劉 愿, 錢戰(zhàn)森,*, 向先宏

(1. 中國航空工業(yè)空氣動力研究院, 沈陽 110034; 2. 高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室, 沈陽 110034)

0 引 言

渦輪發(fā)動機工作馬赫數(shù)一般在0～3范圍內(nèi)，亞燃沖壓發(fā)動機一般工作在馬赫數(shù)2～5范圍，超燃沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)一般大于5，因此，任意一種單一的吸氣式發(fā)動機均難以滿足未來高超聲速飛行器寬廣的飛行包線要求[1-2]。渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(Turbine-Based-Combined-Cycle，簡稱TBCC)的組合動力方式結合渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機在各自適用飛行范圍內(nèi)的優(yōu)勢，使其具有高效的性能，可作為高超飛行器的理想動力裝置[3]。進氣道作為TBCC的關鍵部件，在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中(渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓模態(tài)或沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換到渦輪模態(tài))能否向渦輪通道和沖壓通道提供平穩(wěn)過渡的氣流是決定TBCC發(fā)動機研制成敗的關鍵因素之一[4-5]。

美國NASA蘭利研究中心的Albertson等[6]通過矩形進氣道縮比試驗，分析研究了流體由渦輪流道向沖壓流道轉(zhuǎn)換過程中進氣道流動的穩(wěn)定性與流動特性。NASA格林研究中心的Sander等[7]開展了一種二元外并聯(lián)式雙模態(tài)TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換的分流板設計工作，Saunders等[8]分別采用試驗和CFD數(shù)值模擬方法對其進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換變幾何過程進行了研究。國內(nèi)針對TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過程氣動特性也開展了一些研究工作。蔡元虎等[9]基于Oswatitsch的最佳波系理論、Kantronitz準則和CFD技術，開展了二維混壓式幾何可調(diào)進氣道設計的研究。陳敏等[10]對TBCC進氣道的設計方法以及與發(fā)動機和尾噴管一體化概念方法進行了初步研究。李龍等[11]對一種內(nèi)并聯(lián)進氣道設計巡航狀態(tài)和過渡工作狀態(tài)的反壓特性進行了研究。錢戰(zhàn)森等[12-13]通過高速風洞試驗手段和動態(tài)數(shù)值模擬技術對某典型外并聯(lián)式TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過程氣動特性和變幾何輔助進氣道起動特性開展了初步探索研究，發(fā)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中進氣道具有氣動遲滯效應，升力、阻力及俯仰力矩也存在較為顯著的變化，可能進一步影響整個飛行器的氣動性能。

總體來看，國內(nèi)外均以風洞試驗作為主要研究手段，對TBCC進氣道的設計以及性能評估開展了很多研究，但對試驗模型與氣動設計型面之間的差異對進氣道氣動性能影響的研究尚不多見。隨著計算機技術和CFD技術的快速發(fā)展，CFD方法廣泛應用于航空航天領域，其具有獲取全流場氣動數(shù)據(jù)的優(yōu)勢，可有效地預測模型微小差異所帶來的氣動影響。

本文首先對某外并聯(lián)式TBCC進氣道開展了典型模態(tài)轉(zhuǎn)換條件下的風洞試驗，獲取了其主要氣動性能，并驗證了所采用的CFD方法的基本可靠性；然后針對該TBCC模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗模型，以CFD數(shù)值模擬為手段，主要探索了進氣道試驗模型側(cè)板縫隙、壓縮板前緣半徑及內(nèi)型面迎風臺階3個典型因素對進氣道氣動性能的影響。

1 外并聯(lián)式TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換風洞試驗

該TBCC進氣道設計巡航馬赫數(shù)Ma=4.0，飛行高度為20 km。為確保進氣道流量的捕獲和能量的低耗損，并重點關注渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中雙通道的氣動性能變化，將其模態(tài)轉(zhuǎn)換速度設為Ma= 2.5。

圖1(a)為本項研究采用的外并聯(lián)式TBCC進氣道示意圖，高速通道與低速通道通過分流板在進氣道入口處分開，且分流板上壁面為高速通道的第二級壓縮板。模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，分流板繞軸轉(zhuǎn)動，逐漸關閉低速通道，打開高速通道，實現(xiàn)推力系統(tǒng)由渦輪到?jīng)_壓的轉(zhuǎn)變，同時可以旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)唇板位置，兼顧高速通道的壓縮效率和起動性能。

TBCC進氣道試驗模型主要尺寸如圖1(b)所示，總長661 mm，第一級壓縮板為8.58°，高速通道喉道高度為20 mm。進氣道從低速模態(tài)轉(zhuǎn)向高速模態(tài)，分流板轉(zhuǎn)動9.8°(在試驗和數(shù)值計算過程中，設置為9°，避免分流板與進氣道壓縮面之間的碰撞)。進氣道展向尺度為104 mm，且為了更準確地模擬飛行器前體壓縮，第一級壓縮板分別向兩側(cè)延伸40 mm。

(a) TBCC 模型

(b) 模型參數(shù) (單位：mm)

針對該進氣道模型，在航空工業(yè)空氣動力研究院的FL-1風洞開展了名義馬赫數(shù)為2.5的典型條件下的模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗。試驗重點關注TBCC進氣道在低速(渦輪)模態(tài)、高速(沖壓)模態(tài)以及中間模態(tài)的氣動性能，部分車次如表1所示。圖2給出了TBCC進氣道模型分流板不同站位示意圖，分流板位于0°位置，即低速(渦輪)通道主要工作；分流板位于4.5°位置，為模態(tài)轉(zhuǎn)換中間模態(tài)，兩通道同時工作；分流板位于9.0°位置，即高速(沖壓)通道主要工作。

表1 TBCC進氣道氣動性能評估狀態(tài)Table 1 Conditions of TBCC inlet mode transition wind tunnel experiment

圖2 TBCC進氣道分流板站位圖

1.1 試驗模型及測量設備

如圖3所示，試驗模型安裝在風洞彎刀上，并通過上下2根張線進行加固，保證強度和穩(wěn)定性；針對分流板的轉(zhuǎn)動位置，通過插銷的方式模擬模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中分流板各站位工況。高速通道布置測量段和流量計，獲得流量系數(shù)Φ和總壓恢復系數(shù)σ等氣動參數(shù)；由于受到試驗段堵塞比的限制，低速通道僅能在出口布置“十”字總壓耙和靜壓探針分別測量總壓、靜壓，粗略評估其氣動性能。在雙通道的壓縮面中心線上均布置了測壓點(見圖1)，監(jiān)控進氣道沿程壓力分布，進氣道入口位于風洞試驗段轉(zhuǎn)窗位置，可對此區(qū)域進行流場紋影觀測。

1.2 試驗結果分析

圖4為3個風洞試驗車次下TBCC進氣道進口附近紋影圖，清晰顯示出流場的波系結構。試驗車次1(圖4(a))給出了進氣道入口附近流場波系詳細釋明，流動首先經(jīng)過第一級壓縮板形成第一級壓縮波，由于模型第一級壓縮板在展向進行了一定拉伸，所以在伸長部分的尾部形成了結尾激波；分流板楔劈角度較大，所以流動流經(jīng)后在上下表面均形成斜激波，進一步減速增壓；唇板內(nèi)壁面沿程壓力測量管路通過外部引線的方式，所以出現(xiàn)了明顯的測壓管激波；另外，風洞在實際運行中，由于風洞本身階差等原因，一般會出現(xiàn)一些洞壁干擾激波。試驗車次2(圖4(b))和3(圖4(c))流場結構與試驗車次1基本一致，但分流板激波會因分流板站位改變而發(fā)生局部變化。

圖3 外并聯(lián)式TBCC進氣道試驗模型

圖5給出了試驗過程中高速通道流量計節(jié)流錐運動示意圖，紅色部件為初始錐位節(jié)流錐，風洞流場建立后，節(jié)流錐以約0.01 m/s的速度進錐,到達指定錐位(距離初始位置L(mm))，停止4 s，確保流動的穩(wěn)定和數(shù)據(jù)的采集。圖6為各試驗工況進錐過程中進氣道高速通道出口反壓(pback/p∞)變化曲線。

圖7和8為不同車次下流量計進錐過程中的雙通道出口氣動參數(shù)曲線，橫坐標反壓表示進錐過程中測量段靜壓pback與試驗段靜壓p∞之比。對于渦輪模態(tài)(試驗車次1)，高速通道流量系數(shù)Φ保持不變，流量計進錐過程中形成的反壓未能影響到入口流動；隨著反壓的增加，結尾激波前移，導致高速通道總壓恢復系數(shù)σ反而增加。對于沖壓模態(tài)(試驗車次3)，高速通道出口壓力大于10倍來流壓力后,流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)急劇降低，進氣道進入不起動狀態(tài)，如圖9所示；當進氣道不起動后，流量計進錐過程中反壓反而降低。試驗車次2給出了模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的中間狀態(tài)，進氣道性能變化趨勢與試驗車次3有相似之處，但具體量值因通道幾何參數(shù)不同而有差異。因流量計反壓僅作用在高速通道出口，所以同一試驗車次下低速通道流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)均保持不變?？傮w來看，對于本試驗采用的TBCC進氣道，從渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)向沖壓模態(tài)過程中(試驗車次1～3)，高速通道流量系數(shù)、總壓恢復系數(shù)以及抗反壓能力均逐步提升，而低速通道反之，從而實現(xiàn)雙模態(tài)之間的轉(zhuǎn)換。

圖4 風洞流場紋影

圖5 節(jié)流錐進錐示意圖

圖6 進錐過程中的反壓變化曲線

Fig.6Thebackpressureofthehighspeedchannelintheconingprocess

圖7 雙通道流量系數(shù)

圖8 雙通道總壓恢復系數(shù)

(a) 進氣道起動流場

(b) 進氣道不起動流場

綜上所述，通過該TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗，獲得了進氣道入口附近詳細流場結構和主要氣動性能參數(shù)，有助于TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換的設計，同時可為CFD方法可靠性驗證提供試驗數(shù)據(jù)對比。

2 風洞試驗與CFD計算結果對比

隨著計算機技術和CFD技術的快速發(fā)展，CFD方法的效率和可靠性得到大幅提升，并能夠給出全方位的流場數(shù)據(jù)，已成為TBCC進氣道設計和氣動特性評估的重要手段。本節(jié)將針對本次試驗的TBCC進氣道模型，通過與風洞試驗數(shù)據(jù)對比，進一步驗證所采用CFD方法的可靠性。

2.1 數(shù)值模擬方法

本文數(shù)值求解器無粘項空間離散采用二階精度Roe格式，粘性項采用二階中心差分格式，選擇SA湍流模型。遠場采用黎曼無反射條件，進氣道出口采用壓力出口條件。收斂判據(jù)為進氣道出口流量變化小于萬分之一。

計算網(wǎng)格采用近壁區(qū)棱柱體和離壁區(qū)四面體相結合的非結構網(wǎng)格，在保證流動邊界層模擬精度的同時，還可捕捉進氣道內(nèi)部激波反射、流動分離等復雜流場結構。計算網(wǎng)格如圖10所示，網(wǎng)格單元總數(shù)約為1000萬。

圖10 計算網(wǎng)格

2.2 結果對比驗證

本項目對各試驗車次工況下的初始流量計錐位狀態(tài)開展了數(shù)值計算，對比分析進氣道主要氣動性能參數(shù)的計算結果與試驗數(shù)據(jù)，重點針對試驗車次1的初始錐位狀態(tài)流場結構和沿程壓力分布進行了詳細對比。

圖11給出了進氣道高速通道氣動性能的計算

結果與風洞試驗數(shù)據(jù)對比曲線。通道流量系數(shù)Φ具有很好的一致性，差量約為1%;總壓恢復系數(shù)σ總體上吻合較好，但在分流板4.5°和9.0°位置時出現(xiàn)了一定的差異，差量約為10%。

圖12為不同工況下高速通道出口總壓云圖。分流板在4.5°和9.0°位置時，通道出口總壓非均勻性較強，風洞試驗測量耙難以捕捉這些不均勻性，導致了總壓恢復系數(shù)的風洞試驗和CFD計算結果之間的差異。

圖13為試驗車次1的馬赫數(shù)云圖。流動經(jīng)過第一級壓縮板壓縮減速進入進氣道，并在分流板處一分為二：低速通道內(nèi)，經(jīng)過分流板所致的斜激波及其壁面間的反射激波，氣流進一步增壓減速；高速通道內(nèi)(此工況通道基本處于關閉狀態(tài))，流動通過狹縫迅速膨脹加速，隨后在反壓的作用下形成激波串。風洞試驗與CFD流場結構對比如圖14所示，圖中黑色實線表示風洞試驗紋影照片(圖4(a))中的主要波系結構，兩者第一級壓縮板激波、分流板斜激波以及唇口激波均吻合；另外，可通過兩者流場結構的對比輔助風洞試驗更為明確地排除洞壁干擾激波。

圖11 高速通道氣動性能參數(shù)曲線

Fig.11Aerodynamicperformanceparametersofthehighspeedchannel

圖12 高速通道出口總壓云圖

圖13 TBCC進氣道馬赫數(shù)云圖

圖14 流場結構對比圖

Fig.14ComparisonoftheflowfieldstructuresobtainedbyexperimentandCFD

圖15為模型中心線沿程壓力分布CFD與試驗結果的對比曲線(橫坐標x為測壓點與進氣道第一級壓縮板前緣的軸向距離，縱坐標為測壓點p與試驗段靜壓p∞的比值)，兩者在4條中心線上的沿程壓力分布均吻合。流動經(jīng)過第一級壓縮板增壓后壓比約為1.5，如圖15(a)，曲線上的兩次壓比陡增與分流板激波及其反射激波結構相對應；分流板激波及反射激波同時也導致了中心線2壓力分布曲線(圖15(b)的陡增現(xiàn)象；流動經(jīng)過分流板與唇板之間的狹窄通道后迅速擴張，導致中心線3壓力在此處出現(xiàn)大幅降低，如圖15(c)，之后又在通道結尾激波的作用下有一定的回升；由于通道內(nèi)流動先快速膨脹又經(jīng)過激波串逐步增壓，導致了中心線4壓力分布曲線的波動，如圖15(d)。

(a) 中心線1

(b) 中心線2

(c) 中心線3

(d) 中心線4

Fig.15ThestaticpressuredistributionalongthecenterlineofTBCCinlet

進氣道出口性能參數(shù)、流場結構以及沿程壓力分布的詳細對比表明，本文采用的CFD方法可得到與風洞試驗非常接近的結果，其可靠性得到了驗證。

3 試驗模型典型影響因素分析

對于實際的TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗模型，為保證分流板的可轉(zhuǎn)動性，分流板與進氣道側(cè)板之間必然存在一定的縫隙；模型的壓縮板、分流板以及唇板的前緣在加工過程中難以獲得理論尖前緣的型面，需進行適當?shù)牡菇?；進氣道試驗模型難以整體成型，一般采用部件組裝方式，而各部件在裝配過程中也常常無法保證零階差。綜上所述，試驗模型與氣動設計型面存在一定的加工和裝配等偏差，而這些偏差可能對進氣道氣動性能產(chǎn)生不同程度的影響。針對該問題，本節(jié)選取表1中的試驗車次狀態(tài)，采用第2節(jié)的數(shù)值模擬方法，開展側(cè)板縫隙、前緣鈍化及內(nèi)表面迎風臺階3個典型因素對進氣道氣動性能影響規(guī)律的研究。

3.1 進氣道側(cè)板縫隙

圖16為TBCC進氣道模型前視圖，并給出了側(cè)板縫隙的示意圖，分流板與側(cè)板之間保留縫隙，保證分流板的可轉(zhuǎn)動性。本節(jié)采用表1中的試驗車次1狀態(tài)(即分流板站位為0°，此時低速通道基本全面開啟，高速通道接近關閉)，分別對縫隙寬度D為0、0.5和1.0 mm的3個狀態(tài)開展CFD計算，探索縫隙寬度對進氣道性能的影響規(guī)律。

圖17為不同側(cè)板縫隙情況下的沿程橫向剖面流場結構圖。如圖17(a)所示,在D為0 mm時，即無縫情況下，TBCC進氣道兩通道之間沒有竄流，高速通道入口面積較小，內(nèi)通道呈擴張形狀，氣流進入后迅速擴散，在分流板處形成高速低壓流動，隨后在反壓所致的激波串作用下減速增壓，達到壓力平衡；因分離板之后的壁面(高速通道下壁面)繼續(xù)擴張，而唇板后壁面(高速通道上壁面)內(nèi)折，下壁面流動膨脹分離區(qū)繼續(xù)增大，上壁面流動因擠壓而逐漸附體，最終導致沿程高能流動主要集中在通道右上區(qū)域(沿流動方向)；低速通道捕獲較大流量，流動增壓減速，壓力明顯高于高速通道。分流板與側(cè)板之間開縫后，如圖17(b)和(c)所示，低速通道內(nèi)的高壓氣流向上射入高速通道，改變高速通道側(cè)壁附著流的速度方向，使得高速通道側(cè)壁流動發(fā)生分離，并隨著高速通道內(nèi)激波串的減弱與下壁面分離區(qū)融為一體；同時該縫隙流沿側(cè)壁向上沖擊高速通道流動，使流動產(chǎn)生一定的逆時針旋轉(zhuǎn)(沿流動方向)，最后導致了高速通道出口截面高能區(qū)域向?qū)ΨQ面的偏移；高速通道內(nèi)高能流動區(qū)域隨著縫隙的增大(流量增加)而擴寬，其偏轉(zhuǎn)量也隨之增大。在D=1.0 mm時，高速通道出口高速區(qū)域明顯大于無縫工況；對于低速通道，側(cè)板縫隙類似于抽吸槽，將對流量系數(shù)的預測產(chǎn)生一定影響，但相當于減小了收縮比，對于渦輪通道起動特性更加有利。

(a) D=0.0 mm

(b) D=0.5 mm

(c) D=1.0 mm

圖18為不同縫隙寬度對應的進氣道性能參數(shù)曲線，表2為不同縫隙寬度相對于無縫狀態(tài)的氣動參數(shù)增量。分流板位于初始位置時，低速通道承擔著為渦輪發(fā)動機供氣的主要職責，故而其氣動性能更受關注。有縫情況下，低速通道流量系數(shù)Φ隨縫隙寬度的增加而減小，而總壓恢復系數(shù)σ基本保持不變；在縫隙為0.5 mm時，低速通道氣動參數(shù)增量均在1%以內(nèi)，在縫隙為1.0 mm時，流量系數(shù)減小量達到1.43%。綜合來看，為保證氣動設計參數(shù)的準確性，模型側(cè)板縫隙應小于0.5 mm。

表2 有縫相對于無縫的進氣道性能參數(shù)增量Table 2 Increment of aerodynamics performance parameters for the side gap case versus basic case

圖18 TBCC進氣道雙通道氣動參數(shù)

Fig.18Theaerodynamicsperformanceparametersofthedual-flowpath

3.2 前緣鈍化半徑

試驗模型加工時，無法保持尖前緣構型，需在前緣進行適當?shù)牡箞A。本節(jié)采用表1中的試驗車次1狀態(tài)，針對第一級壓縮板，并考慮一般工廠常規(guī)倒圓加工精度為0.3 mm，分別進行前緣鈍化半徑R為0、0.3和0.6 mm共3種情形的數(shù)值模擬分析，鈍化方式如圖19所示。

圖19 前緣鈍化示意圖

圖20給出了不同鈍化半徑條件下的前緣附近流場結構圖。前緣鈍化后，第一級壓縮板前緣將形成脫體激波，且激波脫體距離隨鈍化半徑的增加而增加。圖21為不同鈍化半徑對應的進氣道性能參數(shù)曲線，表3為不同鈍化半徑相對于尖前緣狀態(tài)的氣動參數(shù)增量。由于高速通道距離第一級壓縮板較遠，其氣動參數(shù)基本沒有受到影響；低速通道流量系數(shù)和總壓恢復系數(shù)隨著進氣道前緣半徑的增加而減小。

圖20 前緣處馬赫數(shù)云圖

圖21 TBCC進氣道雙通道氣動參數(shù)

參數(shù)R=0.3 mmR=0.6 mm高速通道ΔΦ-0.10%-0.34%Δσ-0.083%-0.017%低速通道ΔΦ-0.83%-1.82%Δσ-0.71%-1.64%

但總體來看，由于鈍化半徑相對于模型尺寸較為微小，僅能在鈍化區(qū)域?qū)α鲌鼋Y構產(chǎn)生影響。故而，在前緣鈍化半徑為0.3 mm時，進氣道性能參數(shù)增量均在1%以內(nèi)，可基本滿足進氣道氣動性能評估要求，且一般工廠加工精度也易于滿足。

3.3 迎風臺階

變幾何進氣道需要安裝轉(zhuǎn)動驅(qū)動機構，在裝配中可能產(chǎn)生前向迎風臺階，需考察其對進氣道性能的影響?？紤]到高速通道內(nèi)波系與流動附面層干擾較為嚴重，壁面迎風臺階干擾較強，本節(jié)主要考察高速通道在分流板轉(zhuǎn)軸附近存在迎風臺階的情形。如圖22所示，分別對迎風臺階高度h為0、0.5和1.0 mm的3個工況進行CFD計算。

圖22 高速通道內(nèi)壁面迎風臺階示意圖

在試驗車次1工況下，高速通道增加迎風臺階前、后的流場結構如圖23所示。試驗車次1為低速通道主要工作模態(tài)，高速通道內(nèi)的迎風臺階位于流動分離區(qū)內(nèi)，難以對流場結構產(chǎn)生影響。

為評估迎風臺階的影響規(guī)律，選擇其處于核心流的試驗車次3工況(即分流板站位為9°，此時高速通道基本全面開啟，低速通道接近關閉)開展研究。圖24和25給出了進氣道處于試驗車次3工況(高速模態(tài))時，迎風臺階對進氣道流場結構影響的對比圖。流動經(jīng)外壓縮段進入高速通道，在唇板轉(zhuǎn)折激波的作用下發(fā)生微弱的分離，主流與反壓相互作用，在擴壓段形成激波串，如圖24(a)所示；當通道內(nèi)壁面出現(xiàn)迎風臺階，流動在臺階處發(fā)生了分離，同時增強了唇板轉(zhuǎn)折激波作用下的流動分離，且隨著臺階高度的增加而加強，如圖24(b)和(c)所示；擴壓段激波串引起的流動分離前緣點則隨著臺階高度的增加而前移。

(a) h=0.0 mm

(b) h=1.0 mm

(a) h=0.0 mm

(b) h=0.5 mm

(c) h=1.0 mm

從圖25給出的壓力云圖可以看出，流動流經(jīng)迎風臺階，發(fā)生分離并形成弓形激波，并與唇板轉(zhuǎn)折激波相互干擾，增強了通道內(nèi)激波系的復雜度，使得激波與邊界層干擾處的分離區(qū)增大，這將導致通道總壓恢復系數(shù)降低，影響通道氣動特性的評估；由于本節(jié)研究范圍內(nèi)的臺階高度均較小，流動尚未發(fā)生壅塞，故迎風臺階對流量系數(shù)的評估則基本沒有影響。

(a) h=0.0 mm

(b) h=0.5 mm

(c) h=1.0 mm

圖26為不同迎風臺階高度對應的進氣道性能參數(shù)曲線，表4給出了不同迎風臺階高度相對于無臺階狀態(tài)的氣動參數(shù)增量。迎風臺階對進氣道流量系數(shù)基本無影響，但降低了進氣道總壓恢復系數(shù)，且隨著臺階高度的增加而加強。在迎風臺階高度h為0.5 mm時，進氣道總壓恢復系數(shù)增量為-0.44%；在迎風臺階高度h達到1.0 mm時，進氣道總壓恢復系數(shù)增量為-1.28%。總體來看，為保證進氣道氣動性能的評估精度，迎風臺階高度保證在0.5 mm以內(nèi)為妥，且一般工廠裝配精度也能滿足。

圖26 TBCC進氣道高速通道氣動參數(shù)

Fig.26Theaerodynamicsperformanceparametersofthehighspeedtunnel

表4 有臺階相對于無臺階狀態(tài)的進氣道性能增量Table 4 Increment of aerodynamics performance parameters for the upwind step case versus basic case

4 結 論

通過某典型外并聯(lián)TBCC進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換風洞試驗，獲得了該TBCC進氣道的主要氣動性能參數(shù)和流場紋影，并驗證了所采用的CFD方法在TBCC進氣道氣動性能評估的可告性。借助CFD數(shù)值模擬手段，對該TBCC進氣道模型開展了側(cè)板縫隙、前緣鈍化以及內(nèi)型面迎風臺階3個典型因素對氣動性能影響的研究。通過對典型影響參數(shù)進行探索分析，主要得到以下結論：

(1) 分流板與側(cè)板的縫隙可導致TBCC進氣道高低速雙通道之間的竄流。對本文研究對象，在縫隙為0.5 mm時，高速通道總壓恢復系數(shù)增加量可達2.13%，同時流量系數(shù)增加2.27%。故模型設計中，在考慮機械限制的前提下，側(cè)板縫隙寬度應盡可能小。

(2) 一般加工精度(0.3 mm)條件下，進氣道第一級壓縮板前緣鈍化對進氣道雙通道氣動參數(shù)的影響均較小，影響量在1%以內(nèi)。

(3) 一般裝配精度(0.5 mm)條件下，內(nèi)型面迎風臺階對進氣道流量系數(shù)基本無影響，對進氣道總壓恢復系數(shù)的減小量小于0.44%，能夠滿足進氣道氣動性能的評估要求。