劉君， 袁化成， 葛寧

南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院 江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016

串聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器設(shè)計(jì)及其特性分析

劉君， 袁化成*， 葛寧

南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院 江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 南京 210016

為了實(shí)現(xiàn)渦輪基組合循環(huán)(TBCC)推進(jìn)系統(tǒng)平穩(wěn)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的模擬，在前期風(fēng)洞試驗(yàn)研究的基礎(chǔ)上對(duì)串聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器進(jìn)行重新設(shè)計(jì)。采用線(xiàn)性化及非對(duì)稱(chēng)的思路對(duì)該模擬器進(jìn)行設(shè)計(jì)并對(duì)其特性展開(kāi)數(shù)值仿真研究。結(jié)果表明：該模擬器不僅需要模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工況改變引起的背壓變化，而且能通過(guò)流通截面面積線(xiàn)性變化，實(shí)現(xiàn)兩個(gè)通道的流量分配。該裝置的特點(diǎn)是能保證模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中每一點(diǎn)的渦輪/沖壓通道的總堵塞比不變，使本文所研究的進(jìn)氣道在總堵塞比保持為65%時(shí)進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換，結(jié)尾激波基本維持在喉道等直段內(nèi)且進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)基本維持在0.30，流量系數(shù)基本為0.45，渦輪/沖壓通道流量呈線(xiàn)性變化，與預(yù)期目標(biāo)一致。

吸氣式高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)； 渦輪基組合循環(huán)(TBCC)； 串聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道； 模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器； 風(fēng)洞試驗(yàn)

隨著空天一體化戰(zhàn)略的提出，未來(lái)空中優(yōu)勢(shì)的爭(zhēng)奪將逐漸轉(zhuǎn)變成空天優(yōu)勢(shì)的爭(zhēng)奪?？仗祜w行器以其獨(dú)有的作戰(zhàn)優(yōu)勢(shì)，受到世界各強(qiáng)國(guó)的廣泛關(guān)注[1-3]。由于空天飛行器的飛行包線(xiàn)較寬，飛行馬赫數(shù)從亞聲速一直延伸至高超聲速，因此單一的吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)無(wú)法滿(mǎn)足其飛行任務(wù)需求。渦輪基組合循環(huán)(TBCC)推進(jìn)系統(tǒng)綜合了渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在低速的優(yōu)勢(shì)和沖壓/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在高速的優(yōu)勢(shì)，因此可滿(mǎn)足該飛行器寬飛行包線(xiàn)的需求。

按照布局方式的不同可將渦輪基組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)分為串聯(lián)式和并聯(lián)式。本文研究的TBCC進(jìn)氣道是為串聯(lián)形式組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)而設(shè)計(jì)，該形式采用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在前，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在后的布局，具有發(fā)動(dòng)機(jī)基線(xiàn)小、重量輕等優(yōu)點(diǎn)。TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在工作過(guò)程中必然要經(jīng)歷一個(gè)工作模態(tài)的轉(zhuǎn)換，即由渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)向沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)或者沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)向渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)。在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，進(jìn)氣道需要同時(shí)向渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提供所需氣流，配合發(fā)動(dòng)機(jī)完成動(dòng)力模態(tài)的轉(zhuǎn)換，且在此轉(zhuǎn)換過(guò)程中組合發(fā)動(dòng)機(jī)的流量和推力保持平穩(wěn)過(guò)渡等都將成為 TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)研制成敗的關(guān)鍵[4]。因此世界各國(guó)的對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程展開(kāi)深入研究。德國(guó)的S?nger計(jì)劃提出了一種串聯(lián)式組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)用于兩級(jí)入軌飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)。為了滿(mǎn)足組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)在不同來(lái)流條件下對(duì)流量的需求，在低速時(shí)通過(guò)調(diào)節(jié)壓縮面將進(jìn)氣道捕獲的多余的流量通過(guò)旁路流入噴管，在高速時(shí)旁路關(guān)閉。同時(shí)還設(shè)計(jì)了模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)，渦輪通道關(guān)閉及沖壓通道開(kāi)啟的方案[5-6]。日本的HYPR計(jì)劃設(shè)計(jì)了一種變循環(huán)渦扇和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的共軸串聯(lián)式 TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)，即HYPR-90C驗(yàn)證機(jī)，并對(duì)其進(jìn)行了地面模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗(yàn)，驗(yàn)證了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程通過(guò)調(diào)節(jié)變循環(huán)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的幾何機(jī)構(gòu)能夠?qū)崿F(xiàn)總流量和總推力基本保持恒定的目標(biāo)[7-8]。此外還進(jìn)行了自由來(lái)流馬赫數(shù)為5.0條件下，進(jìn)氣道與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的整機(jī)試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明當(dāng)進(jìn)氣道內(nèi)結(jié)尾激波振蕩現(xiàn)象增強(qiáng)，進(jìn)氣道的喘振裕度將下降，并且結(jié)尾激波位置的變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的影響卻很明顯[9]。美國(guó)的NASA研究中心對(duì)外并聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道進(jìn)行了小尺度和大尺度的模態(tài)轉(zhuǎn)換風(fēng)洞試驗(yàn)研究，結(jié)果表明平穩(wěn)的TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程是能夠?qū)崿F(xiàn)的[10-12]。陳敏等[13-15]對(duì)高超聲速串聯(lián)式TBCC方案進(jìn)行了整體性能的分析，包括穩(wěn)態(tài)性能和過(guò)渡態(tài)性能。通過(guò)渦輪/沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的分析驗(yàn)證了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程總空氣流量和發(fā)動(dòng)機(jī)推力在整個(gè)轉(zhuǎn)換過(guò)程中基本保證不變。劉增文[16]和黃紅超[17]等闡述了串聯(lián)式渦輪/沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)的選擇原則,并選擇馬赫數(shù)3.0作為工作模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)性能分析，結(jié)果表明模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中推力略有波動(dòng)，但波幅不大于10%。上述針對(duì)串聯(lián)式組合動(dòng)力模態(tài)轉(zhuǎn)換的研究側(cè)重點(diǎn)各有不同，主要進(jìn)行了概念設(shè)計(jì)、總體性能分析及發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)，并未對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程進(jìn)氣道的特性進(jìn)行相關(guān)試驗(yàn)研究。

本文在前人研究的基礎(chǔ)上，通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)的方法對(duì)串聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換規(guī)律進(jìn)行探索，在此基礎(chǔ)上采用線(xiàn)性化及非對(duì)稱(chēng)的思路對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器進(jìn)行設(shè)計(jì)，并對(duì)其特性展開(kāi)數(shù)值仿真研究，使其能模擬出平穩(wěn)的模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程。

1 串聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ图皵?shù)據(jù)處理

本文所研究的串聯(lián)TBCC進(jìn)氣道(如圖1(a)所示)由超聲速外壓段、方轉(zhuǎn)圓擴(kuò)壓段和渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道分流段3部分組成。外壓段由3級(jí)壓縮面組成，其中第2、3級(jí)壓縮面角度可根據(jù)不同來(lái)流馬赫數(shù)進(jìn)行調(diào)整。模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)馬赫數(shù)為2.0，此時(shí)外壓縮角度分別為6°、2°和4°。通過(guò)壓縮面角度的調(diào)整主要實(shí)現(xiàn)2個(gè)功能：一是保證擴(kuò)壓器入口的馬赫數(shù)保持在1.3～1.5之間[18]，二是實(shí)現(xiàn)流量匹配。由于該進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍為0～3，進(jìn)氣道捕獲面積由設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)(Ma=3.0)決定，在飛行馬赫數(shù)小于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)時(shí)，進(jìn)氣道捕獲流量大于發(fā)動(dòng)機(jī)所需流量。根據(jù)文獻(xiàn)[19]所述，當(dāng)進(jìn)氣道捕獲流量大于發(fā)動(dòng)機(jī)所需流量時(shí)，可通過(guò)溢流的方式實(shí)現(xiàn)流量的匹配。溢流窗不僅實(shí)現(xiàn)了流量匹配，而且將上游壓縮面的附面層排出進(jìn)氣道，從而提高進(jìn)氣道穩(wěn)定工作的范圍，防止模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)。擴(kuò)壓段入口為矩形截面，出口為圓形截面，進(jìn)出口面積擴(kuò)張比為3.7，中間過(guò)渡截面由方轉(zhuǎn)圓程序設(shè)計(jì)而成[20]。氣流在擴(kuò)壓段內(nèi)減速擴(kuò)壓至進(jìn)氣道出口，在進(jìn)氣道出口截面后氣流被分流環(huán)分成2股，一股進(jìn)入內(nèi)部圓形截面的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道，另一股進(jìn)入外部環(huán)形截面的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道的面積比為0.77。

在渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道出口串聯(lián)布置了渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道節(jié)流裝置(如圖1(b)所示)，用于模擬渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)。渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道節(jié)流裝置由2個(gè)獨(dú)立的電機(jī)控制，可單獨(dú)控制任一節(jié)流裝置的運(yùn)動(dòng)，因此可模擬模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的切換。

圖1 串聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Test model of tandem type TBCC inlet

圖2 進(jìn)氣道模型在NH-1風(fēng)洞中Fig.2 Inlet model installed in NH-1 wind tunnel

試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)NH-1風(fēng)洞(見(jiàn)圖2)中進(jìn)行。該風(fēng)洞為直流暫沖式亞、跨、超聲速風(fēng)洞，馬赫數(shù)范圍為0.5～2.0。當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)為2.0時(shí)，來(lái)流總壓為208 kPa，總溫為300 K，風(fēng)洞有效運(yùn)行時(shí)間在40 s左右。試驗(yàn)段長(zhǎng)為1 580 mm，試驗(yàn)段截面積尺寸為600 mm×600 mm，試驗(yàn)段兩側(cè)裝有?235 mm的觀(guān)察窗，可以進(jìn)行激波流態(tài)的觀(guān)察。針對(duì)可調(diào)進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換的試驗(yàn)，進(jìn)氣道的迎角和側(cè)滑角均為0° 且不進(jìn)行模型姿態(tài)的改變。進(jìn)氣道出口截面沿周向等間隔分布6個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn)以及6列總壓測(cè)點(diǎn)，每列分布5個(gè)測(cè)點(diǎn)，各測(cè)點(diǎn)分布規(guī)律根據(jù)等環(huán)面積法原理求得。上述壓力數(shù)據(jù)采用PSI9001系列壓力掃描閥對(duì)進(jìn)氣道出口總靜壓進(jìn)行采集。最后根據(jù)測(cè)得的總靜壓采用質(zhì)量平均的方法計(jì)算該截面的馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)等性能參數(shù)。

2 模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗(yàn)結(jié)果分析

串聯(lián)TBCC進(jìn)氣道工作狀態(tài)從渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)逐漸從最大狀態(tài)進(jìn)入慢車(chē)狀態(tài)，沖壓燃燒室從未點(diǎn)火進(jìn)入點(diǎn)火狀態(tài)。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)改變時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道反壓發(fā)生變化。因此要得到模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程進(jìn)氣道性能的變化規(guī)律，首先需要獲得渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)的變化規(guī)律。本文通過(guò)渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道節(jié)流裝置堵塞度的改變實(shí)現(xiàn)渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道反壓的改變，可用于模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的改變。

為了降低模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中進(jìn)氣道內(nèi)的流動(dòng)對(duì)渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性的影響，設(shè)計(jì)了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)基本保持常數(shù)的轉(zhuǎn)換規(guī)律。圖3給出了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程進(jìn)氣道出口匹配馬赫數(shù)為0.22時(shí)，兩通道堵塞比的變化規(guī)律，其中橫坐標(biāo)TRturbojet為渦輪通道堵塞比，縱坐標(biāo)TRramjet為沖壓通道堵塞比，圖中三角點(diǎn)為試驗(yàn)點(diǎn)，直線(xiàn)為試驗(yàn)結(jié)果的擬合，R2表示吻合程度。從圖可知模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程兩通道堵塞比呈線(xiàn)性關(guān)系，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道堵塞比從100%降低至60%，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道堵塞比從7%增大到46%。

圖4給出了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程5個(gè)錐位進(jìn)氣道出口流量系數(shù)φ及馬赫數(shù)隨渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道堵塞比變化曲線(xiàn)，從圖可知模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程進(jìn)氣道的流量系數(shù)基本保持在0.48附近，出口馬赫數(shù)基本維持在0.22附近，達(dá)到了預(yù)先期望的目標(biāo)。

本節(jié)采用風(fēng)洞試驗(yàn)的方法，證明了可采用渦輪/沖壓通道的節(jié)流裝置模擬模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的改變，并且當(dāng)進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)保持為一常數(shù)時(shí)，渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道的堵塞比呈線(xiàn)性變化。

圖3 模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程堵塞比變化規(guī)律Fig.3 Law of turbojet/ramjet flowpaths throttle ratios during mode transition

圖4 模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程流量系數(shù)及馬赫數(shù)變化規(guī)律Fig.4 Law of mass flow ratio and Mach number at inlet out section during mode transition

3 模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器設(shè)計(jì)

為了實(shí)現(xiàn)組合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的模擬，需要為該進(jìn)氣道設(shè)計(jì)一套合理節(jié)流裝置，該節(jié)流裝置不僅能實(shí)現(xiàn)單一節(jié)流裝置提供背壓的功能，而且能通過(guò)流通截面面積均勻變化，實(shí)現(xiàn)2個(gè)通道的流量分配的功能。

本試驗(yàn)所采用的渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道節(jié)流裝置，如圖5(a)所示。其中渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道的節(jié)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(dòng)過(guò)程中渦輪通道堵塞比與其移動(dòng)距離呈二次曲線(xiàn)關(guān)系，如圖5(b)中實(shí)線(xiàn)所示，圖中L為節(jié)流裝置長(zhǎng)度。沖壓通道的節(jié)流裝置為環(huán)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(dòng)過(guò)程中沖壓通道堵塞比與其移動(dòng)距離呈線(xiàn)性關(guān)系，如圖5(b)中點(diǎn)劃線(xiàn)所示。本試驗(yàn)所采用的節(jié)流裝置仍采用單通道節(jié)流裝置的設(shè)計(jì)思路，因此在渦輪通道節(jié)流裝置移動(dòng)過(guò)程中流通截面積的變化規(guī)律呈非線(xiàn)性，從而無(wú)法模擬出渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)平穩(wěn)的轉(zhuǎn)換過(guò)程。

圖5 渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道節(jié)流裝置及其堵塞比隨無(wú)量綱位移變化曲線(xiàn)Fig.5 Curves of turbojet/ramjet flowpaths plugs and their throttle ratios vs non-dimensional displacement

針對(duì)上述問(wèn)題，采用2種思路對(duì)串聯(lián)TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器進(jìn)行重新設(shè)計(jì)。首先是采用線(xiàn)性節(jié)流裝置的設(shè)計(jì)思路，即堵塞面積與節(jié)流裝置移動(dòng)距離呈線(xiàn)性關(guān)系設(shè)計(jì)渦輪通道節(jié)流裝置的型面，從而滿(mǎn)足流通截面面積均勻變化的要求。圖6(a)給出了改進(jìn)后渦輪通道節(jié)流裝置的型面(實(shí)線(xiàn))與初始節(jié)流裝置的型面(虛線(xiàn))。改進(jìn)后型面當(dāng)?shù)氐腻F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(duì)稱(chēng)的設(shè)計(jì)思路，對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道節(jié)流裝置進(jìn)行設(shè)計(jì)。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流裝置的型面如圖6(b)所示對(duì)稱(chēng)面采用近似直角三角形，氣流通過(guò)該裝置后向外排出試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀?/p>

圖6 渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道改進(jìn)后節(jié)流裝置型面Fig.6 Geometry of new turbojet/ramjet flowpaths plugs

4 模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器數(shù)值仿真分析

4.1 數(shù)值模擬方法

為了驗(yàn)證模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器的設(shè)計(jì)思路，采用穩(wěn)態(tài)數(shù)值仿真方法對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中5個(gè)點(diǎn)的流動(dòng)特性及進(jìn)氣道出口截面、渦輪/沖壓通道的性能參數(shù)進(jìn)行分析。

采用FLUENT商業(yè)軟件對(duì)重新設(shè)計(jì)的TBCC 進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器進(jìn)行三維流場(chǎng)計(jì)算，其中湍流模型為Jones和Launder提出的標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型，近壁區(qū)采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法[21]。方程的離散均選擇二階迎風(fēng)格式。流體假設(shè)為理想氣體，分子黏性系數(shù)采用Sutherland公式計(jì)算，采用絕熱無(wú)滑移壁面邊界條件。

為了校驗(yàn)本文采用的穩(wěn)態(tài)數(shù)值方法的可信度，采用本試驗(yàn)測(cè)得的數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算方法校核，來(lái)流條件與前文試驗(yàn)條件一致。圖7給出了數(shù)值模擬得到的進(jìn)氣道上下壁面沿程靜壓分布曲線(xiàn)與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，圖中π為靜壓比。從圖可以看出，數(shù)值仿真得到的沿程壓力曲線(xiàn)與試驗(yàn)測(cè)量值變化規(guī)律基本一致，表明本文所采用的數(shù)值仿真方法可以較為準(zhǔn)確地模擬此類(lèi)進(jìn)氣道的流動(dòng)，包括捕捉進(jìn)氣道外壓激波及內(nèi)通道結(jié)尾激波位置，數(shù)值仿真結(jié)果可信。

圖7 進(jìn)氣道上下壁面沿程靜壓分布對(duì)比 Fig.7 Comparison of static pressure distribution on inlet upper and lower wall

4.2 模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器特性分析

選取模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程渦輪/沖壓通道總堵塞比保持為65%，起始位置渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道堵塞比為22%，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道堵塞比為100%，終止位置渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道堵塞比為80%，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)堵塞比為52%。根據(jù)起始及終止位置即可確定出模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流裝置堵塞比的變化規(guī)律，由于采用新方法設(shè)計(jì)的節(jié)流裝置堵塞比與移動(dòng)距離呈線(xiàn)性關(guān)系，因此其運(yùn)動(dòng)規(guī)律也呈線(xiàn)性變化(如圖8(a))。圖中：Xt為渦輪通道堵錐無(wú)量綱移動(dòng)距離；Xr為沖壓通道堵錐無(wú)量綱移動(dòng)距離。在運(yùn)動(dòng)規(guī)律線(xiàn)上任一點(diǎn)的渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道堵塞比之和都保持為65%。圖8(b)給出了5個(gè)點(diǎn)的渦輪/沖壓通道節(jié)流裝置的位置，其中實(shí)心箭頭方向?yàn)楣?jié)流裝置移動(dòng)方向。

圖8 模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程節(jié)流裝置位移規(guī)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(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程5個(gè)狀態(tài)點(diǎn)的上下壁面沿程壓力變化規(guī)律，從圖可知結(jié)尾激波基本維持在喉道等直段附近。以渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道節(jié)流裝置堵塞比為22%，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道節(jié)流裝置堵塞比為100%時(shí)，為第1個(gè)錐位，隨著渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)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(nèi)通道上下壁面壓力發(fā)生突躍的位置均在喉道等直段附近，可知模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中結(jié)尾激波始終在喉道等直段內(nèi)。其中第1和5錐位時(shí)，下游壓力相比于其他3個(gè)錐位的壓力較大，結(jié)尾激波更靠近喉道等直段上游；第2至4錐位時(shí)上下壁面壓力完全重合，說(shuō)明結(jié)尾激波位置完全一致。

根據(jù)上述5個(gè)錐位沿程靜壓的分析結(jié)果，現(xiàn)對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程第1、3錐位流動(dòng)特征展開(kāi)分析。圖10(a)、圖10(b)給出了第1錐位對(duì)稱(chēng)面的馬赫數(shù)云圖、進(jìn)氣道出口、渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道截面總壓恢復(fù)系數(shù)σ云圖及通道內(nèi)流線(xiàn)圖。由圖可知，第1錐位時(shí)，結(jié)尾激波位于喉道等直段上游，由于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道完全關(guān)閉氣流進(jìn)入沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道后形成大的回流，上壁面氣流動(dòng)能較大，而下壁面的氣流動(dòng)能較小因此回流呈現(xiàn)出從上壁面流入沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道下壁面流出沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道的狀態(tài)，從下壁面向上游回流的氣體影響了進(jìn)氣道出口的總壓分布，因此進(jìn)氣道出口下壁面靠近對(duì)稱(chēng)面位置出現(xiàn)了相對(duì)較高的總壓區(qū)。圖中渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道內(nèi)的截面的總壓分布明顯比進(jìn)氣道出口的總壓分布更加均勻，這對(duì)壓氣機(jī)的穩(wěn)定性工作是有利的。圖10(c)、圖10(d)給出了第3錐位流場(chǎng)細(xì)節(jié)圖。從圖可知第3錐位時(shí)，結(jié)尾激波位于喉道等直段下游，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道內(nèi)大的回流現(xiàn)象消失，進(jìn)氣道出口總壓分布呈現(xiàn)上方高總壓下方低總壓區(qū)的規(guī)律，其中下方低總壓是擴(kuò)壓段下壁面產(chǎn)生分離引起。

圖9 模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)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(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程進(jìn)氣道馬赫數(shù)云圖及流線(xiàn)圖Fig.10 Mach number contour and streamline of inlet during mode transition

根據(jù)上述分析的模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程進(jìn)氣道內(nèi)沿程壓力分布規(guī)律及不同錐位的流動(dòng)細(xì)節(jié)，可知模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程結(jié)尾激波的運(yùn)動(dòng)幅度較小，且都保持在喉道等直段內(nèi)。說(shuō)明采用該方法設(shè)計(jì)的節(jié)流裝置以及其運(yùn)動(dòng)規(guī)律對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中結(jié)尾激波位置控制較好?，F(xiàn)通過(guò)對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中進(jìn)氣道出口、渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道3個(gè)截面參數(shù)變化規(guī)律的分析，進(jìn)一步揭示采用新方法設(shè)計(jì)的節(jié)流裝置在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中功能。圖11 給出了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程3個(gè)截面的流量系數(shù)、馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)和周向畸變指數(shù)|DC60|的變化規(guī)律。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道流量系數(shù)從0.44線(xiàn)性降低至0.12，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道流量系數(shù)從0線(xiàn)性增大至0.32；從圖11(b)可知模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)保持在0.3～0.32之間，滿(mǎn)足了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)基本保持恒定的要求。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道的馬赫數(shù)從0.5線(xiàn)性降低至0.14，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道的馬赫數(shù)都小于0.3；圖11(c)為模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程總壓恢復(fù)系數(shù)及|DC60|的變化規(guī)律，其中實(shí)線(xiàn)為進(jìn)氣道出口和渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道截面總壓恢復(fù)系數(shù)曲線(xiàn)，虛線(xiàn)為進(jìn)氣道出口和渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道截面|DC60|值。從圖可知渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道總壓恢復(fù)系數(shù)都比進(jìn)氣道出口截面小，但進(jìn)氣道出口截面|DC60|值都比渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道大；進(jìn)氣道出口截面的|DC60|值在1.3～1.9之間，而渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)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(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定工作。

圖11 模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程流量系數(shù)、馬赫數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)和周向畸變指數(shù)變化規(guī)律Fig.11 Flow ratio, Mach number, total pressure recovery and distortion index of inlet during mode transition

5 結(jié) 論

本文在對(duì)一種串聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗(yàn)結(jié)果分析的基礎(chǔ)上，總結(jié)了TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程模擬器的氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求，提出了新的設(shè)計(jì)思路，據(jù)此，設(shè)計(jì)了進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器并對(duì)其氣動(dòng)特性開(kāi)展了三維數(shù)值仿真分析,本文研究可得如下啟示：

1) TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器不僅要模擬單個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)工況變化對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道節(jié)流特性，而且要模擬渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工況同時(shí)變化，即模態(tài)轉(zhuǎn)換流路切換過(guò)程中的渦輪/沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工況耦合變化過(guò)程。

2) 與傳統(tǒng)的進(jìn)氣道直錐節(jié)流裝置不同，采用曲面錐的節(jié)流裝置可實(shí)現(xiàn)節(jié)流錐移動(dòng)距離與節(jié)流面積呈線(xiàn)性關(guān)系變化。

3) 渦輪/沖壓流道節(jié)流裝置分別采用曲錐及非對(duì)稱(chēng)曲錐設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中總節(jié)流堵塞比保持不變，且節(jié)流錐移動(dòng)距離與節(jié)流面積呈線(xiàn)性關(guān)系變化。三維數(shù)值模擬結(jié)果表明：當(dāng)節(jié)流裝置按總堵塞比為65%設(shè)計(jì)時(shí)，結(jié)尾激波基本穩(wěn)定在喉道等直段內(nèi)，進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)基本為0.3，流量系數(shù)基本為0.45，渦輪/沖壓通道流量呈線(xiàn)性變化，與預(yù)期設(shè)計(jì)目標(biāo)一致。

4) 本文給出的設(shè)計(jì)思路可拓展應(yīng)用于不同類(lèi)型串聯(lián)TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程模擬裝置設(shè)計(jì)，也可應(yīng)用于常規(guī)進(jìn)氣道節(jié)流裝置設(shè)計(jì)，以提高發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的模擬精度，降低試驗(yàn)控制難度。

致 謝

感謝郭榮偉教授的關(guān)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(xué)在試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜏?zhǔn)備過(guò)程中的幫助與支持。感謝評(píng)審專(zhuān)家提出的寶貴意見(jiàn)。

[1] 吳穎川, 賀元元, 賀偉, 等. 吸氣式高超聲速飛行器機(jī)體推進(jìn)一體化技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 航空學(xué)報(bào), 2015, 36(1): 245-260.

WU Y C, HE Y Y, HE W, el al. Progress in airframe-propulsion integration technology of air-breathing hypersonic vehicle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 245-260 (in Chinese).

[2] RONDEAU C M, JORRIS T R. X-51A scramjet demonstrator program waverider ground and flight test: ADA593742[R]. Virginia: Armed Services Technical Information Agency Documents, 2013.

[3] SOSOUNOV V A, TSKHOVREBOV M M, SOLONIN V I, et al. The study of experimental turboramjets: AIAA-1992-3720[R]. Reston: AIAA, 1992.

[4] 張華軍, 郭榮偉, 李博. TBCC進(jìn)氣道研究現(xiàn)狀及其關(guān)鍵技術(shù)[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)報(bào), 2010, 28(5): 613-620.

ZHANG H J, GUO R W, LI B. Research status of TBCC inlet and its key technologies[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2010, 28(5): 613-620 (in Chinese).

[5] SACHER P W. The engineering design of engine/airframe integration for the S?nger fully reusable space transportation system: ADA592434[R]. Virginia: Armed Services Technical Information Agency Documents, 2010.

[6] LEDERER R, VOSS N, SCHWAB R R. Hypersonic airbreathing propulsion activities for S?nger: AIAA-1991-5040[R]. Reston: AIAA, 1991.

[7] MIYAGI H, MIYAGAWA H, MONJI T， et al. Combined cycle engine research in Japanese HYPR project: AIAA-1995-2751[R]. Reston: AIAA, 1995.

[8] MIYAGI H, KIMURA H, KISHI K, et al. Combined cycle engine research in Japanese HYPR program: AIAA-1998-3278[R]. Reston: AIAA, 1998.

[9] TAKAO O, YOSHINARI E, HIDEMASA N， et al. Experimental approach to HYPR Mach 5 ramjet propulsion system: AIAA-1998-3277[R]. Reston: AIAA, 1998.

[10] SAUNDERS J D, SLATER J W, DIPPOLD V, et al. Inlet mode transition screening test for a turbine-based combined-cycle propulsion system[J]. Jannaf, 2008.

[11] ANDRE W M, ASHWANI K G, LEWIS M J. Critical issues in TBCC modeling: AIAA-2004-3827[R]. Reston: AIAA, 2004.

[12] SAUNDERS J D, STUEBER T J, THOMAS S R, et al. Testing of the NASA hypersonic project combined cycle engine large scale inlet mode transition experiment (CCE LIMX): NASA/TM-2012-217217[R]. Washington, D.C.: NASA, 2012.

[13] 陳敏, 唐海龍, 劉大響, 等. 最大飛行馬赫數(shù)3.5的吸氣式動(dòng)力方案初步研究[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2009, 24(7): 1564-1569.

CHEN M, TANG H L, LIU D X, et al. Conceptual design of Mach number 3.5 air-breathing propulsion system[J]. Journal of Aerospace Power, 2009, 24(7): 1564-1569 (in Chinese).

[14] 陳敏, 唐海龍, 朱大明, 等. 高超聲速串聯(lián)式組合動(dòng)力裝置方案[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2007, 33(3): 265-268.

CHEN M, TANG H L, ZHU D M, et al. Hypersonic combined cycle engine concept with tandem layout[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2007, 33(3): 265-268 (in Chinese).

[15] CHEN M, ZHU Z L, ZHU D M, et al. Performance analysis tool for turbine based combined cycle engine concept[J]. Journal of Astronautics, 2006, 27(5): 854-859.

[16] 劉增文, 王占學(xué), 蔡元虎, 等. 渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)值模擬[J]. 推進(jìn)技術(shù)， 2009， 30(1): 1-5.

LIU Z W, WANG Z X, CAI Y H, et al. Numerical simulation of performance for turbine based combined cycle propulsion system[J]. Journal of Propulsion Technology, 2009, 30(1): 1-5 (in Chinese).

[17] 黃紅超, 王占學(xué), 蔡元虎. 基于推力連續(xù)準(zhǔn)則的小型渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程分析[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2009, 24(12): 2756-2762.

HUANG H C, WANG Z X, CAI Y H. Analysis of mode transition with thrust smoothing of small turbine/ramjet combined cycle engine[J]. Journal of Aerospace Power, 2009, 24(12): 2756-2762 (in Chinese).

[18] 袁化成, 劉君, 華正旭, 等. 一種串聯(lián)式TBCC變幾何進(jìn)氣道氣動(dòng)設(shè)計(jì)及實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證[C]//第十七屆中國(guó)空氣動(dòng)力學(xué)物理氣體動(dòng)力學(xué)學(xué)術(shù)交流會(huì)暨第三屆高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外流耦合流動(dòng)研討會(huì)論文集，2015.

YUAN H C, LIU J, HUA Z X, et al. The design and experiment investigation of variable geometry TBCC inlet of tandem type[C]//17th Aerodynamics & Physics Gas Dynamics Academic Conference of China, 2015 (in Chinese).

[19] 王亞崗, 袁化成, 郭榮偉. TBCC用軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道流量控制技術(shù)研究[J]. 推進(jìn)技術(shù)， 2013， 34(12)： 1606-1615.

WANG Y G, YUAN H C, GUO R W. Research on mass-flow controlling technology of TBCC axisymmetric inlet[J].Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(12): 1606-1615 (in Chinese).

[20] 張華軍, 劉興國(guó), 郭榮偉, 等. TBCC進(jìn)氣道渦輪通道擴(kuò)張段設(shè)計(jì)及渦輪模態(tài)特性[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2014, 29(1): 181-191.

ZHANG H J, LIU X G, GUO R W, et al. Design of turbo diffuser for TBCC inlet and characteristics of turbo mode[J]. Journal of Aerospace Power, 2014, 29(1): 181-191 (in Chinese).

[21] 李璞, 郭榮偉. 一種帶前體的高超聲速矩轉(zhuǎn)圓形進(jìn)氣道研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2009, 30(4): 625-629.

LI P, GUO R W. Investigation of a hypersonic inlet with rectangular-to-circular shape transition and forebody[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2009, 30(4): 625-629 (in Chinese).

劉君男， 博士研究生。主要研究方向： 組合動(dòng)力進(jìn)氣道設(shè)計(jì)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(jìn)氣道設(shè)計(jì)、 仿真及試驗(yàn)技術(shù)。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(jī)動(dòng)力學(xué)及設(shè)計(jì)。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(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

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劉君， 袁化成， 葛寧. 串聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換模擬器設(shè)計(jì)及其特性分析J． 航空學(xué)報(bào),2016,37(12):3675-3684.LIUJ,YUANHC,GEN.DesignandflowcharacteristicsanalysisofmodetransitionsimulatorfortandemtypeTBCCinletJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3675-3684.

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V236

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