XTER內收縮組合進氣道設計理念及氣動特性

蔡澤君，胡占倉，余聯郴，洪唐寶，朱呈祥，尤延鋮

(廈門大學 航空航天學院，廈門 361000)

0 引 言

隨著吸氣式推進技術的深入發展，基于國防以及經濟等各方面的戰略需求，可重復使用寬速域飛行器成為各國的必爭高地[1-3]。從推進系統角度出發，單一模態的動力系統已不再滿足寬速域飛行需求，因此近些年國內外多種組合動力形式應運而生，如渦輪基組合循環發動機（Turbine Based Combined Cycle engine，TBCC）[4-6]、火 箭 基 組 合 循 環 發 動 機（Rocket Based Combined Cycle engine，RBCC）[7]，以及火箭增強的組合循環發動機：TRRE（Turbo-aided Rocket-augmented Ramjet combined cycle Engine）[8-10]、預冷空氣渦輪火箭PATR（Pre-cooling Air Turbo Rocket）[11]、SERJ（Super Charged Ejector Ramjet）[12]等。

組合循環發動機的發展不斷推動著進氣道等部件的設計技術進步，而進氣道作為吸氣式推進系統的關鍵部件之一，其性能也決定了推進系統的工作狀態。為了匹配組合循環發動機寬速域的工作需求，進氣道也必須從單一模態轉向多模態工作，譬如“SR-71”采用的通過移動激波錐匹配不同工況的串聯型組合進氣道[13]。針對馬赫數4及以上的寬域工作需求，目前國際上已經形成了以二元為主的各類組合進氣道方案，典型的包括NASA的X43-B進氣道[14]、洛馬的外并聯型組合進氣道[15-16]、南京航空航天大學的內并聯型組合進氣道[17]等。

由于強壓縮、高流量捕獲、迎風面積小等優勢，三維內收縮組合進氣道近年來正在被高度關注，新近披露的SR-72[18]、HAWC[19]、波音高超聲速飛機[20]等均不約而同采用了三維內收縮組合進氣道方案。事實上，Kothari等在20世紀90年代開發高超聲速飛行器設計代碼時，就發現內收縮進氣道在寬域內表現出更高的性能[21]。美國Aerojet公司在“Trijet”三通道組合動力系統的研究中，專門對其三維內收縮進氣道開展了大量風洞試驗，獲得了可觀的該類進氣道的穩態/動態性能數據[22]。閔浩等也根據“Trijet”的理念設計了一種三通道內并聯可調內收縮進氣道，并對其通道間的干擾特性展開了研究[23]。田方超等則研究了內收縮進氣道進出口形狀對其氣動特性的影響，并通過控制泄流槽位置以及泄流量改善了內收縮進氣道的低馬赫數起動問題[24]。張航等從工程角度研究了不同前緣鈍化半徑對內轉進氣道性能特性的影響，發現鈍化半徑在3 mm以內時，對進氣道性能及流場結構影響較小[25]。鄔鳳林等針對進氣道的調節機構展開了研究，通過調節二元斜板，拓寬了單通道可調內轉進氣道的工作范圍[26]。朱呈祥等基于Xiamen Turbine Ejector Ramjet（XTER）組合發動機的總體需求，設計了工作速域馬赫數0～6的內收縮多通道組合進氣道，并針對低速通道開展了風洞試驗，得到了渦輪通道的出口氣流特性[27]。胡占倉等[28]進一步針對XTER進氣道開展了模態轉換過程的特性分析，發現在區間馬赫數完成模態轉換將具有更優的氣動性能。

本文將詳細梳理并介紹XTER內收縮組合進氣道的設計理念，重點分析XTER內收縮組合進氣道的復雜多通道流動結構、全速域流量特性及反壓規律，旨在進一步探究寬速域內收縮組合進氣道在模態轉換過程中的性能變化規律，為組合進氣道的穩定工作及協同控制提供依據。

1 XTER內收縮組合進氣道設計理念

1.1 內收縮組合進氣道設計要素分析

寬速域組合進氣道的設計難點在于兼顧進氣道的高、低馬赫數性能，并同時在受限空間約束下滿足不同發動機的流量需求。因此，組合進氣道設計過程應當充分考慮全速域的綜合性能。圖1給出了XTER內收縮組合進氣道的設計理念，其中橢圓框均為進氣道設計的輸入條件，圓角矩形框均為設計約束。

內收縮組合進氣道的設計輸入為基本流場、入口形狀，內收縮組合進氣道的約束條件為幾何尺寸約束、全速域性能需求以及驅動功率限制。由圖1可以看出，內收縮組合進氣道是否滿足約束條件與進氣道的設計輸入條件直接相關，但輸入條件與約束條件之間存在復雜的信息傳遞，因此難以直接通過入口形狀及基本流場判斷內收縮組合進氣道是否能夠滿足各類約束要求。而一旦在進氣道設計的中間過程發現輸入參數無法滿足約束要求，則需修改相應輸入參數并進行進氣道的重新設計,這將極大延長設計周期。因此，首先有必要梳理各設計要素對內收縮組合進氣道尺寸約束、性能需求以及驅動功率限制的影響機制。

圖1 XTER內收縮組合進氣道的設計理念圖Fig. 1 Design concept of XTER inlet

內收縮組合進氣道的尺寸約束主要包括長度約束及周向輪廓約束。圖2（a）為基本流場及入口形狀對內收縮組合進氣道幾何特性的影響機制，圖2（b）為入口形狀在基本流場中進行流線追蹤得到進氣道壓縮型面的示意圖。進氣道壓縮型面長度主要受入口面積及基本流場的影響。基本流場的設計參數包括設計點條件、流場構型及中心體高度。其中，設計點條件（包含來流馬赫數、來流靜壓、來流靜溫）決定了進氣道的入射激波角度，入射激波與中心體的交點則決定了基本流場的唇口點，唇口點及反射激波的角度最終決定了基本流場的出口高度及位置。由此，基本流場的無量綱長度得以確定，再根據入口面積及捕獲流量需求確定縮放因子，即可計算出進氣道的壓縮型面長度。

內收縮組合進氣道周向輪廓約束主要對入口形狀進行了限制。內收縮組合進氣道入口形狀僅決定組合進氣道的最小周向輪廓，組合進氣道的最大周向輪廓需結合調節機構引起的型面變化考慮。

入口形狀影響了調節機構的周向形狀設計，基本流場影響了調節機構的流向形狀設計，換言之，基本流場也受到了周向輪廓約束的間接限制。若將傳統的ICFC、ICFD等基本流場應用于組合進氣道的設計，在型面上任意位置設計調節機構后，即使小幅偏轉也將出現明顯的氣流膨脹角，并且彎曲壁面也增加了大幅偏轉的實現難度。而雙波入射基本流場則表現出明顯的優勢，雙波入射基本流場是采用兩道入射激波和一道反射激波構成壓縮波系的軸對稱基本流場，其構型如圖2（b）所示。該構型的二級壓縮型面適合作為繞二級壓縮角處轉軸旋轉的調節機構，其型面僅在二級壓縮型面偏轉量大于二級壓縮角度時才會導致氣流膨脹，因此雙波入射基本流場既具有內收縮進氣道高壓縮效率的優點，又具有滿足組合進氣道型面調節需要的優秀可調能力。內收縮組合進氣道的高可調性對入口形狀提出的特殊要求主要體現在調節機構對流量的分配上，即組合進氣道的分流面積比變化，該部分內容將在下文結合調節機構的具體構型展開介紹。

圖2 幾何約束要素分析圖Fig. 2 Analysis of geometric constraints

在性能約束方面，本文著重考慮組合進氣道最關鍵的流量分配問題。由于無量綱型面與實際尺寸模型的縮放因子是根據設計點的流量需求確定的，因此設計點通常不會出現流量不足的問題，以下將著重梳理非設計點的情況。圖3給出了基本流場及入口形狀對通道間流量分配的影響機制。組合進氣道寬速域流量特性與入口形狀的關系主要通過調節機構體現，而與基本流場的關系則主要體現在非設計點的捕獲流量。在總捕獲流量不變的情況下，調節機構的流量分配作用在組合進氣道中顯得格外重要。以下將重點梳理組合進氣道的調節機構對流量分配的影響機制。

圖3 流量特性要素分析圖Fig. 3 Analysis of flow characteristics

雖然不同構型的分流調節機構在調節方式、調節規律上存在較大差異，但其影響機制是大同小異的，因此本文以圖4（a）所示的雙分流板構型分流調節機構為例進行影響機制分析。該調節機構由布置于進氣道上壁面的兩塊旋轉分流板構成，其中前分流板繞軸1旋轉，在控制通道開閉的同時也起著調節喉道面積的作用，當上通道完全關閉時，前分流板構成了進氣道的內收縮型面。后分流板為前分流板的輔助機構，同樣采用繞軸旋轉的運動方式，其主要作用在于使流過前分流板的氣流經可控擴張比進入上通道。兩個通道在分流截面前為共用流道，其流通面積隨前分流板的運動而相應改變。

圖4 分流調節機構要素分析圖Fig. 4 Mass distribution mechanism

通道入口截面積在分流截面的占比是計算通道流量的重要參數。為建立組合進氣道分流板偏轉量與截面積的關系，根據式（1）定義分流調節機構的調節效率：

式中：η為調節效率，Amax為分流截面最大面積，其中分流截面為經過分流點的豎直截面，Amin為分流截面最小面積，Ai為分流調節機構在任意位置時的分流截面積 ，θi為分流調節機構從當前位置偏轉至最小面積經過的角度。顯然，前分流板的調節效率與其長度、寬度以及偏轉角度有關。但上述參數均為幾何參數，要確定不同通道的流量還需結合分流截面的氣動參數。

分流調節機構對進氣道流量特性的影響機制如圖4（b）所示。通過偏轉前分流板雖然能夠增大上通道在分流截面的面積占比，從而增加上通道分得的流量，但型面變化導致進氣道收縮比減小的同時也導致共用流道內的流場結構發生變化。因此，隨著前分流板偏轉量的增大，分流機構的流量調節效率逐漸減小。調節效率的減小將使調節機構消耗更多的能量。

調整分流板的轉軸位置，以及分流板的形狀同樣會對調節機構的功率需求和能量需求產生影響。將分流板轉軸向上游移動，將使分流板的長度增加，能夠使分流板在小幅度的偏轉內實現更大范圍的流量控制，但會使分流板受到的力矩增大，增加了驅動機構的負擔。反之，將分流板轉軸向下游移動，將降低分流板的流量調節效率，但也使分流板所需的驅動功率減小。換言之，當分流調節機構的功率需求高于功率限制時，可通過該方法調節分流調節機構方案。類似的，通過改變分流板的形狀，增加分流板的寬度將提高調節機構的調節效率，但會增加分流板彎扭的風險。

在完成調節機構的設計后，隨之而來的問題是組合進氣道的通道設計以及調節機構的調節規律。根據上文可知，內收縮組合進氣道通常以高馬赫數為設計點，因此其高速通道設計與傳統的單通道進氣道類似。以下將重點分析組合進氣道的調節規律及低速通道的設計。

首先需要確定的是組合進氣道不同非設計點的分流截面積占比，從而確定調節機構的控制規律。由于調節機構引起的型面變化既改變了各通道分流截面積的占比，又改變了組合進氣道的波系結構，因此無法簡單根據流量需求確定機構的調節量，但可以根據改進的MFQE方法[29]進行快速評估。該方法可以通過流線確定調節量與流量分配的定量關系，從而明確組合進氣道的調節規律。

其次是低速通道的型面設計。在確定的調節規律下，低速通道的入口最大截面形狀也是確定的，低速通道是由該截面形狀光順過渡至出口截面的變截面通道。為了保證組合進氣道的模態轉換性能，低速通道的擴張比必須可調且可控，如圖4所示，通過后分流板隨前分流板的同步偏轉，通道內的擴張比變化連續且平緩。

基于以上分析，內收縮組合進氣道要實現兼顧設計點及非設計點的各類約束要求，需對各設計參數進行全面的統籌，其中入口形狀、基本流場、分流調節機構尤為重要。入口形狀、基本流場作為設計輸入，在設計過程中演化出進氣道的型面，并使分流調節機構的設計受到限制。不同構型的基本流場具有不同的型面調節能力，雙波入射基本流場是一種具有良好可調性并且適用于組合進氣道設計的基本流場。入口形狀的設計將影響型面調節對應的組合進氣道分流截面積變化量，從而影響調節機構的流量分配效果。分流調節機構是進氣道設計過程中的一個重要節點，需要同時滿足幾何要求、性能要求、驅動功率限制的要求，導致其設計難度較大。分流調節機構設計難度大的另一個原因是分流調節機構是非設計點型面的設計的直接輸入，對非設計點的型面設計影響極大。分流調節機構的構型在設計點型面設計過程中已經確定，但其工作特性是否滿足要求則需非設計點型面設計完成后才能全部確定。這不僅使分流調節機構從設計到工作特性確定的中間過程變得更為復雜，也使內收縮組合進氣道設計參數間的相互制約、相互影響問題更為突出。此外，調節機構也是低速通道設計的直接輸入，據此設計擴張比可控可調的低速通道能夠提高模態轉換過程中的氣流品質。

1.2 XTER內收縮組合進氣道方案

根據XTER組合動力系統的幾何及性能要求，其內收縮組合進氣道需滿足兩側雙渦輪發動機、上側引射亞燃發動機及下側超燃發動機的工作需求。基于第1.1節設計要素分析，首先采用具有兩道入射激波的雙波入射內收縮基本流場開展馬赫數0～6的進氣道氣動型面設計。為保證分流調節機構的可實現性，進氣道入口形狀設計為類矩形；為了兼顧分流調節機構的流量控制能力、提高擴張通道的抗反壓能力，采用雙旋轉分流板的分流調節機構。通過流線追蹤、附面層修正等技術[24]，生成高速通道壓縮型面，隔離段則設置設計為類矩形轉橢圓形的微擴通道。最終得到的XTER內收縮組合進氣道模型如圖5所示。

圖5 三維內轉組合進氣道氣動模型示意圖Fig. 5 Schematic diagram of inward-turning combined cycle inlet

XTER內收縮組合進氣道采用雙波入射基本流場進行壓縮型面設計，根據通道出口的畸變及性能要求，對兩側渦輪通道及引射亞燃通道采用基于中心線方程、面積變化規律及圓角規律的CST（Class Shape function Transformation）[30]理論方法進行快速構型，同步實現了“S”彎的通道畸變抑制及出口性能提升。XTER內收縮進氣道的分流機構為位于渦輪通道兩側及引射亞燃通道上側的雙旋轉分流板[29]，兩次模態轉換的分流板旋轉方式如圖6所示。到目前為止，已對XTER內收縮組合進氣道的全速域工況進行了仿真，并對其低速特性開展了試驗驗證。下文將著重介紹XTER內收縮組合進氣道與下游發動機的流量及反壓匹配特性。

圖6 模態轉換過程示意圖Fig. 6 Schematic diagram of mode transition

2 數值方法及驗證

2.1 數值方法及邊界條件

本文所涉及的數值仿真均采用ANSYS Fluent軟件進行模擬，求解基于密度的三維雷諾平均Navier-Stokes方程，湍流模型選用k-ωSST模型，無黏對流通量采用二階迎風Roe-FDS差分格式求解。計算過程以連續方程、動量方程、能量方程及k-ω方程殘差下降至少三個數量級且進氣道出口截面流量穩定作為收斂判據。假定空氣為理想氣體，定壓比熱cp選用Piecewise-Polynomial擬合，黏度采用Sutherland公式求解。定義來流迎風面為壓力遠場條件，各通道出口截面為壓力出口條件，壁面均不考慮傳熱采用絕熱無滑移邊界條件。

為了滿足不同馬赫數的計算域尺度需求且兼顧組合進氣道的通道調節工況，本文共涉及11套計算網格。其中，渦輪模態、引射亞燃模態各2套，超燃模態1套，兩個模態轉換過程各3套。每套網格均對近壁面進行加密，且保證y+不大于30。表1匯總了本文涉及的計算工況的來流條件、工作模態及網格量。表中Ma為來流馬赫數，H為飛行高度，Mesh為網格量，Mode為工作模態，其中TUR為渦輪模態，ERJ為引射亞燃模態，SCR為超燃模態，MT-TUR-ERJ為渦輪-引射亞燃模態轉換，MT-ERJ-SCR為引射亞燃-超燃模態轉換，百分數代表模態轉換進程。

表1 本文計算狀態匯總表Table 1 Summary of numerical cases

2.2 數值驗證

為了驗證計算結果的可靠性，首先開展了馬赫數4.5典型工況的網格無關性驗證。通過圖7所示粗網格（200萬）、中等網格（400萬）和細網格（600萬）結果的對比，發現采用中等網格可以較好地兼顧收斂性與計算效率。其他計算狀態網格量則參考該工況，并根據計算域及通道數進行適度增減調整。

圖7 不同網格量計算結果圖Fig. 7 Calculation results of different mesh quality

采用2.1節數值方法對文獻[31]中的試驗模型進行了仿真計算，模型截面如圖8（a）所示，來流條件參考文獻[31]。圖8（b）為試驗與仿真的上下壁面壓力分布結果對比，可以發現，無論是數值還是曲線變化趨勢，仿真結果均與試驗結果吻合良好。以上驗證表明了所用計算方法可以支撐本文氣動性能的仿真研究。

圖8 沿程壁面壓力分布的對比Fig. 8 Streamwise variation of wall-pressure

3 結果分析與討論

3.1 XTER內收縮組合進氣道典型流動結構

根據上文介紹的XTER組合進氣道的設計理念及氣動型面，可以發現該進氣道無論是壓縮型面還是各個通道的型面，都具有突出的三維特征。在馬赫數0～6的全速域范圍內，進氣道幾何外形隨工作模態不斷變化，內部三維流動表現出差異性，但最具代表性的要數各通道全部打開（即渦輪模態）的流動結構。

如前所述，在渦輪發動機可能的工作速域范圍（馬赫數0～2.5），渦輪通道分流板的開合角度取決于總體推力需求及各子動力的工作特性。為了體現XTER內收縮進氣道的典型多通道流動結構，選取渦輪模態最高工作馬赫數2.5且各通道均打開的通流狀態進行剖析。圖9為該狀態下的進氣道流向切片馬赫數云圖。圖中顯示進氣道入口產生一道入射激波，此時由于來流馬赫數相對較低，入射激波的激波角較大，激波并未封口。氣流進入壓縮段，由于分流板打開分流，在渦輪、引射亞燃通道分流板轉軸處產生膨脹波使氣流加速，另外引射亞燃通道分流段側面與渦輪通道分流段上壁形成的“臺階”結構，使氣流在分流段受到橫向及縱向的壓縮，因此在分流段形成壓縮波并逐漸匯聚成一道激波，且越靠近下壁面，激波強度越大。這是由于唇口之后為擴張通道，氣流進入唇口加速，靠近下壁面氣流的馬赫數上升，進而提高了激波的強度。經過分流，氣流過渡到各個通道，從圖中可以看出，渦輪通道上壁面以及下壁面均存在分離區，增加了通道內氣流的不均勻性。結合圖10的密度梯度云圖發現，渦輪通道上側的分離是由于通道入口激波與附面層發生干擾導致的，而下壁面的流動分離主要是由于S彎型面引起的局部逆壓梯度。此外，在引射亞燃通道出口處可以看到上壁面的附面層較厚，這是因為引射亞燃通道入口上壁面的局部分離逐漸向下游發展所致，引射亞燃通道與超燃通道型面相對平緩過渡，通道內并無明顯分離，且通道出口氣流相對均勻。

圖9 馬赫數2.5進氣道流向切片馬赫數云圖Fig. 9 Mach number distributions of streamwise slices in the inlet at Mach 2.5

在圖10所示密度梯度云圖中可以清晰地分辨通道內波系結構的形狀，包括入射激波、唇口處的反射激波及分流板轉軸處的膨脹波等。同時，在對稱面以及渦輪通道切片圖中，可以清晰地看到上文所述分流段內壓縮波匯聚形成的激波，該道激波呈現明顯的三維彎曲特征，并逐漸發展交匯于超燃通道下壁面，與下壁面附面層干擾導致局部分離，并誘導產生分離激波。此外，各個通道的入口均存在一道激波，是由于在分流面位置，氣流要過渡到各個通道，通過該道激波使超聲速氣流的流動方向改變。在引射亞燃通道的上側壁面，由于通道入口的誘導激波與上側壁面附面層干擾，導致了局部的小分離，使附面層變厚并逐漸發展到下游出口。

圖10 馬赫數2.5進氣道密度梯度的切片圖Fig. 10 Density gradient in the inlet at Mach 2.5

通過以上分析，XTER內收縮組合進氣道內部存在多波系結構，通道內有明顯的激波相交以及激波-邊界層干擾現象，并出現不同尺寸的分離，渦輪模態下S彎通道內的上述特征尤為明顯。但需要指出的是，在實際XTER組合動力工作中，渦輪通道受出口壓力影響會產生結尾激波，且結尾激波的位置波動會帶來通道內流動結構的變化，并促使S彎通道展現出氣流摻混降畸變的優勢。只要通道出口壓力不高于許用壓力，結尾激波便不會對壓縮段及通道入口處的波系結構產生影響。

當XTER組合發動機工作于引射亞燃模態時，內收縮組合進氣道僅剩上下兩個通道。根據前文介紹的XTER工作模式，引射亞燃模態下通道的分流板也會根據總體工作需求進行適度調節。圖11給出了引射亞燃模態、馬赫數4、通流，且引射亞燃通道分流板旋轉至與上游壓縮面光順過渡狀態的流向馬赫數切片云圖，此時可以明顯觀察到入射激波的三維彎曲特征。與馬赫數2.5狀態下的入射激波相比，此時入射激波距離唇口更近，進氣道具有較高的流量捕獲能力。經過壓縮段，氣流經過分流面過渡到兩個通道，在引射亞燃通道的上側壁面產生局部分離。結合圖12對稱面內的馬赫數及密度梯度云圖，發現這時是由于引射亞燃通道入口的激波與后分流板壁面附面層干擾較強，局部邊界層顯著增厚，且在角區逐漸卷起低能低速橫向渦向通道出口上壁面發展。同樣在超燃通道內，由于型面從類矩形過渡到橢圓形出口，在角區過渡位置形成局部渦并向下游發展，在圖中超燃通道出口上側壁面可以看到。

圖11 馬赫數4進氣道流向切片馬赫數云圖Fig. 11 Mach number contours at several streamwise slices in the inlet at Mach 4

圖12 馬赫數4對稱面馬赫數及密度梯度云圖Fig. 12 Mach number and density gradient on symmetry plane at Mach 4

圖12為該狀態下進氣道對稱面馬赫數和密度梯度云圖。此時入射激波及唇口處的反射激波在馬赫數和密度梯度云圖中均可觀測到。由于此時馬赫數較高，黏性效應增強，壓縮型面上的附面層沿流向明顯變厚，采用抽吸方式進行近壁流動控制，保證喉道處的氣動性能。在密度梯度云圖中，唇口上方存在一道壓縮波，這是由于側面的二級壓縮型面向內收縮產生的。在喉道分流位置，兩側通道入口均存在一道誘導激波使氣流過渡到兩個通道，引射亞燃通道入口處的激波經反射相交于通道下壁面，由于通道型面擴張，激波強度也逐漸增強。此外，由于引射亞燃通道后分流板的旋轉，其與通道間存在明顯的轉角過渡，因此產生了較強且長的彎曲激波結構，該激波與上述反射激波均交匯于引射亞燃通道下壁面，誘導附面層發生了大尺度分離。在圖12的馬赫數云圖中可以明顯觀察到引射亞燃通道下壁面的低速低能區，而從密度梯度云圖可以清晰地發現激波/附面層干擾及誘導分離。

以上對XTER內收縮組合進氣道渦輪模態與引射亞燃模態的兩個典型狀態進行了流動結構剖析。在單通道的超燃模態下，進氣道接近設計狀態，入射激波幾乎封口，反射激波在隔離段內反射，波系相對常規，在此不再贅述。

模態轉換對組合進氣道的全速域工作至關重要，XTER內收縮組合進氣道在工作過程中將完成渦輪-引射亞燃模態轉換及引射亞燃-超燃模態轉換。由于渦輪-引射亞燃模態轉換過程中涉及的通道數多，流動也更具代表性，因此下面重點分析該模態轉換過程中的流動特征。

圖13為馬赫數2.5渦輪-引射亞燃模態轉換的密度梯度云圖。百分數代表模態轉換的進程，渦輪模態為0%，引射亞燃模態為100%。隨著模態轉換的進行，入射激波未發生變化，前分流板轉軸處由分流板偏轉產生的膨脹波逐漸減弱。由于分流板的偏轉，進氣道的內收縮比逐漸增大，渦輪通道入口截面馬赫數降低，入射激波角度逐漸增大，并在后分流板上壁面形成誘導分離。在模態轉換75%進程時，該激波未與后分流板相交，而是由兩分流板間的泄流口排出，但由于渦輪通道此時的擴張比較大，氣流在通道內膨脹加速，在后分流板轉軸處發生偏轉，形成強度較大的激波。

圖13（b）為組合進氣道唇口點處的切片密度梯度云圖。前文所述角區匯聚形成的三維激波隨著模態轉換過程的進行，激波角度逐漸增大，因此切片圖中激波在該截面的截曲線逐漸向對稱面靠近。可以看出75%進程時的激波截曲線與0%～50%進程的方向相反，該截曲線是截取了由內收縮進氣道左右半模的角區激波在該截面的上游相交并形成的透射波。結合圖13（a）可以看出，在0%～50%進程中，該透射波進入超燃沖壓通道，未對渦輪通道產生影響，而75%進程時，該透射波進入渦輪通道。

圖13 渦輪-引射亞燃模態轉換的密度梯度云圖Fig. 13 Density gradient at lip section during the mode transition of turbine to ejector

本節對兩個典型工況通流狀態下的進氣道流動結構以及馬赫數2.5渦輪-引射亞燃模態轉換過程流動特性進行了介紹，相關剖析有利于進一步揭示XTER內收縮組合進氣道的設計理念，也為后續型面優化指明了方向。在對XTER內收縮組合進氣道流動結構形成清晰認識的基礎上，下文將重點介紹該進氣道在全速域范圍內，尤其是模態轉換過程中的性能變化規律。

3.2 全速域特性

XTER內收縮組合進氣道涉及的流道多，工作狀態復雜，需結合發動機的總體需求及各子動力工作特性確定實際工況。但就進氣道部件本身而言，必須對其全速域的各種可能工況進行分析，以便為XTER發動機的集成工作提供更為全面的數據支撐。

圖14給出了XTER進氣道在馬赫數0～6全速域范圍內的流量系數及總壓恢復特性。這里涉及的渦輪模態均為四個通道全開的通流狀態；馬赫數3時引射亞燃通道全開，馬赫數4時引射亞燃通道半開；超燃模態引射亞燃通道開小角度泄流。圖14中柱狀圖代表XTER進氣道的總流量系數，空心點為各通道出口的流量系數φ，而實心點為各通道出口的總壓恢復系數σ。由圖可以發現，在整個飛行包線范圍內，XTER內收縮組合進氣道的總流量系數變化比較緩和，數值一直在0.75以上，表明該進氣道優秀的捕獲能力。同時，隨著來流馬赫數的增加，進氣道的總流量系數逐步增大至1，能夠確保XTER組合進氣道具有好的高速特性，且全馬赫數范圍內具備較小的溢流阻力。另一反面，隨著來流馬赫數的增加，進氣道內的流動損失也逐漸升高，例如馬赫數0.5時各通道出口接近1的總壓恢復系數在馬赫數6超燃通道出口降至不到0.4。

圖14 XTER進氣道全速域工作特性圖Fig. 14 Operating characteristics of XTER inlet in full speed range

對于組合進氣道而言，模態轉換過程中的特性規律十分關鍵。為此，本文針對該多通道進氣道在渦輪-引射亞燃模態轉換及引射亞燃-超燃模態轉換過程中的性能規律進行了研究。

考慮到XTER發動機的工作模態，分析了馬赫數2及馬赫數2.5時進行渦輪-引射亞燃模態轉換的兩種情況。圖15為該進氣道在馬赫數2進行渦輪-引射亞燃模態轉換時的工作特性圖。其中，橫坐標為分流板關閉渦輪通道面積的百分比，左側縱坐標代表實際出口流量與理論捕獲流量之比的流量系數，右側縱坐標代表出口總壓與來流總壓之比的總壓恢復系數。圖中實心點均表示流量系數變化，空心點均表示總壓恢復系數變化；紅色、藍色與綠色分別代表引射亞燃通道參數、超燃通道參數和渦輪通道參數；黑色實線為進氣道的總流量系數。可以發現，在模態轉換的前50%進程中，進氣道總流量系數受分流板泄流量增大的影響由0.75小幅下降至0.74。具體到各通道而言，隨著渦輪通道分流板的關閉，渦輪通道流量系數由0.32下降至0.18；引射亞燃通道流量系數由0.26增加至0.32；超燃通道流量系數由0.16增加至0.23。相應地，渦輪通道總壓恢復系數由0.63下降至0.38；引射亞燃通道總壓恢復系數由0.84增加至0.87；超燃通道總壓恢復系數由0.78增至0.92。但是當模態轉換進一步進行至75%時，可以發現進氣道總流量系數出現了0.15的急劇下降，且各通道總壓損失均在增加，這表明此時進氣道已經進入流量擁塞的不起動狀態。換言之，該組合進氣道在馬赫數2進行渦輪-引射亞燃模態轉換時將面臨困難，在設計XTER發動機控制律時需重點關注。

圖15 馬赫數2渦輪-引射亞燃模態轉換特性Fig. 15 Mode transition from turbine to ejector at Mach 2

鑒于馬赫數2要進行渦輪-引射亞燃的完整模態轉換存在困難，因此進一步考慮馬赫數2.5的可行性。圖16為馬赫數2.5時渦輪-引射亞燃模態轉換過程中的工作特性。隨著渦輪通道的逐漸關閉，進氣道壓縮激波角度略有增加，進氣道總流量系數穩中有降。具體到各通道出口參數可以發現，隨著渦輪通道流通面積逐漸減小，渦輪通道流量系數顯著降低，由0.32下降至0；引射亞燃通道及超燃通道流量系數均線性增加且增長幅度相當。總壓恢復方面，渦輪通道逐漸關閉時總壓恢復系數相應降低，結合圖13可以看出，在模態轉換50%進程時，后分流板與通道入口氣流形成明顯的膨脹角度，通道入口激波在上壁面形成分離并沿膨脹型面迅速向下游發展，導致渦輪通道出口總壓恢復性能顯著下降，由0.58下降至0.38，在關閉75%時渦輪通道內已出現大范圍低能區，總壓恢復系數僅為0.16，此時渦輪發動機的推力貢獻將十分有限。另一方面，渦輪通道的逐漸關閉使得引射亞燃通道及超燃通道總壓恢復系數均穩步提升，至模態轉換結束時，引射亞燃通道與超燃通道的出口總壓恢復系數均接近或超過0.85。當然，以上分析僅針對XTER工作模態要求中的兩個典型馬赫數進行了渦輪-引射亞燃模態轉換特性的分析，實際進氣道調節規律及馬赫數轉換區間還需根據XTER發動機的總體規劃進行優選。

圖16 馬赫數2.5渦輪-引射亞燃模態轉換特性Fig. 16 Mode transition from turbine to ejector at Mach 2.5

針對引射亞燃-超燃的模態轉換，考慮了另一種寬馬赫數區間轉級的可能性。XTER進氣道在馬赫數3時仍保持引射亞燃通道全開狀態，模態轉換的主要過程在馬赫數4進行，由0%進行至62.5%，并在62.5%之后逐漸加速至馬赫數4.5再幾乎完全關閉，如圖17所示。圖中曲線同樣表示引射亞燃通道及超燃通道出口流量及總壓恢復性能的變化。可以發現，從馬赫數3至馬赫數4，來流馬赫數的增加帶來入射激波角度的減小，因此進氣道的總流量系數由0.81提升至0.90。在隨后的模態轉換過程中，總流量系數均維持在0.9以上，這也表明了XTER進氣道的高流量捕獲能力。具體到各通道而言，隨著引射亞燃-超燃模態轉換過程的進行，引射亞燃通道及超燃通道的流量分配發生了顯著變化，引射亞燃通道流量系數由0.48降至0，超燃通道流量則相應增加。在總壓恢復方面，引射亞燃通道在整個模態轉換過程中總壓恢復系數是逐漸下降的，而且在前62.5%過程中總壓恢復由0.81下降至0.58，在后37.5%的過程中才完全降至0。這也表明引射亞燃通道在前半程的模態轉換過程中仍然具有較強的工作能力，XTER發動機應結合通道特性綜合考慮其推力分配。超燃通道在引射亞燃-超燃模態轉換的全過程中總壓恢復系數由0.83降至0.64，該性能并不特別理想，后續可考慮在馬赫數4.5時進一步排移壓縮面的近壁低能流。

圖17 引射亞燃-超燃模態轉換特性Fig. 17 Mode transition from ejector to scramjet

基于以上分析，XTER內收縮組合進氣道可以實現寬速域范圍內的連續正常工作，具體的模態轉換規律應結合XTER發動機的總體規劃與部件匹配進行綜合考量。

4 總 結

本文對XTER組合動力系統的三維內收縮進氣道進行了梳理與分析，形成以下主要結論：

1）XTER內收縮組合進氣道眾多設計要素的耦合關系增大了設計難度，尤其是分流調節機構的設計。分流調節機構受到幾何尺寸、性能需求、驅動功率等約束，同時其作為非設計點型面設計的直接輸入，還需滿足非設計點的工作需要。因此，分流調節機構設計難度大，也使設計參數間的相互制約問題更為突出。

2）XTER內收縮進氣道的內部流動具有明顯的三維特征。在馬赫數2.5的渦輪模態下，三維特征體現在分流段內壓縮波匯聚形成的三維彎曲激波。該彎曲激波在馬赫數2.5渦輪-引射亞燃模態轉換過程中激波角逐漸增大，透射波在0%～50%進程中進入超燃沖壓通道，在75%進程時進入渦輪通道。在馬赫數4的引射亞燃模態下，三維特征體現在入射激波的彎曲，以及對稱面唇口上方出現一道強度較大的壓縮波，該壓縮波是由二級壓縮型面的側壁面的內收縮引起的。

3）XTER內收縮組合進氣道的總流量系數在整個飛行包線范圍內變化比較緩和，數值一直在0.75以上。在模態轉換過程中，通過控制分流調節機構可實現流量的平穩過渡，并保證了通道出口的性能參數。

4）馬赫數2.5渦輪-引射亞燃模態轉換過程中，總流量系數維持在0.75以上，且在模態轉換完成時引射亞燃通道與超燃通道的出口總壓恢復系數均接近或超過0.85。在馬赫數3～4.5進行的引射亞燃-超燃模態轉換過程中，引射亞燃通道在前62.5%總壓恢復系數下降有限，由0.81下降至0.58，表明該通道在前半程的模態轉換過程中仍具有較強的工作能力。

致謝：感謝1912項目組對本文工作的支持。