汪 豐, 徐驚雷, 汪陽生

(南京航空航天大學能源與動力學院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室, 南京 210016)

0 引 言

近年來以美國為代表的諸多航空強國紛紛加速研制高超聲速飛行器[1]。傳統(tǒng)的渦輪發(fā)動機和火箭發(fā)動機因工作范圍有限，難以滿足高超聲速飛行的實際需求，而以渦輪基組合循環(huán)(Turbine Based Combined Cycle, TBCC)為代表的組合循環(huán)發(fā)動機逐漸成為高超聲速飛行器的首選動力形式[2]。TBCC發(fā)動機是一種將渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機有機結(jié)合起來的組合推進系統(tǒng)，能夠在寬飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)提供良好的比沖和推重比性能，可作為水平起降臨近空間飛機和兩級入軌飛行器的動力系統(tǒng)。TBCC包括串聯(lián)式和并聯(lián)式2種。其中并聯(lián)式TBCC系統(tǒng)中的渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機分別在2個獨立的通道中工作，相互之間干擾較小，調(diào)節(jié)控制相對簡單，已經(jīng)成為目前主流的研究對象[3-4]。

模態(tài)轉(zhuǎn)換是TBCC實現(xiàn)動力形式從渦輪發(fā)動機向沖壓發(fā)動機過渡的過程，模態(tài)轉(zhuǎn)換作為長期以來制約TBCC發(fā)動機發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)受到了各國研究人員的密切關(guān)注[5]。有研究表明，排氣系統(tǒng)在高速飛行過程中提供的推力超過飛行器全部推力的70%[6]，因此，在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中保證排氣系統(tǒng)產(chǎn)生的推力相對穩(wěn)定，對維持飛行器的姿態(tài)控制就顯得格外重要[7]。國內(nèi)外針對TBCC的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程進行了大量的相關(guān)研究。西北工業(yè)大學張明陽等根據(jù)渦輪發(fā)動機的工作狀態(tài)變化，提出一種需要3個階段進行的模態(tài)轉(zhuǎn)換策略，利用其發(fā)展的并聯(lián)式TBCC總體性能仿真模型，得到了模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中TBCC的性能變化規(guī)律。結(jié)果表明，在滿足空氣流量連續(xù)的前提下，發(fā)動機整體推力變化基本保持穩(wěn)定，但在渦輪發(fā)動機關(guān)閉加力的瞬時，推力會下降12.5%[8]。劉君等采用定常/非定常數(shù)值模擬方法研究了內(nèi)并聯(lián)式TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的流場結(jié)構(gòu)變化和非定常流動現(xiàn)象，利用亞聲速管內(nèi)波傳播理論對非定常流動的形成機理進行了分析研究。結(jié)果表明，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，進氣道內(nèi)結(jié)尾激波存在沿流向的前后振動現(xiàn)象[9]。郭帥等對模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的分流板(隔離渦輪與沖壓流道)進行流固耦合方面的研究。結(jié)果表明，在考慮了分流板的氣動彈性效應后，TBCC排氣系統(tǒng)的推力系數(shù)、升力與俯仰力矩分別提高了0.68%、2.82%與5.86%[10]。南京航空航天大學花文達等利用最大推力理論的密切法設計了圓轉(zhuǎn)矩變截面非對稱沖壓發(fā)動機噴管，并在其上壁面為三維曲面的條件下，利用轉(zhuǎn)動加滑動共用面的方式實現(xiàn)了渦輪流道的型面設計與喉道面積的調(diào)節(jié)，并針對此TBCC排氣系統(tǒng)進行了風洞冷流試驗，測量獲得的壁面壓力分布與數(shù)值結(jié)果吻合較好[11]。南京航空航天大學牛彥灃等通過風洞冷流試驗驗證了采用繞后點旋轉(zhuǎn)方式的并聯(lián)式TBCC排氣系統(tǒng)設計方法的可行性，數(shù)值模擬得到的壁面壓力分布與試驗結(jié)果吻合較好[12]。南京航空航天大學的呂鄭等人利用非定常數(shù)值模擬研究方法獲得了一種等溫控制規(guī)律下TBCC排氣系統(tǒng)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的性能變化規(guī)律，結(jié)果表明整個模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中排氣系統(tǒng)推力系數(shù)和升力的最大變化幅度分別為1.04%和67.15%[13]。

從公開的文獻資料來看，目前針對TBCC模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的研究主要集中在TBCC進氣道及其總體性能方面[14-15]，而對排氣系統(tǒng)的研究則多為靜態(tài)單工況的數(shù)值模擬與風洞試驗，對模態(tài)轉(zhuǎn)換過程內(nèi)排氣系統(tǒng)性能與流場的非定常研究較少。采用數(shù)值模擬與風洞試驗相結(jié)合的方法，對某并聯(lián)式TBCC排氣系統(tǒng)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的動態(tài)特性進行了詳細研究，分析了該過程中TBCC排氣系統(tǒng)出口流場的波系發(fā)展與主要氣動性能的變化規(guī)律，為今后對TBCC模態(tài)轉(zhuǎn)換過程開展更加深入的研究提供參考。

1 實驗和數(shù)值模擬方法

1.1 實驗模型與條件

針對圖1所示的并聯(lián)式TBCC組合排氣系統(tǒng)開展相關(guān)研究。該并聯(lián)式TBCC排氣系統(tǒng)為二維對稱結(jié)構(gòu)，寬高比為5.5(相對于沖壓喉道高度)，分為上下2個流道，上側(cè)流道為渦輪發(fā)動機排氣流道，下側(cè)流道為沖壓發(fā)動機排氣流道，兩流道之間設有分流板，并通過分流板旋轉(zhuǎn)的方式對渦輪流道的喉道面積進行調(diào)節(jié)，沖壓流道喉道面積的調(diào)節(jié)則通過位于最下方的唇板旋轉(zhuǎn)進行調(diào)節(jié)。沖壓發(fā)動機單獨工作階段，分流板向上旋轉(zhuǎn)完全關(guān)閉渦輪流道。由于條件限制,對試驗模型排氣系統(tǒng)進行了適當?shù)目s比，試驗模型總長257.34mm，沖壓流道喉道面積最大為406.78mm2，渦輪流道喉道面積最大為460.71mm2。

(a) 臺架安裝圖

(b) 三維示意圖

Fig.2Profileofwindtunnelmodeloftheover-underTBCCexhaustsystem

試驗在南京航空航天大學江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室進行，實驗室內(nèi)的多通道組合排氣系統(tǒng)實驗臺采用高低壓吹-抽吸聯(lián)合的供氣方式，最高可提供200的試驗落壓比，同時還配備了壓力掃描閥與紋影儀等測量設備，可對排氣系統(tǒng)壁面的靜壓分布進行實時測量，并對出口流場進行紋影記錄。表1給出了部分典型試驗工況在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的對應時刻，以及各流道噴管所對應的落壓比(Nozzle Pressure Ratio,NPR)。

表1 并聯(lián)式TBCC排氣系統(tǒng)試驗工況點Table 1 Experimental points of over-under TBCC exhaust system

1.2 數(shù)值模擬方法介紹

本文采用Fluent軟件進行數(shù)值模擬。模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，渦輪流道與沖壓流道的喉道面積通過分流板與下唇板的轉(zhuǎn)動實現(xiàn)精確調(diào)節(jié)。而在數(shù)值模擬過程中，機構(gòu)的旋轉(zhuǎn)運動會導致其周圍計算域的形狀發(fā)生改變，這就需要利用Fluent軟件的動態(tài)網(wǎng)格技術(shù)來實現(xiàn)此區(qū)域網(wǎng)格的自適應調(diào)節(jié)。在靠近分流板和下唇板等流動域變化較大的區(qū)域，采用三角形網(wǎng)格建立單獨的計算域，而其余區(qū)域則采用四邊形網(wǎng)格設置為其他計算域。圖3是使用Gambit軟件繪制完成的二維網(wǎng)格示意圖，藍色區(qū)域全部使用三角形網(wǎng)格生成，采用彈簧光順與重構(gòu)結(jié)合的方法實現(xiàn)網(wǎng)格適應，其余顏色的區(qū)域均采用四邊形網(wǎng)格生成，網(wǎng)格總量約337 000。圖3同時給出了計算模型的主要邊界條件。其中，渦輪和沖壓流道進口設置為壓力進口，遠場出口設置為壓力出口，外界自由來流設置為壓力遠場，噴管壁面設置為絕熱無滑移條件。求解器選擇密度基隱式耦合算法，湍流模型為SSTk-ω模型，工作介質(zhì)為理想氣體，根據(jù)推進系統(tǒng)總體設計單位給出的數(shù)值設置比熱容，動力粘性系數(shù)采用Sutherland公式計算，對流項則使用Roe二階迎風格式進行離散。選取t=0.01s時刻作為非定常計算的初始流場，時間步長設置為10-4s，共計算249 800個時間步，總計算時長24.98s。時間步長的選取根據(jù)式(1)計算得到[16]，圖3中藍色非定常流場區(qū)域的長度約為400mm，最大氣流速度約為1100m/s。

(1)

圖3 并聯(lián)式TBCC排氣系統(tǒng)混合網(wǎng)格示意圖

1.3 模態(tài)轉(zhuǎn)換與性能參數(shù)介紹

本文研究的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程可以劃分為沖壓發(fā)動機流道(冷通流)打開、渦輪發(fā)動機關(guān)閉加力、渦輪發(fā)動機降轉(zhuǎn)和渦輪發(fā)動機流道關(guān)閉4個階段，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程在飛行馬赫數(shù)為3.75時完成，總時長為25.00s，具體情況如表2所示。模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中渦輪與沖壓噴管的工作落壓比與喉道面積的變化是根據(jù)TBCC發(fā)動機總體的模態(tài)轉(zhuǎn)換控制規(guī)律確定的，以實現(xiàn)TBCC在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程內(nèi)推力的平穩(wěn)過渡，圖4便是渦輪與沖壓流道噴管落壓比與喉道面積的變化曲線。

表2 TBCC組合推進系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程時間序列Table 2 Time series of mode transition process for TBCC system

(a) NPR

(b) 喉道面積

圖4 模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中TBCC排氣系統(tǒng)氣流參數(shù)與喉道面積的變化規(guī)律

Fig.4Variationofairflowparametersandthroatareaduringmodetransitionprocess

選用軸向推力系數(shù)與升力作為TBCC排氣系統(tǒng)性能的評價標準。其中，軸向推力系數(shù)定義為排氣系統(tǒng)出口截面富裕沖量的軸向分量與理想等熵推力之比：

(2)

Iex=min·vin+Ain·(pin-pb)-Tx

(3)

(5)

式中min、vin、pin、p*、T*和Ain分別表示噴管進口的質(zhì)量流量、軸向速度、靜壓、總壓、總溫和噴管進口面積，pb表示環(huán)境背壓；Iex表示噴管出口富裕沖量的軸向分量，如果將整個噴管內(nèi)流道視為一個控制體，根據(jù)開口系流體動量守恒定律，可以將出口軸向沖量表達為進口軸向沖量與流道內(nèi)表面作用力軸向分量之差的形式；Tx表示氣流作用在噴管內(nèi)壁面相對作用力(包括壓力與摩擦力)積分的軸向分量；Fs表示噴管理想等熵推力；γ為工質(zhì)的比熱比；R為工質(zhì)氣體常數(shù)；NPR為噴管落壓比，其定義是噴管進口總壓p*與環(huán)境背壓pb的比值。

并聯(lián)式TBCC排氣系統(tǒng)由渦輪、沖壓上下2個流道共同組成，排氣系統(tǒng)總的軸向推力系數(shù)Cfx由式(6)定義，其中Iex,t和Iex,r分別表示渦輪噴管和沖壓噴管出口富裕沖量的軸向分量，F(xiàn)s,t和Fs,r分別表示渦輪噴管和沖壓噴管的理想等熵推力。TBCC排氣系統(tǒng)的總升力L定義為作用在渦輪流道和沖壓流道所有內(nèi)壁面上相對作用力(包括壓力與摩擦力)積分的豎直分量，考慮到飛行器外部承受的環(huán)境壓力影響，壓力與摩擦力部分均減去環(huán)境背壓后再進行積分計算：

(6)

L=Ty

(7)

2 結(jié)果與分析

2.1 流場結(jié)構(gòu)的演變

圖5是t=0.01～5.00s內(nèi)TBCC排氣系統(tǒng)出口流場的馬赫數(shù)等值線圖。在此階段，下唇板順時針旋轉(zhuǎn)，沖壓流道逐漸打開。此時，由于下唇板剛剛打開，外界環(huán)境氣流在流經(jīng)下唇板下表面時因遇到較大的物理擴張而在此處發(fā)生明顯的流動分離。在這個過程中，沖壓流道的氣流流量逐漸增大，受幾何結(jié)構(gòu)的限制，此時沖壓流道的喉道位置處于下唇板出口附近，沖壓氣流經(jīng)喉道后沿著分流板的下表面快速向外膨脹加速。在初始的一段時間內(nèi)，由于沖壓噴管落壓比較低，受兩流道之間壓差產(chǎn)生的逆壓梯度影響，在靠近分流板下表面的尾緣區(qū)域發(fā)生了流動分離，如圖5(b)所示。但隨著沖壓落壓比的提高，可以看到t=4.00s時該分離區(qū)已經(jīng)消失。在t=0.01～5.00s內(nèi)，渦輪進口氣流參數(shù)沒有發(fā)生改變，渦輪流道氣流一直處于較弱的欠膨脹狀態(tài)，在與外流的相互擠壓下，噴管上膨脹面出口處產(chǎn)生了斜激波結(jié)構(gòu)。圖6是部分時刻TBCC排氣系統(tǒng)出口流場的紋影圖像，圖7是t=0.01s時排氣系統(tǒng)出口流場試驗與數(shù)值計算獲得的流場對比圖。從圖7可以看出，數(shù)值計算較好地捕捉到了流場中的膨脹波束與滑移面等特征結(jié)構(gòu)，與試驗紋影結(jié)果吻合較好。因為試驗中無法模擬具有一定速度的環(huán)境外流，故無法在試驗中觀察到下唇板下表面的分離區(qū)，考慮到影響排氣系統(tǒng)推力性能的主要因素是其內(nèi)部的氣流流動，除了當噴管內(nèi)處于嚴重的過膨脹狀態(tài)，外流可能會對噴管的性能產(chǎn)生一定影響之外，包括欠膨脹狀態(tài)在內(nèi)的大多數(shù)工況，外流對排氣系統(tǒng)的推力影響甚微，而本文研究所涉及的排氣系統(tǒng)工作狀態(tài)很少涉及到過膨脹狀態(tài)，因此，這里并沒有對外流進行復現(xiàn)。為了進一步驗證數(shù)值結(jié)果的可靠性，對排氣系統(tǒng)的主要的推力面，即渦輪流道的上膨脹面進行了沿程靜壓的測量，所獲得的結(jié)果及與數(shù)值計算結(jié)果的比較如圖8所示(圖中p表示靜壓值，pb表示環(huán)境背壓，x表示沿程壓力測點所在的流向坐標，L表示上膨脹面流向長度)，可以看出二者的吻合程度較好，證明了彼此結(jié)果的可靠。

(a) t=0.01s

(b) t=2.00s

(c) t=4.00s

(d) t=5.00s

圖5 模態(tài)轉(zhuǎn)換t=0.01～5.00s內(nèi)TBCC排氣系統(tǒng)出口流場的馬赫數(shù)等值線圖

Fig.5MachnumbercontourofTBCCexhaustsystemin0.01～5.00sduringmodetransitionprocess

圖6 模態(tài)轉(zhuǎn)換t=0.01～5.00s內(nèi)TBCC排氣系統(tǒng)出口流場的紋影圖

Fig.6SchlierenimagesofTBCCexhaustsystemint=0.01～5.00sduringmodetransitionprocess

(a) 試驗紋影圖

(b) 數(shù)值紋影圖

圖7t=0.01s時TBCC排氣系統(tǒng)出口流場紋影與數(shù)值計算結(jié)果的比較

Fig.7ComparisonofschlierenandnumericalresultsofTBCCexhaustsystematt=0.01s

圖8 t=0.01s時渦輪流道上膨脹面沿程靜壓分布

Fig.8Staticpressuredistributionalongrampinturbinechannelatt=0.01s

圖9是t=5.00～12.00s內(nèi)TBCC排氣系統(tǒng)出口流場的馬赫數(shù)等值線圖。隨著下唇板的完全打開，沖壓氣流的流動逐漸通暢，喉道位置也逐漸向前移動至噴管進口處，此時，沖壓流道內(nèi)已屬于全超聲速流場，下唇板下表面的分離區(qū)也完全消失。圖9(b)中，下唇板正處于旋轉(zhuǎn)過程的某一中間位置，此時沖壓流道處于一種非設計狀態(tài)下的不規(guī)則構(gòu)型，超聲速氣流在沖壓流道上壁面的部分區(qū)域受到壓縮，多道壓縮波匯聚形成一道較弱的內(nèi)激波，這道激波經(jīng)過與壁面的多次相交，最終與分流板轉(zhuǎn)軸處產(chǎn)生的斜激波匯合到一起(圖11中沖壓噴管上壁面沿程壓力的變化曲線也顯示了這2道激波的形成)。當下唇板旋轉(zhuǎn)至圖9(c)所示位置時，這道內(nèi)激波已經(jīng)完全消失。在此階段內(nèi)，渦輪流道氣流的落壓比分3次逐級略微增加，渦輪噴管出口氣流的欠膨脹程度也隨之略有增加。t=12.00～18.00s階段內(nèi),TBCC排氣系統(tǒng)在幾何構(gòu)型與來流條件上沒有發(fā)生明顯變化，僅渦輪流道氣流的進口總壓、總溫存在少量下降，其流場主要結(jié)構(gòu)特征與t=12.00s時十分接近，不再贅述。

(a) t=7.50s

(b) t=9.50s

(c) t=10.00s

圖9 模態(tài)轉(zhuǎn)換t=5.00～12.00s內(nèi)排氣系統(tǒng)出口流場的馬赫數(shù)等值線圖

Fig.9MachnumbercontourofTBCCexhaustsystemint=5.00～12.00sduringmodetransitionprocess

為了進一步說明模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的流場結(jié)構(gòu)，圖10給出了t=10.00s時排氣系統(tǒng)出口流場的波系結(jié)構(gòu)圖：在分流板尾緣O1點渦輪流道氣流與沖壓流道氣流相遇，二者互相擠壓，在各自的流道內(nèi)分別產(chǎn)生1道斜激波O1A與O1B，激波O1A向上打到渦輪流道上壁面，造成此處壓力突然上升，這在圖12渦輪流道上膨脹面沿程壓力隨時間的變化中也得到了驗證。由于分流板轉(zhuǎn)軸造成的物理型面的不連續(xù)性，轉(zhuǎn)軸點O2處產(chǎn)生了1道斜激波O2B，并與斜激波O1B逐漸匯聚至一起。在下唇板尾緣O3點處，沖壓氣流向下俯流，在與外流相互作用下產(chǎn)生2道出口斜激波O3C和O3D，在渦輪流道上膨脹面靠近出口處產(chǎn)生的斜激波成因與此相同。

隨著分流板繼續(xù)向上旋轉(zhuǎn)，渦輪流道逐漸關(guān)閉，渦輪氣流流量減少，雙流道氣流之間的相互影響減弱，各種激波結(jié)構(gòu)逐漸消失，t=25.00s時進入沖壓發(fā)動機單獨工作階段。圖13給出了t=24.00s時TBCC排氣系統(tǒng)出口流場的馬赫數(shù)等值線圖與紋影結(jié)果。

圖10 t=10.00s時TBCC排氣系統(tǒng)出口流場的波系結(jié)構(gòu)

圖11 t=9.50s沖壓流道上壁面沿程壓力分布

Fig.11Staticpressuredistributionalongtheupwalloframpchannelatt=9.50s

圖12 渦輪流道上膨脹面沿程壓力分布隨時間的變化

Fig.12Variationofstaticpressuredistributionalongrampinturbinechannelwithtime

(a) 馬赫數(shù)等值線圖

(b) 實驗紋影圖

2.2 氣動性能

對模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中排氣系統(tǒng)主要氣動性能的變化進行分析。由于非定常計算結(jié)果數(shù)據(jù)量過大，在數(shù)據(jù)處理的過程中只節(jié)選了其中主要時刻的結(jié)果，并對氣流參數(shù)或幾何結(jié)構(gòu)變化較大的區(qū)間適量補充了計算結(jié)果。

圖14是排氣系統(tǒng)推力系數(shù)的變化曲線，其中，紅色、綠色與藍色線條分別表示渦輪噴管、沖壓噴管與整個TBCC排氣系統(tǒng)所具有的軸向推力系數(shù)。(1) 沖壓噴管：t=0.01～5.00s內(nèi)沖壓噴管的推力系數(shù)先上升后下降。造成這種現(xiàn)象的原因是,在此階段內(nèi)，沖壓噴管氣流經(jīng)歷了從過膨脹到欠膨脹狀態(tài)的變化，初始時刻沖壓噴管落壓比過低，沖壓氣流經(jīng)過喉道后快速膨脹加速，沖壓氣流處于過膨脹狀態(tài)，而隨著沖壓落壓比的快速增加，沖壓氣流又逐漸進入欠膨脹狀態(tài)；t=5.00～9.00s內(nèi)沖壓噴管的落壓比逐級降低，沖壓氣流的欠膨脹程度有所緩解，推力系數(shù)也逐級增加，而在t=9.00～10.00s內(nèi)，隨著下唇板旋轉(zhuǎn)至終點位置，沖壓流道完全打開，沖壓喉道向上移動至噴管進口，沖壓氣流的欠膨脹程度進一步得到緩解，此時沖壓噴管的推力系數(shù)也因此經(jīng)歷了一次快速上升，從之前的不足0.90增加到了接近0.99；t=12.00～24.99s時，沖壓噴管進口氣流參數(shù)沒有變化，推力系數(shù)也穩(wěn)定在0.99附近。(2) 渦輪噴管：t=0～20.00s時渦輪噴管落壓比變化很小，推力系數(shù)也保持穩(wěn)定，而在t=20.00～24.99s內(nèi)，推力系數(shù)先下降后上升，推力系數(shù)下降主要是由于渦輪噴管落壓比的增加導致渦輪氣流的欠膨脹程度有所增加，盡管隨后渦輪落壓比的快速下降會導致渦輪氣流快速進入過膨脹狀態(tài)，但此時渦輪氣流流量已經(jīng)很小，而分流板尾緣產(chǎn)生的斜激波打到渦輪流道上膨脹面導致的上壁面壓力積分的增加量，已經(jīng)在整個渦輪噴管推力的構(gòu)成中占據(jù)了重要地位，從而彌補了過膨脹造成的渦輪推力損失?？傮w看來，TBCC排氣系統(tǒng)總推力系數(shù)的變化趨勢在不同階段分別受不同流道噴管影響，但在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中維持在0.9以上。

圖14 模態(tài)轉(zhuǎn)換過程TBCC排氣系統(tǒng)軸向推力系數(shù)的變化曲線

Fig.14CurvesofaxialthrustcoefficientofTBCCexhaustsystemduringmodetransitionprocess

圖15是升力的變化情況，可以看出，相對于渦輪流道升力的下降趨勢，沖壓流道產(chǎn)生的升力則經(jīng)歷了明顯的“上升-下降”過程，這個變化過程是在沖壓噴管進口氣流參數(shù)、沖壓流道幾何結(jié)構(gòu)變化以及渦輪氣流的共同作用下產(chǎn)生的。從整體上看來，排氣系統(tǒng)總升力與沖壓流道升力的變化趨勢基本一致，模態(tài)轉(zhuǎn)換前后升力差異較大可能會對飛行器的姿態(tài)控制帶來一定影響，這說明在設計模態(tài)轉(zhuǎn)換規(guī)律時不僅需要考慮推力的平穩(wěn)過渡，也需要兼顧升力與調(diào)節(jié)機構(gòu)等方面的因素。

圖15 模態(tài)轉(zhuǎn)換過程TBCC排氣系統(tǒng)升力的變化曲線

Fig.15CurvesoftheliftofTBCCexhaustsystemduringmodetransitionprocess

3 結(jié) 論

(1) 通過與試驗數(shù)據(jù)的對比，采用動網(wǎng)格模擬方法對TBCC排氣系統(tǒng)的模態(tài)轉(zhuǎn)換過程進行非定常數(shù)值仿真是可行的。

(2) 從試驗紋影與數(shù)值結(jié)果看來，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中TBCC排氣系統(tǒng)出口流場的波系結(jié)構(gòu)十分復雜，不同股氣流之間的相互影響非常明顯，在特定的階段內(nèi)沖壓流道氣流對渦輪噴管的推力系數(shù)會起到增益的效果。

(3) 在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，單個噴管可能會由于工作落壓比偏低處于嚴重的過膨脹狀態(tài)，從而導致該噴管推力系數(shù)較低。但通過對渦輪與沖壓噴管喉道面積的合理控制，即對不同流道的進氣流量進行調(diào)節(jié)，則可以保證TBCC排氣系統(tǒng)總的推力系數(shù)保持在一個較高的水平，從而實現(xiàn)TBCC動力的平穩(wěn)過渡。

(4) 模態(tài)轉(zhuǎn)換前后，排氣系統(tǒng)產(chǎn)生的升力差異較大，且變化過程比較復雜，出現(xiàn)這種現(xiàn)象的主要原因是模態(tài)轉(zhuǎn)換各參數(shù)的控制規(guī)律以及流道幾何構(gòu)型的變化，今后在進行模態(tài)轉(zhuǎn)換控制規(guī)律的設計時還需要兼顧升力與調(diào)節(jié)方案的選擇。