張丁午，王 強，胡海洋

(北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191)

并聯(lián)式TBCC發(fā)動機進排氣系統(tǒng)氣動特性研究

張丁午，王 強，胡海洋

(北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，北京100191)

針對一并聯(lián)式渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機進排氣系統(tǒng)的氣動方案，對其從渦輪向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的典型工作點上的流場進行了數(shù)值模擬。結(jié)果顯示：模態(tài)轉(zhuǎn)換中渦輪發(fā)動機進氣道的流量系數(shù)逐漸下降，反壓承受能力逐漸減弱，沖壓發(fā)動機進氣道的流量系數(shù)逐漸增加。模態(tài)轉(zhuǎn)換中，渦輪發(fā)動機噴管在不同落壓比(NPR=20～80)下均無明顯流動分離現(xiàn)象；沖壓發(fā)動機噴管分離區(qū)逐漸減小，且隨著落壓比的增加分離程度逐漸減弱。

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機；進氣系統(tǒng)；排氣系統(tǒng)；并聯(lián)布局；模態(tài)轉(zhuǎn)換；數(shù)值模擬

1 引言

渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機具有飛行包線寬、重復(fù)使用性好等優(yōu)點，成為當(dāng)前高速飛行器動力領(lǐng)域研究的熱點[1]。對于這類飛行器，面臨飛行工況多變的條件，因此要求TBCC發(fā)動機的進氣道和噴管，能在整個飛行過程中通過改變自身形狀來達到適應(yīng)飛行狀態(tài)變化的目的[2]。美國NASA的Green研究中心[3，4]、Langley研究中心[5]等，都進行了TBCC發(fā)動機并聯(lián)式進氣道的相關(guān)研究。Langley研究中心對組合發(fā)動機并聯(lián)式和串聯(lián)式進氣系統(tǒng)進行了對比分析，認為并聯(lián)式進氣道在高超聲速熱防護技術(shù)上具有優(yōu)越性，在減小裝機尺寸和機匣冷卻面積方面也有更好的優(yōu)化效果[6]。我國對TBCC發(fā)動機的研究起步較晚，目前在該領(lǐng)域，有關(guān)院校和研究所都開展了相關(guān)工作[7～10]。本文以并聯(lián)式TBCC發(fā)動機進排氣系統(tǒng)為對象，重點研究從渦輪模態(tài)到?jīng)_壓模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中進氣道和噴管的氣動性能。

2 計算方法

2.1 求解方程和物理模型

本文所有計算基于自編CFD程序完成。N-S方程采用LUSGS隱式時間推進法求解，對流通量采用三階精度Roe格式離散，擴散通量采用可克服奇偶不耦合問題的中心差分格式求解，湍流模型輸運方程采用特殊的混合隱式迭代和解析算法求解，在低數(shù)值耗散的前提下保證對間斷解的高精度捕捉；湍流模型輸運方程采用二階TVD格式離散，用以克服低雷諾數(shù)k-ε模型的計算剛性，保證計算的穩(wěn)定性和收斂精度。圖1為模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中TBCC發(fā)動機進、排氣系統(tǒng)的二維結(jié)構(gòu)示意圖。采用Gridgen軟件對計算區(qū)域分塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、近壁面區(qū)域加密處理，保證近壁面網(wǎng)格的最大y+＜5，網(wǎng)格數(shù)約8萬。

圖1 進排氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic diagram of the inlet and exhaust system

2.2 算例驗證

為驗證自編CFD程序的準(zhǔn)確性，特做以下兩個驗證算例。首先選擇Langley研究中心[11]針對X-43A進氣道的實驗研究，模型示意圖見圖2，外壓段楔角為11°，唇罩下表面與外壓段上表面的夾角分別為3°、6°和9°，隔離段高10.16 mm，隔離段長高比5.6。實驗中來流參數(shù)：馬赫數(shù)4.03，靜溫216.6 K，靜壓8 728.8 Pa，總溫920.6 K，總壓1.38 MPa。

第二個驗證算例模型同樣來自NASA[12]，其具體的幾何尺寸如圖3所示。噴管高15.24 mm，噴管進口馬赫數(shù)1.665，總壓172 kPa，總溫478 K；外部自由來流馬赫數(shù)6，總壓2 520 kPa，總溫478 K。

從圖4中的壁面壓力分布可看出，計算結(jié)果模擬出的壓力分布趨勢與實驗結(jié)果吻合較好，因此可認為本文所采用的模擬方法可靠。

3 計算結(jié)果分析

3.1 模態(tài)轉(zhuǎn)換下進氣系統(tǒng)的性能

當(dāng)飛行馬赫數(shù)達到4時，TBCC發(fā)動機進氣系統(tǒng)將進行模態(tài)轉(zhuǎn)換，渦輪發(fā)動機進氣道將分級關(guān)閉。選取四個關(guān)鍵轉(zhuǎn)換工作點進行數(shù)值模擬研究，其馬赫數(shù)等值線圖見圖5。可見，轉(zhuǎn)換過程中整個流場無明顯分離現(xiàn)象，隨著渦輪進氣道的逐漸關(guān)閉，沖壓進氣道上下壁面的夾角逐漸增大，導(dǎo)致激波強度增加，沖壓進氣道出口氣流馬赫數(shù)逐漸降低。

圖2 進氣道模型示意圖Fig.2 Scheme of inlet model

圖3 噴管結(jié)構(gòu)簡圖Fig.3 Scheme of nozzle model

圖4 實驗與計算壁面壓力結(jié)果比較Fig.4 Comparison between experiment and numerical calculation of wall pressure

圖5 進氣道馬赫數(shù)等值線圖Fig.5 Contours of inlet Mach number

圖6 質(zhì)量流量系數(shù)圖Fig.6 Mass flow coefficient

圖6給出了渦輪楔板逐漸關(guān)閉過程中進氣系統(tǒng)的質(zhì)量流量系數(shù)變化。可見，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中渦輪進氣道流量系數(shù)逐漸降低，沖壓進氣道流量系數(shù)呈平穩(wěn)增加趨勢。主要原因為，整個模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中氣體流動均勻，避免了氣體流量突變導(dǎo)致的不起動問題，有利于沖壓燃燒室組織點火燃燒。圖7給出了渦輪楔板逐漸關(guān)閉過程中進氣系統(tǒng)的總壓恢復(fù)系數(shù)變化，其中渦輪通道和沖壓通道性能分別以喉道截面和隔離段出口截面參數(shù)表征。從圖中發(fā)現(xiàn)，渦輪進氣道和沖壓進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)均呈下降趨勢，尤其是達到轉(zhuǎn)換點(d)時，渦輪進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)降到17.53%，性能嚴(yán)重惡化；沖壓進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)整體保持在63%以上。

3.2 進氣道相互影響特性分析

圖7 總壓恢復(fù)系數(shù)圖Fig.7 Total pressure recovery coefficient

模態(tài)轉(zhuǎn)換是一個極其復(fù)雜的動態(tài)過程，涉及到渦輪、沖壓兩個進氣道的相互作用。本小節(jié)對進氣道相互影響特性進行了研究，針對上述四個典型的轉(zhuǎn)換點，通過改變渦輪進氣道出口背壓(取值范圍從15p0到60p0)(p0為遠場壓力)，分析不同狀態(tài)對沖壓進氣道氣動性能的影響。圖8給出了四個轉(zhuǎn)換點狀態(tài)下進氣道的壁面壓力分布，從中不難發(fā)現(xiàn)，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中渦輪進氣道承受反壓的能力逐漸減弱。對于轉(zhuǎn)換點(b)和(c)兩種狀態(tài)，當(dāng)背壓過低時，渦輪進氣道壁面壓力會產(chǎn)生振蕩現(xiàn)象，容易導(dǎo)致出口氣流均勻性變差，對后面工作部件不利。

在四個模態(tài)轉(zhuǎn)換點狀態(tài)下，當(dāng)背壓增加到一定程度時，渦輪進氣道壁面壓力都會出現(xiàn)突躍現(xiàn)象，表明此時激波被推出造成渦輪進氣道不起動，但同時，壓力曲線顯示沖壓進氣道的壁面壓力分布，并未受到渦輪進氣道不起動的影響，這與文獻[3]的實驗結(jié)論一致。因此，對于外并聯(lián)式發(fā)動機，當(dāng)某一個進氣道不起動時，對另一個進氣道不會產(chǎn)生影響。

3.3 模態(tài)轉(zhuǎn)換下排氣系統(tǒng)的性能

當(dāng)飛行馬赫數(shù)達到4時，TBCC發(fā)動機排氣系統(tǒng)將進行模態(tài)轉(zhuǎn)換，渦輪發(fā)動機噴管將分級關(guān)閉。選取四個關(guān)鍵轉(zhuǎn)換工作點進行數(shù)值模擬研究，其馬赫數(shù)等值線圖見圖9。從圖中可明顯發(fā)現(xiàn)，TBCC發(fā)動機噴管存在十分復(fù)雜的激波、膨脹波結(jié)構(gòu)，隨著模態(tài)轉(zhuǎn)換的進行，噴管從欠膨脹狀態(tài)轉(zhuǎn)變成過膨脹狀態(tài)，整個模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中噴管出口流場均勻，沒有出現(xiàn)大的分離區(qū)，只是從轉(zhuǎn)換點(h)中觀察到，渦輪通道出口的激波與其上壁面邊界層相互作用形成了較大的分離區(qū)，這可能導(dǎo)致噴管性能惡化。

在沖壓通道上壁面出現(xiàn)了兩部分回流區(qū)，第一部分是由于上壁面型面轉(zhuǎn)折造成的，第二部分是沖壓通道與渦輪通道兩股氣流相互作用的結(jié)果。隨著渦輪通道逐漸關(guān)閉，沖壓通道上壁面的轉(zhuǎn)折角變小導(dǎo)致分離區(qū)變小，而第二部分的分離區(qū)略有增加，這主要是由于沖壓通道上壁面擴張角變大、與渦輪通道出口膨脹波作用增強所致。

圖8 不同轉(zhuǎn)換點狀態(tài)下進氣道壁面壓力分布Fig.8 Pressure distribution at different transition points

圖9 噴管馬赫數(shù)等值線圖Fig.9 Contours of nozzle Mach number

3.4 不同工況下排氣系統(tǒng)的性能

由于TBCC發(fā)動機飛行條件復(fù)雜，模態(tài)轉(zhuǎn)換也不可能在單一工況下進行，因此有必要研究不同工況下噴管的性能。本小節(jié)對不同落壓比(NPR=80～20)下的流場進行分析，研究落壓比對噴管性能的影響規(guī)律。圖10、圖11給出了不同落壓比時渦輪噴管在轉(zhuǎn)換點(e)和(g)狀態(tài)下的馬赫數(shù)等值線圖?？梢?，隨著落壓比的增加，渦輪噴管出口由過膨脹狀態(tài)過渡到欠膨脹狀態(tài)，沖壓噴管出口一直保持過膨脹狀態(tài)，沖壓通道上壁面出口處的回流區(qū)逐漸縮小，其它區(qū)域的流場結(jié)構(gòu)無明顯改變。

4 結(jié)論

(1)從文中進氣系統(tǒng)的性能看，在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，渦輪進氣道和沖壓進氣道均無明顯的流動分離現(xiàn)象；沖壓進氣道的出口馬赫數(shù)逐漸降低，流量系數(shù)平穩(wěn)增加，有利于燃燒室點火起動。

(2)改變渦輪進氣道出口背壓對沖壓進氣道的氣動特性無影響，但是當(dāng)渦輪進氣道出口背壓過低時，其壁面壓力會產(chǎn)生振蕩現(xiàn)象，導(dǎo)致出口氣流均勻性變差。

圖10 轉(zhuǎn)換點(e)狀態(tài)下的馬赫數(shù)等值線圖Fig.10 Mach number contours at transition point(e)

(3) 從文中排氣系統(tǒng)的性能看，在相同落壓比下，TBCC發(fā)動機噴管隨著模態(tài)轉(zhuǎn)換的進行，從欠膨脹狀態(tài)轉(zhuǎn)變成過膨脹狀態(tài)；在沖壓噴管轉(zhuǎn)折點位置及其出口處，均出現(xiàn)了小面積的回流區(qū)；當(dāng)渦輪噴管關(guān)閉75%時，其上壁面出現(xiàn)了較大面積的回流區(qū)，導(dǎo)致噴管性能惡化。

(4) 針對渦輪噴管不關(guān)閉和關(guān)閉一半這兩個模態(tài)轉(zhuǎn)換點，隨著落壓比的增加，TBCC發(fā)動機噴管均由過膨脹狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)榍放蛎洜顟B(tài)，回流區(qū)范圍逐漸減小，噴管氣動性能有所改善。

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圖11 轉(zhuǎn)換點(g)狀態(tài)下的馬赫數(shù)等值線圖Fig.11 Mach number contours at transition point(g)

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Aerodynamic Characteristics of the Over-Under TBCC Inlet and Exhaust System

ZHANG Ding-wu，WANG Qiang，HU Hai-yang
(School of Energy and Power Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

According to an over-under turbine based combined cycle(TBCC)engine air inlet and exhaust systems solution,typical operating points of the flow field from turbine mode to scramjet mode were numeri?cally studied.The calculating results show that turbine engine inlet flow coefficient is gradually decreased during mode transition,and the ability to withstand back pressure is gradually weakened,however,scramjet inlet flow coefficient is gradually increased.Under different pressure ratio(=20～80),the turbine engine nozzle had no obvious flow separation phenomenon during mode transition,but the scramjet nozzle separa?tion zone decreased,and the degree of separation gradually weakened as the pressure ratio decreased.

TBCC engine；inlet system；exhaust system；over-under type；mode transition；numerical simulation

V236

A

1672-2620(2013)06-0035-05

2013-11-14；

2013-12-02

張丁午(1983-)，男，河北邯鄲人，博士研究生，研究方向為發(fā)動機內(nèi)流氣動熱力學(xué)。