保在此來流條件下進氣道不發生壅塞。隨馬赫數升高，中心錐和分流板逐漸前移，兩通道喉道位置前移，喉道面積減小，兩通道收縮比均逐漸增大。沖壓通道在喉道后設有7倍喉道當量直徑長度的隔離段，在高馬赫數下，如Ma∞=5～6，如果采用超燃模態，則隔離段出口即為燃燒室入口；如果采用亞燃模態，則進氣道出口與其他低馬赫數下的出口位于同一截面，即位于擴張段下游。

研究發現，中心錐起始半錐角對進氣道設計至關重要，經過對比分析初步選取20°和13°這兩種起始半錐角進氣道方案。起始半錐角為20°的進氣道中心錐和分流板移動行程較短，但頭部激波損失較大；而起始半錐角為13°的進氣道頭部激波損失減小，同時卻帶來了移動距離增大的問題。

如圖2所示，兩方案唇口高度相同，均為R；總氣流偏轉角相同，為20°；沖壓通道和渦輪通道流量分配相同，為φR∶φT=3∶1；分流板前緣點半徑相同，為Rs=0.84R。但是兩方案起始半錐角不同，方案1為起始半錐角為20°的直錐，方案2起始半錐角為13°，再經曲面壓縮增加至20°。表1為兩方案主要結構參數對比，表中θ為起始半錐角,Amax為最大迎風面積,A1為進氣道捕獲面積。由于方案2中起始半錐角13°形成的激波角更小，因此其整體移動距離更大，中心錐移動距離為方案1的1.84 倍，分流板移動距離為方案1的1.91倍，這也可以從圖2兩方案型面對比和圖3兩方案中心錐及分流板移動距離(L)對比中看出。正由于方案2整體移動距離的增加，沖壓通道設計裕度增加，沖壓通道等直段角度變緩，其最大迎風面積與進氣道捕獲面積的比值較方案1降低了12.4%，有利于降低進氣道外阻。圖4對比了兩方案雙通道收縮比(CR)，從圖中可以看出，兩方案中沖壓通道和渦輪通道收縮比均隨來流馬赫數增加而升高，沖壓通道中增加得更為明顯，符合發動機工作要求。

圖2 不同進氣道方案對比Fig.2 Comparison of different inlet cases

表1 不同進氣道方案參數對比Table 1 Comparison of parameters of different inlet cases

圖3 中心錐和分流板移動距離對比Fig.3 Comparison of moving distances of center cone and splitter plate

圖4 兩方案各通道收縮比對比Fig.4 Contraction ratio comparison of each channel in two inlet cases

2 數值計算方法

本文對不同來流馬赫數下工作的進氣道利用商業軟件FLUENT進行了數值模擬。考慮湍流模型要求，劃分網格時，對附面層近壁面和激波附近采取局部加密的措施以確保精確地捕捉激波和附面層內的流動。模型近壁面第1層網格高度均設置為0.1 mm，網格加密比率為1.12，網格單元總數約為1.3×105，并保證所有的網格近壁面處的y+在30以下，圖5為計算域，圖6為近壁面網格加密示意圖。來流假設為理想氣體，分子黏性系數采用Sutherland公式計算，采用RNGk-ε模型，對流項二階迎風格式離散。計算過程中，監測方程殘差及質量流量，當各殘差下降到10-3以下且進出口流量守恒時認為計算收斂。邊界條件采用絕熱無滑移壁面條件、壓力遠場和壓力出口。計算域進口在來流馬赫數為2～6時的壓力遠場邊界見表2。

圖5 計算域Fig.5 Computational domain

圖6 局部放大網格Fig.6 Partial enlarged mesh

表2 數值計算來流條件Table 2 Free stream conditions of numerical simulation

3 計算結果分析

3.1 典型工況流場特性分析

圖7和圖8分別給出了方案1和方案2在來流馬赫數為2、4和6時，處于臨界狀態時的進氣道頭部流場結構。

隨來流馬赫數增加，兩方案中心錐和分流板逐漸水平前移：中心錐在前移過程中保持激波封口，滿足流量系數為1；分流板在前移過程中，不斷靠近唇口，實現通道流量分配。兩通道喉道位于分流板前緣點下游，在臨界狀態下，尾部高反壓形成明顯的結尾正激波，正激波前流動無大規模流動分離，兩通道流動互不干擾。

圖7 不同來流馬赫數下方案1進氣道流場結構Fig.7 Flowfield structure of inlet of Case 1 at different free stream Mach numbers

圖8 不同來流馬赫數下方案2進氣道流場結構Fig.8 Flowfield structure of inlet of Case 2 at different free stream Mach numbers

中心錐表面低能流沿錐面流入渦輪通道，相當于沖壓通道附面層排移，因此可提升沖壓通道總體性能。高馬赫數下沖壓通道內唇口反射激波入射在分流板外壁面肩部附近，形成消波，利于抑制邊界層分離，流場較為理想。錐面附面層發展的低能氣流進入渦輪通道，導致通道內側附面層較厚，后續可考慮通過附面層抽吸進行改善。渦輪通道由于其結構設計，喉道較短，因此在調節過程中高馬赫數下喉道下游擴張損失較大。

通過對比兩方案，起始半錐角大小對進氣道性能有直接影響，方案2第1道激波減弱，減小了總壓損失，尤其在高馬赫數下，影響更為劇烈。在來流馬赫數為6的條件下，20°半錐角產生的錐形激波強度相當于二維平面16.28°楔角產生的；13°半錐角產生的錐形激波強度相當于二維平面9.46° 楔角產生的，首道激波后總壓恢復由0.51提高至0.82，增幅為62%。

3.2 不同起始半錐角進氣道方案性能對比

圖9給出了兩種進氣道方案典型工況下的流量分配規律，φ為流量系數。可以看出，在來流馬赫數2～6范圍內，進氣道實現全流量捕獲且兩通道流量分配均基本滿足φR∶φT=3∶1的要求，不同來流條件下分流板前緣點位置確定合理。

圖9 進氣道流量系數分配Fig.9 Allocation of inlet captured mass flow rate

圖10和圖11給出了兩種進氣道方案沖壓和渦輪兩通道通流狀態下喉道參數和臨界狀態下出口參數隨來流馬赫數的變化趨勢，圖中p0為來流靜壓,p、Ma、σ分別為靜壓、馬赫數和總壓恢復系數，下標“throat”和“exit”分別表示喉道和出口參數。

由圖10(a)和圖10(b)可以看出，沖壓通道壓縮量高于渦輪通道，這與收縮比變化規律相一致：隨來流馬赫數提高，兩通道喉道面積不斷減小，收縮比增加，壓縮量增加。由圖10(c)可以看出，除來流馬赫數2外，方案2兩通道總壓恢復均高于方案1，有利于出口性能的進一步提升。

由圖11(a)可以看出，隨著來流馬赫數的增加，兩方案中兩通道的抗反壓能力均有明顯提高，方案2臨界壓比在低馬赫數下與方案1基本相同，高馬赫數下高于方案1，沖壓通道增加更為明顯，來流馬赫數為6下臨界壓比由方案1的224倍上升至255倍，方案2抗反壓能力更強。如圖11(b) 所示，臨界狀態兩通道出口馬赫數均在0～0.5之間，進氣道在各飛行狀態下均能滿足發動機總體方案需求。由圖11(c)可以看出，隨著來流馬赫數的增加，兩方案中兩通道的出口總壓恢復均有下降趨勢，這與超聲速進氣的來流馬赫數特性一致，來流馬赫數越高，激波損失越大，導致總壓恢復降低。其中沖壓通道總壓恢復高于渦輪通道。在馬赫數為6時，方案2沖壓通道亞燃模態下總壓恢復為0.162，渦輪通道總壓恢復為0.047，比方案1分別提高了16%和14%，性能提升明顯。方案2沖壓通道超燃模態隔離段出口在通流條件下馬赫數為2.7，總壓恢復為0.499，在152倍反壓下馬赫數為1.04，總壓恢復為0.214。

由于該新型發動機高馬赫數下對渦輪發動機的性能要求不高，即使考慮到預冷器25%的總壓損失，進氣道出口的性能參數仍能滿足發動機設計要求，后續可通過改進設計方法增大壓縮量，同時采用附面層抽吸等措施進一步提高出口性能，增加發動機裕度。

圖10 通流狀態喉道參數對比Fig.10 Comparison of inlet throat parameters at throughflow state

圖11 臨界狀態出口參數對比Fig.11 Comparison of inlet exit parameters at critical state

從總體性能考慮，選擇方案2為最終方案，其存在的中心錐、分流板移動距離過長等問題可進一步研究優化。

4 結 論

針對寬范圍預冷+沖壓組合發動機，開展了寬范圍高流量捕獲特性可調軸對稱進氣道研究，設計了20°和13°兩種起始半錐角進氣道方案。通過數值仿真研究得到以下結論：

1) 本文提出的中心錐+分流板平移調節方案，可以實現在來流馬赫數2～6范圍內全流量捕獲并實現雙通道流量分配需求，同時通過型面設計可確保兩通道壓縮量在各工況下與發動機相匹配，總體性能滿足發動機需求，方案可行。

2) 起始半錐角是該寬范圍可調進氣道設計的關鍵參數，起始半錐角13°的進氣道方案較起始半錐角20°方案，沖壓通道和渦輪通道在來流馬赫數為6時臨界總壓恢復分別提高了16%和14%，最大迎風面積減小了12.4%，但中心錐和分流板平移調節距離分別增加了84%和91%。

3) 采用本文13°起始半錐角的軸對稱可調進氣道方案，可在來流馬赫數2～6下保持流量系數為1.0且沖壓與渦輪通道流量分配始終為3∶1，在來流馬赫數為6下，沖壓通道亞燃出口臨界總壓恢復為0.162，超燃出口在152倍反壓下馬赫數為1.04，總壓恢復為0.214。