劉曉偉，石 磊，劉佩進，何國強

(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072)

一種組合循環(huán)發(fā)動機變幾何進氣道方案①

劉曉偉，石 磊，劉佩進，何國強

(西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072)

用于空天往返的組合循環(huán)發(fā)動機工作馬赫數(shù)范圍寬，為此提出了一種采用雙通道調(diào)節(jié)的變幾何進氣道設(shè)計方案：用一道隔板將進氣道內(nèi)壓段分為上下2個通道，低馬赫數(shù)時，上下2個通道同時進氣，高馬赫數(shù)時，通過旋轉(zhuǎn)外壓段最后一道壓縮面關(guān)閉下通道后，僅上通道進氣，從而實現(xiàn)進氣道壓縮角和收縮比的大范圍調(diào)節(jié)。研究表明，該變幾何進氣道在Ma=2.2～7.0范圍內(nèi)具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)，尤其是具有很高的流量系數(shù)，且大部分區(qū)間出口馬赫數(shù)合適，該變幾何進氣道方案調(diào)節(jié)過程簡單、可靠，容易實現(xiàn)。

組合循環(huán)發(fā)動機；變幾何進氣道；數(shù)值模擬

0 引言

未來第三代可重復(fù)使用航天運輸系統(tǒng)將采用吸氣式組合推進取代傳統(tǒng)的僅使用火箭動力的工作模式，以增強發(fā)射的靈活性，并大幅降低運載成本，運輸系統(tǒng)的安全性和可靠性也會隨之顯著提高。吸氣式組合循環(huán)動力，典型的如火箭基組合循環(huán)(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)發(fā)動機和渦輪基組合循環(huán)(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)發(fā)動機，是未來最具應(yīng)用潛力的候選動力之一，一直以來都是該領(lǐng)域研究的熱點[1-5]。

用于空天往返的吸氣式組合循環(huán)發(fā)動機，應(yīng)具有寬廣的工作范圍。進氣道是吸氣式發(fā)動機的主要部件，如何保證進氣道在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)具有較高的性能，是吸氣式組合動力設(shè)計的研究重點之一[6]。變幾何進氣道已成為國內(nèi)外普遍采用的設(shè)計方法。

國際上，各典型RBCC發(fā)動機方案均采用了變幾何進氣道技術(shù)，如Strutjet的頂板調(diào)節(jié)方案[7]、GTX的中心錐前后移動方案[8]、ASTRX-RBCC喉道調(diào)節(jié)門放氣方案[5]，日本JAXA頂板升降方案[9]。目前，公開報道的最接近工程樣機的ISTAR發(fā)動機，采用了旋轉(zhuǎn)內(nèi)壓段頂板和唇口的調(diào)節(jié)方案[10]。國內(nèi)學(xué)者也開展了RBCC可調(diào)進氣道探索研究，如一種支板升降的側(cè)壓式進氣道調(diào)節(jié)方案[11]。

各種TBCC發(fā)動機也均采用了變幾何進氣道技術(shù)。應(yīng)用于SR-71的串聯(lián)式TBCC發(fā)動機采用了中心錐前后移動，以及可開閉的放氣活門方案[12]。日本ATREX發(fā)動機為串聯(lián)式TBCC發(fā)動機，其軸對稱進氣道采用了中心錐前后移動方案[13]，而二元進氣道采用了移動前緣，以便調(diào)節(jié)壓縮面的變幾何方案[14]。X43-B外并聯(lián)式TBCC發(fā)動機通過內(nèi)壓段中間隔板的旋轉(zhuǎn)，實現(xiàn)進氣道上下通道的流量匹配[15]。20世紀80年代，NASA蘭利研究中心針對某乘波飛行器設(shè)計的內(nèi)并聯(lián)TBCC發(fā)動機，則采用了進氣道內(nèi)壓段升降的方案[16]。

從上述組合循環(huán)發(fā)動機進氣道變幾何方案可看出，為適應(yīng)很寬的來流馬赫數(shù)范圍，并在較低馬赫數(shù)下起動，進氣道調(diào)節(jié)時，有必要實現(xiàn)壓縮角和收縮比兩個主要參數(shù)的大范圍變化。為此，本文提出了一種新型的基于雙流道的進氣道調(diào)節(jié)方法，通過下通道的開閉并配合上唇口的旋轉(zhuǎn)，可同時實現(xiàn)這2個參數(shù)的大范圍調(diào)節(jié)。本文的方法有別于雙模態(tài)沖壓發(fā)動機普遍采用的僅通過溢流以實現(xiàn)流量匹配的調(diào)節(jié)方法[17-19]，畢竟溢流量很多時，會導(dǎo)致捕獲流量的嚴重浪費，附加阻力也會(本質(zhì)為飛行器阻力)顯著增加，不符合飛行器/動力一體化設(shè)計思想，很難適應(yīng)于更寬的飛行范圍需求。

1 方案設(shè)計

本文進氣道調(diào)節(jié)方案如圖1所示。高馬赫數(shù)時，進氣道型面由A-B-C-D-E和F-G-H組成(記為構(gòu)型A)，為一典型的混壓式雙模態(tài)沖壓發(fā)動機進氣道。低馬赫數(shù)時，進氣道型面由A-B-C-D'、I-J、D-E和F'-G-H組成(記為構(gòu)型B)，此時內(nèi)壓段被隔板D-E隔開為上下兩個通道。低馬赫數(shù)時，型面特征點D'和I之間留有一定的空隙，可將頂板附面層低速氣流排除，改善進氣道性能。進氣道最后一道外壓縮面和唇口的旋轉(zhuǎn)軸心位于特征點C和G。型線AB、BC、FG(F'G)為直線，CD(C'D)為直線轉(zhuǎn)圓弧。內(nèi)壓段型線GH、DE、IJ為曲線轉(zhuǎn)直線，使得氣流以水平方向流出。

本文進氣道上下通道出口面積取相等數(shù)值，高馬赫數(shù)型面總收縮比為7.0，低馬赫數(shù)流道總收縮比約降低為前者的一半，為3.6。高馬赫數(shù)三級外壓縮角依次為7°、9°和8°，第一道內(nèi)壓縮角為11°；低馬赫數(shù)時兩級壓縮角依次為7°、9°，即取消三級外壓縮型面的最后一道壓縮，第一道內(nèi)壓縮角為7°。進氣道壓縮角也顯著降低。

來流空氣經(jīng)進氣道外壓段和內(nèi)壓段壓縮后，從喉道H-E-J面流出，在下游可通過過渡段或擴壓段的進一步設(shè)計流入同一或兩個燃燒室。本文只針對外壓段和內(nèi)壓段開展研究，并通過簡單的兩級調(diào)節(jié)方案分析進變幾何方案的性能。

圖1 進氣道調(diào)節(jié)方案Fig.1 Inlet regulation scheme

2 數(shù)值模擬方法

本文利用在進氣道研究領(lǐng)域已得到廣泛應(yīng)用的FLUENT軟件求解二維N-S方程，選取SSTk-ω湍流構(gòu)型，此構(gòu)型對于逆壓梯度引起的流動分離，以及超聲速中的激波和膨脹波現(xiàn)象都具有較好的模擬準確度。

采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格(圖2)，網(wǎng)格過渡比不超過1.1，壁面網(wǎng)格局部加密，近壁第一層網(wǎng)格距壁面約0.05 mm。模擬氣體為變比熱容空氣。進氣道出口條件為超聲速外推，不考慮燃燒室反壓的影響。所有殘差指標下降到10-3以下、進出口流量相對誤差小于10-4，且變化平穩(wěn)，表示計算結(jié)果收斂[11]。

(a)構(gòu)型A

(b)構(gòu)型B圖2 網(wǎng)格劃分Fig.2 The calculation grid

3 結(jié)果分析

進氣道調(diào)節(jié)過程中，經(jīng)歷了構(gòu)型A和構(gòu)型B，本文通過對2個構(gòu)型性能和流場結(jié)構(gòu)的分析，獲得型面調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)，形成變幾何方案。本文基于進氣道自起動性能開展研究。

3.1 構(gòu)型A分析

圖3為數(shù)值模擬獲得的構(gòu)型A不同來流馬赫數(shù)Ma時的流場馬赫數(shù)分布。圖4為計算獲得的主要性能參數(shù)：流量系數(shù)φ、總壓恢復(fù)系數(shù)σ和出口馬赫數(shù)Maout。

(a)Ma=3.9

(b)Ma=4.0

(c)Ma=5.0

(d)Ma=6.0

(e)Ma=7.0圖3 構(gòu)型A流場馬赫數(shù)分布Fig.3 Mach number contours of scheme A

從圖3可看出，Ma=3.9時，雖然進氣道唇口外沒有出現(xiàn)脫體激波，但肩點處出現(xiàn)了嚴重的氣流分離現(xiàn)象，Ma=4.0時，該分離現(xiàn)象消失。分離消失的過程中，進氣道性能參數(shù)均出現(xiàn)了不同幅度的階躍，尤以總壓恢復(fù)系數(shù)變化最為明顯。此時，總壓恢復(fù)系數(shù)顯著增加，和其隨來流馬赫數(shù)增加而減小的整體趨勢不同。因此，構(gòu)型A在Ma=3.9時不起動，Ma=4.0時起動后，才具有了較好的性能。

圖4 構(gòu)型A性能參數(shù)Fig.4 Performance parameters of scheme A

從圖3還可看出，進氣道起動后，流場中再未出現(xiàn)氣流分離現(xiàn)象。Ma=6.0時，進氣道外壓三道斜激波相交于唇口。Ma=7.0時，三道斜激波疊加后打到唇口內(nèi)，但并未在唇口附近產(chǎn)生嚴重的氣流分離或滑移層，進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)仍以接近等斜率的線性規(guī)律減小(圖4)?？梢?，構(gòu)型A可工作到Ma=7.0。

3.2 構(gòu)型B分析

圖5和圖6分別為數(shù)值模擬獲得的構(gòu)型B不同來流馬赫數(shù)時的流場馬赫數(shù)分布和性能參數(shù)。

從圖5可看出，Ma=2.1時，進氣道內(nèi)壓段上通道入口存在由正激波和“γ”激波耦合引起的激波/附面層分離結(jié)構(gòu)，進氣道上通道沒有起動，下通道起動；Ma=2.2時，進氣道內(nèi)壓段上下通道均已起動。圖6中，Ma=2.1～2.2的過程中，進氣道性能參數(shù)均有一定程度的階躍，也說明直到Ma=2.2進氣道才完全起動。

從圖5也可看出，進氣道起動后，流動順暢，未出現(xiàn)附面層分離現(xiàn)象，流場結(jié)構(gòu)合理。從圖6可看出，來流馬赫數(shù)增加到3.5后，進氣道出口即喉道馬赫數(shù)有些偏高。

RBCC發(fā)動機和TBCC發(fā)動機均需要進氣道在較低的馬赫數(shù)起動，從而為模態(tài)過渡做準備，模態(tài)過渡馬赫數(shù)一般為2.5～3.0。因此，進氣道起動馬赫數(shù)應(yīng)低于此區(qū)間。為保證本文的低馬赫數(shù)構(gòu)型(即構(gòu)型B)能滿足上述條件，本文采用了附面層吸除技術(shù)。

附面層吸除會帶來流量損失和額外的阻力，吸除系統(tǒng)越小、吸除量越少越好，通常只將壁面附近低能量的氣流吸除掉[20]。本文結(jié)合最后一道外壓縮面的旋轉(zhuǎn)，采用了類似文獻[21]的附面層放氣方法，以實現(xiàn)附面層吸除。

表1給出了不同馬赫數(shù)時構(gòu)型B的吸除流量百分比。進氣道起動后，吸除量不斷降低，最大吸除量為進氣道剛起動時，小于5%，實際中可接受。

(a)Ma=2.1

(b)Ma=2.2

(c)Ma=3.0

(d)Ma=4.0

(e)Ma=5.0圖5 構(gòu)型B流場馬赫數(shù)分布Fig.5 Mach number contours of scheme B

圖6 構(gòu)型B性能參數(shù)Fig.6 Performance parameters of scheme B

3.3 變幾何進氣道方案

構(gòu)型A為典型的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機進氣道，起動馬赫數(shù)為4.0，在Ma=4.0～7.0均能以較好的性能工作。構(gòu)型B由于壓縮量較低，雖然流量系數(shù)指標較高，有利于提高發(fā)動機的推力，但來流馬赫數(shù)較高時，出口馬赫數(shù)偏高，若燃燒室以亞燃沖壓模態(tài)工作，燃燒前氣流所經(jīng)歷的正激波會偏強，從而導(dǎo)致更大的總壓損失，可能引起發(fā)動機比沖性能降低。

表1 構(gòu)型B吸除量Table 1 Suction mass flow percentage of scheme B

針對本文的進氣道構(gòu)型，采用最簡單的兩級調(diào)節(jié)方案，選取Ma=4.0作為轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)較合適；Ma<4.0，變幾何進氣道采用構(gòu)型B；Ma>4.0，通過旋轉(zhuǎn)唇口和外壓段最后一道壓縮面，進氣道型面變?yōu)闃?gòu)型A。

圖7為變幾何進氣道Ma=2.2～7.0的性能。Ma=4.0時，由于進氣道型面轉(zhuǎn)級，性能參數(shù)均有較大幅度的階躍。從圖3和圖6可看出，變幾何進氣道在Ma=2.2～7.0區(qū)間內(nèi)，均具有良好的流場結(jié)構(gòu)。

圖7 變幾何進氣道性能參數(shù)Fig.7 Performance parameters of the variable geometry inlet

從圖7可看出，變幾何進氣道在寬廣的來流馬赫數(shù)范圍內(nèi)，均具有很高的流量系數(shù)，即使低馬赫數(shù)時，也接近0.5。高的捕獲流量意味著飛行器阻力的降低，也意味著高比沖沖壓工作模式對飛行器機械能貢獻越大，從而降低整個飛行過程中發(fā)動機的燃料消耗。變幾何進氣道性能的上述特點，可使飛行器/發(fā)動機一體化設(shè)計難度顯著降低，飛行器有效載荷也會提高。

本文變幾何進氣道方案采用最簡單的兩級調(diào)節(jié)方案，旋轉(zhuǎn)部位僅為唇口和最后一道外壓縮面兩段較短的型線，方案相對容易實現(xiàn)。

4 結(jié)論

(1)變幾何方案可將進氣道起動馬赫數(shù)降低到組合循環(huán)發(fā)動機模態(tài)過渡馬赫數(shù)之下。在Ma=2.2～7.0時，變幾何進氣道均具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)；除Ma=3.5～4.0偏高外，大部分區(qū)間出口馬赫數(shù)合適。

(2)變幾何進氣道在寬廣的來流馬赫數(shù)范圍內(nèi)，尤其低馬赫數(shù)時，具有很高的流量系數(shù)，從而提高了飛行器的整體性能。

(3)變幾何方案調(diào)節(jié)過程簡單、可靠，容易實現(xiàn)，適應(yīng)性好。

[1] Foster R,Escher W,Robinson J.Studies of an extensively asymmetric rocket based combined cycle (RBCC) engine powered SSTO vehicle [R].AIAA 1989-2294.

[2] Bartolotta P A,McNelis N B.High speed turines:development of a turbine accelerator (RTA) for apace access[R].AIAA 2003-6943.

[3] Hank J M.Air force research laboratory hypersonic propulsion research programs[R].AIAA 2007-5371.

[4] Kevin G B.The hypersonic space and global transportation system:a concept for routine and affordable access to space[R].AIAA 2011-2295.

[5] Kothari A P,Livingston J W,Tarpley C,et al.A reusable,rocket and airbreathing combined cycle hypersonic vehicle design for access-to-space[R].AIAA 2010-8905.

[6] Fernandez R,Reddy D R,Denson T J.Design issues for turbine based and rocket based combined cycle propulsion system inlets[R].AIAA 1998-3774.

[7] Siebenhaar A,Bulman M J,Bonnar D K.The role of the strutjet engine in new global and space markets[R].IAF- 98-S.5.04.

[8] Steffen C J,DeBonis J R.CFD analysis of the low speed propulsion mode in an RBCC engine[R].AIAA 2004-0857.

[9] Kanda T,Tomioka S,Ueda S,et al.Design of sub-scale rocket-ramjet combined cycle engine model[R].IAC-05-C4.5.03.

[10] Quinn J E.Oxidizer selection for the ISTAR program (liquid oxygen versus hydrogen peroxide)[R].AIAA 2002-4206.

[11] 劉曉偉.火箭基組合循環(huán)(RBCC)動力寬適應(yīng)用性進氣道研究[D].西安:西北工業(yè)大學(xué)研究生院,2010.

[12] Colville J R,Lewis M J.An aerodynamic redesign of the SR-71 inlet with applications to turbine based combined cycle engines[R].AIAA 2004-3481.

[13] Takayuki K,Nobuhiro T,Tetsuya S,et al.Development study on axisymmetric air inlet for ATREX engine[R].AIAA 2001-1895.

[14] Okai K,Taguchi H,Kojima T.Numerical analysis of variable intake and nozzle for hypersonic engines[R].AIAA 2003-7069.

[15] Albertson C W,Saied E,Trexler C A.Mach 4 test results of a dual-flow path,turbine based combined cycle inlet[R].AIAA 2006-8138.

[16] Spoth K A,Moses P L.Structural design and analysis of a mach zero to five turbo-ramjet system[R].AIAA 1993-1983.

[17] 金志光,張堃元.寬馬赫數(shù)范圍高超聲速進氣道伸縮唇口簡單變幾何方案研究[J].宇航學(xué)報,2010,31(5):1500-1510.

[18] 金志光,張堃元,陳衛(wèi)明,等.高超聲速二元變幾何進氣道氣動方案設(shè)計與調(diào)節(jié)規(guī)律研究[J].航空學(xué)報,2013,23(4):779-786.

[19] 王翼,范曉檣,梁劍寒,等.開啟式高超聲速進氣道啟動性能試驗[J].航空動力學(xué)報,2008,23(6):1014-1018.

[20] Hamed H,Lehnig T.The effect of bleed configuration on shock/boundary layer interactions[R].AIAA 1991-2014.

[21] 劉曉偉,何國強,劉佩進.一種RBCC二元變幾何進氣道方案研究[J].固體火箭技術(shù),2010,33(4):409-413.

(編輯：崔賢彬)

Investigation of a variable geometry combined cycle engine inlet with double passage

LIU Xiao-wei,SHI Lei,LIU Pei-jin,HE Guo-qiang

(College of Astronautics,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072,China)

Combined cycle engines,used for the spaceflight launch vehicle,have wide Mach number operation range.Therefore,a variable geometry inlet scheme with double passage regulation was put forward in the paper.The inlet inner passage was divided into two passages by a baffle.The lower passage could be close by rotating the last compress face at high fight Mach number,so only the upper passage allows air flow into the engine.The wide operation range regulation of inlet compress angle and contraction ratio could be achieved at the same time.Investigation shows that:present variable geometry inlet has higher total pressure recovery coefficient from flight Mach number 2.2 to 7.0,especially higher flow coefficient,and proper exit Mach number during most of the Mach number range.It is most important that the inlet has high mass flow during the wide flight Mach number.In addition,the regulation process is simple,dependable and easily actualized.

combined cycle engine;variable geometry inlet;numerical simulation

2016-05-08；

2016-06-28。

劉曉偉(1982—)，男，博士，研究方向為吸氣式組合循環(huán)推進系統(tǒng)。E-mail：xiaowei420@aliyun.com

V435

A

1006-2793(2016)06-0746-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.06.002