章欣濤，袁化成，盧 杰，王穎昕，伊戈玲

(1.江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院，南京 210016；2.江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)，南昌 330024；3.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京 100076)

0 引言

組合循環(huán)動(dòng)力系統(tǒng)為實(shí)現(xiàn)未來飛行器高速、寬飛行域的工作需求提供了可能性，正受到各國學(xué)者的廣泛關(guān)注。其中渦輪基組合循環(huán)(Turbine-based combined cycle，TBCC)采用串聯(lián)或并聯(lián)的方式將渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組合，共用推進(jìn)系統(tǒng)部分流路，使飛行器高度整合，同時(shí)最大限度發(fā)揮渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在各自適用飛行范圍內(nèi)的優(yōu)勢(shì)。TBCC的設(shè)計(jì)目標(biāo)是使飛行器可常規(guī)起降、重復(fù)使用、可靠性高、低速性能好、技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)小。要實(shí)現(xiàn)上述目標(biāo)，推進(jìn)系統(tǒng)需要具備從地面起飛，加速至超聲速或高超聲速的寬馬赫數(shù)工作能力[1-3]。

進(jìn)氣道是TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組成部分，對(duì)整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的性能起著關(guān)鍵性作用。為保證進(jìn)氣道在不同馬赫數(shù)范圍內(nèi)均能起動(dòng)正常工作、捕獲滿足發(fā)動(dòng)機(jī)工作的氣流流量、同時(shí)降低氣動(dòng)損失，因此需要對(duì)進(jìn)氣道采取必要的輔助控制措施，如抽吸、放氣、射流、電磁、變幾何調(diào)節(jié)等。

選取飛行器工作范圍上限為巡航工作點(diǎn)，所設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道收縮比較高，而較大的內(nèi)收縮比常會(huì)造成推進(jìn)系統(tǒng)低馬赫工作時(shí)進(jìn)氣道不起動(dòng)等現(xiàn)象，影響飛行器正常工作；若選取飛行器工作范圍下限為工作點(diǎn)，進(jìn)氣道由于其較小的內(nèi)收縮比在高馬赫工作時(shí)將出現(xiàn)內(nèi)壓縮不足、喉道馬赫數(shù)過高等缺點(diǎn)，從而制約推進(jìn)系統(tǒng)性能的發(fā)揮[4-5]。針對(duì)上述矛盾，日本航空宇航研究局(JAXA)為其設(shè)計(jì)的吸氣式渦輪沖壓膨脹循環(huán)(ATREX)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)了軸對(duì)稱進(jìn)氣道，其通過在不同來流條件下整體或部分伸縮中心錐并在中心錐上開設(shè)抽吸孔的方式控制內(nèi)外壓縮激波以及內(nèi)收縮比[6]。美國航空航天局(NASA)完成了一種設(shè)計(jì)Ma=7的TBCC進(jìn)氣道，其渦輪通道采取了較大的內(nèi)收縮及大量壁面抽吸孔改善和優(yōu)化進(jìn)氣道在全速域的氣動(dòng)性能[7-9]。國內(nèi)對(duì)組合動(dòng)力進(jìn)氣道的研究起步較晚，王德鵬等[10]對(duì)某種Ma=0～4的外并聯(lián)進(jìn)氣道進(jìn)行了仿真及分析，王亞崗等[11]設(shè)計(jì)了一種外并聯(lián)型組合發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何進(jìn)氣道氣動(dòng)設(shè)計(jì)方案，通過變幾何放大喉道保證進(jìn)氣道低速性能，劉君等[12]對(duì)某串聯(lián)式TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換流動(dòng)過程開展分析，張明陽等[13]對(duì)Ma=4一級(jí)內(nèi)并聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換開展了性能分析。但國內(nèi)很少有涉及TBCC進(jìn)氣道抽吸應(yīng)用及其機(jī)理研究，因此在已開展的研究基礎(chǔ)上進(jìn)一步揭示進(jìn)氣道流場(chǎng)抽吸控制的機(jī)理將具有極大的必要性。

本文在課題組前期TBCC進(jìn)氣道研究的基礎(chǔ)上[14-16]，采用數(shù)值仿真方法，首先研究不同區(qū)域抽吸方案對(duì)進(jìn)氣道低速設(shè)計(jì)點(diǎn)氣動(dòng)性能的影響規(guī)律；接著給出較優(yōu)的組合抽吸方案；最后通過最優(yōu)方案對(duì)外并聯(lián)TBCC進(jìn)氣道的工作特性進(jìn)行分析，揭示渦輪通道抽吸對(duì)進(jìn)氣道性能改善的流動(dòng)機(jī)理，為進(jìn)一步發(fā)展TBCC進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法和流場(chǎng)控制措施提供技術(shù)儲(chǔ)備。

1 TBCC進(jìn)氣道物理模型

1.1 幾何參數(shù)及工作方式

本文對(duì)一種二元TBCC外并聯(lián)雙通道進(jìn)氣道的抽吸設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究。物理模型如圖1所示。

進(jìn)氣道模型總長約6 m，上通道為高速通道(沖壓發(fā)動(dòng)機(jī))，下通道為渦輪通道(渦輪發(fā)動(dòng)機(jī))。渦輪通道設(shè)計(jì)Ma=4.0，渦輪通道外壓段采用二波系設(shè)計(jì)，內(nèi)收縮比為4.19，設(shè)計(jì)喉道Ma=1.5，第一、二壓縮面的壓縮角分別為6.5°和6°，唇罩壓縮角3.5°。喉道下游擴(kuò)壓段為三維方轉(zhuǎn)圓設(shè)計(jì)，本文研究僅關(guān)注喉道參數(shù)變化，暫不考慮擴(kuò)壓段性能。高速通道設(shè)計(jì)Ma=7.0，外壓段采用三波系設(shè)計(jì)，內(nèi)收縮比1.97，設(shè)計(jì)喉道Ma=3.4，內(nèi)壓段采用近似平面壓縮，隔離段轉(zhuǎn)折角度為4.0°。模型自帶4°攻角。

Ma=0～4時(shí)，渦輪通道工作。進(jìn)氣道通過壓縮面上3個(gè)鉸鏈實(shí)現(xiàn)喉道面積的放縮，保證進(jìn)氣道可正常起動(dòng)，同時(shí)沖壓通道打開以減小阻力。

Ma=4為渦輪通道設(shè)計(jì)狀態(tài)，同時(shí)也是模態(tài)轉(zhuǎn)換狀態(tài)。此時(shí)低速唇罩向下轉(zhuǎn)動(dòng)，渦輪通道逐漸關(guān)閉，高速通道逐漸打開工作。高速唇罩在低速唇罩轉(zhuǎn)動(dòng)之前先向下旋轉(zhuǎn)6°，以滿足高速通道的流量匹配(如果高速唇罩不旋轉(zhuǎn)，模態(tài)轉(zhuǎn)換之后高速通道將會(huì)產(chǎn)生大的分離)。

模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束后高速通道單獨(dú)工作，進(jìn)氣道形面保持不變，直至飛行速度達(dá)到Ma=7，高速唇罩向上旋轉(zhuǎn)6°恢復(fù)到初始狀態(tài)，以提高捕獲流量。

圖1 TBCC進(jìn)氣道物理模型

本文研究的進(jìn)氣道工作范圍為Ma=4渦輪通道設(shè)計(jì)點(diǎn)至Ma=7的高速通道設(shè)計(jì)點(diǎn)，不包含Ma=0～4的渦輪通道工作狀態(tài)。

1.2 抽吸方案及命名規(guī)則

根據(jù)進(jìn)氣道的流動(dòng)特點(diǎn)，本文設(shè)計(jì)了四種不同抽吸區(qū)域，如圖1所示，分別為：

(1)F區(qū)域：第二級(jí)壓縮面前端的外壓段抽吸，第一個(gè)抽吸孔位于第一鉸鏈右端，隨著抽吸孔個(gè)數(shù)的增長，抽吸區(qū)域逐漸向第二鉸鏈端延伸。

(2)A區(qū)域：第二級(jí)壓縮面后端的外壓段抽吸，第一個(gè)抽吸孔位于第二鉸鏈左端，隨著抽吸孔個(gè)數(shù)的增長，抽吸區(qū)域向第一鉸鏈端延伸。

(3)B區(qū)域：內(nèi)收縮段下壁面抽吸，第一個(gè)抽吸孔位于內(nèi)壓斷前端型面轉(zhuǎn)折處，隨著抽吸孔個(gè)數(shù)的增長，抽吸區(qū)域逐漸向喉道前端延伸。

(4)C區(qū)域：內(nèi)收縮段上壁面抽吸，抽吸區(qū)域的X向坐標(biāo)與B區(qū)域相同。

在每個(gè)區(qū)域中抽吸孔的數(shù)量做相應(yīng)調(diào)整，每個(gè)抽吸孔幾何參數(shù)相同。抽吸孔直徑為7 mm，二維計(jì)算時(shí)選為抽吸孔的寬度，深度與寬度之比為9。本文抽吸開孔率定義為抽吸孔的總面積與抽吸板的面積之比，若不加特殊說明，開孔率均為0.4。由于開孔率不變，同一區(qū)域隨著孔數(shù)的增加，抽吸面積也逐漸增加。

本文設(shè)計(jì)方案名稱為：抽吸區(qū)域+(開孔率)+抽吸孔個(gè)數(shù)，如：A59代表A區(qū)域開設(shè)59個(gè)開孔率為0.4的抽吸孔；A 0.6 59代表A區(qū)域開設(shè)59個(gè)開孔率為0.6的抽吸孔。

2 網(wǎng)格及數(shù)值仿真方法

圖2給出了TBCC進(jìn)氣道網(wǎng)格，整個(gè)計(jì)算區(qū)域全部采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在近壁面處，抽吸孔及流場(chǎng)參數(shù)變化較為劇烈處進(jìn)行了適當(dāng)?shù)募用芴幚?，以反映流?dòng)細(xì)節(jié)，網(wǎng)格疏密度根據(jù)抽吸孔位置、數(shù)量以及唇罩變化角度進(jìn)行適當(dāng)調(diào)節(jié)，保證y+值與所選用的湍流模型匹配。網(wǎng)格單元總數(shù)在15～35萬之間。

圖2 TBCC進(jìn)氣道網(wǎng)格

本文參考文獻(xiàn)[17]的結(jié)果，選取經(jīng)過驗(yàn)證的數(shù)值仿真方法對(duì)TBCC開展數(shù)值仿真研究。數(shù)值方法為采用有限體積法對(duì)二維雷諾平均Navier-Stokes(N-S)方程進(jìn)行離散，無粘流通量采用基于MUSCL插值的Roe格式進(jìn)行離散，粘性通量采用二階中心差分格式進(jìn)行離散，時(shí)間推進(jìn)采用點(diǎn)隱式方法。湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn) 模型。設(shè)置壓力遠(yuǎn)場(chǎng)，壓力出口和固壁邊界條件。自由來流Ma=4.0時(shí)，靜溫為219.6 K，靜壓為3466.8 Pa，Ma=4.0～7.0之間，計(jì)算參數(shù)隨飛行高度按等動(dòng)壓規(guī)律變化。收斂判據(jù)為各方程殘差均下降3個(gè)數(shù)量級(jí)并且渦輪通道出口流量恒定。

需要注意的是，發(fā)動(dòng)機(jī)正常工況下，進(jìn)氣道出口存在反壓，會(huì)在喉道位置形成正激波。由于本文抽吸方案均處于喉道上游超聲速區(qū)域，所以反壓不會(huì)對(duì)上游超聲速流場(chǎng)造成影響，抽吸方案對(duì)于進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的影響規(guī)律在有無反壓的情況下是一致的?；谝陨戏治?，本文進(jìn)氣道出口給定通流狀態(tài)對(duì)模型進(jìn)行計(jì)算，對(duì)于存在反壓的情況不再贅述。

3 抽吸方案對(duì)渦輪通道設(shè)計(jì)點(diǎn)影響規(guī)律

3.1 無抽吸下的進(jìn)氣道流動(dòng)特征

圖3給出了全湍流計(jì)算與無黏計(jì)算得到的進(jìn)氣道馬赫數(shù)等值圖?？梢钥闯?，采用全湍流數(shù)值仿真進(jìn)氣道不起動(dòng)，大范圍氣流分離區(qū)堵塞渦輪通道入口，分離包起始點(diǎn)延伸至進(jìn)氣道第一級(jí)壓縮面中部。無粘計(jì)算得到進(jìn)氣道起動(dòng)，兩道斜激波和一道唇罩反射激波正常建立。采用無粘一維流量估算進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)由兩道斜激波及內(nèi)收縮段減速至喉道Ma=1.5的理論最大內(nèi)收縮比為8.04，而進(jìn)氣道實(shí)際內(nèi)收縮比為4.19，理論上進(jìn)氣道捕獲的氣流能夠全部通過喉道。因此，影響進(jìn)氣道起動(dòng)性能的主要因素為進(jìn)氣道壓縮面附面層的發(fā)展情況。

(a)κ-ε turbulence model calculation (b)Non-viscous calculation

3.2 A區(qū)域抽吸對(duì)進(jìn)氣道性能的影響

當(dāng)A區(qū)域抽吸孔為36和47個(gè)時(shí)，渦輪通道進(jìn)氣道不起動(dòng)，激波推出唇口，抽吸段壓力急劇變大，因此抽吸流量也變大。當(dāng)抽吸孔數(shù)量達(dá)到59個(gè)或以上時(shí)，進(jìn)氣道起動(dòng)，性能良好。

表1給出A36、A47、A59、A74、A90方案下進(jìn)氣道的性能參數(shù)。其中，Φs為抽吸流量率，σ為喉道總壓恢復(fù)系數(shù)，Mat為渦輪通道喉道馬赫數(shù)，π為靜壓比。

由表1可看出，對(duì)于A區(qū)域抽吸起動(dòng)情況下，進(jìn)氣道抽吸流量、總壓恢復(fù)系數(shù)、喉道馬赫數(shù)隨開孔數(shù)個(gè)數(shù)增加而增大，靜壓比隨開孔個(gè)數(shù)增加而減小。A區(qū)域外壓段抽吸抽掉了一部分附面層，使得實(shí)際的流通面積加大，并且減小了下壓縮面肩部激波附面層干擾，同時(shí)也抽掉了部分流量。

表1 第二級(jí)壓縮面抽吸進(jìn)氣道氣動(dòng)性能

3.3 F區(qū)域抽吸對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的影響

3.3.1 F區(qū)域單獨(dú)抽吸

圖4為F59方案進(jìn)氣道馬赫數(shù)等值圖(在F區(qū)單獨(dú)59個(gè)孔)，與表1中A59方案的數(shù)據(jù)相比，兩者都抽吸了59個(gè)孔，但由于F59未抽吸掉附面層和激波的干擾，所以分離嚴(yán)重，進(jìn)氣道不起動(dòng)。因此單獨(dú)在F區(qū)域抽吸的效果不理想。

3.3.2 F區(qū)域與A區(qū)域共同抽吸

本文對(duì)A74、F16+A58、F32+A42三種抽吸方案下的進(jìn)氣道性能進(jìn)行數(shù)值模擬驗(yàn)證。

三種方案外壓段保持相同數(shù)量的抽吸孔(74個(gè))，但是抽吸孔位置分布不同，三種方案F區(qū)域的抽吸孔個(gè)數(shù)逐漸增多，A區(qū)域抽吸孔個(gè)數(shù)逐漸減小。

圖4 F59方案下進(jìn)氣道馬赫數(shù)等值圖

計(jì)算可知，三種方案均可使進(jìn)氣道起動(dòng)。表2給出了三種方案的進(jìn)氣道性能參數(shù)，其中Φ為流量系數(shù)。觀察表2數(shù)據(jù)可見，當(dāng)A與F區(qū)域總孔數(shù)相同，隨著F區(qū)域抽吸孔數(shù)增加，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)與流量系數(shù)增大。這是因?yàn)榍岸说某槲沟眠M(jìn)氣道第二道激波的激波角減小。隨著激波角的減小，一方面減小激波強(qiáng)度，提高總壓恢復(fù)系數(shù)；另一方面使得激波從封口狀態(tài)打入唇口內(nèi)部，提高流量系數(shù)。

圖5給出了A47與F32+A42兩種方案在唇口局部放大的馬赫數(shù)云圖，從中可以更清楚地看到由于F區(qū)域抽吸的改變，激波與唇口相對(duì)位置的變化。

表2 A+F抽吸方案進(jìn)氣道氣動(dòng)性能

(a)A74

(b)F32+A42

3.4 B區(qū)域與C區(qū)域(內(nèi)壓段)對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的影響

表3給出了所有內(nèi)壓段抽吸方案下進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能參數(shù)。除了B18與C36兩個(gè)方案不起動(dòng)，總壓恢復(fù)系數(shù)較低，其他方案均使進(jìn)氣道起動(dòng)。

表3 內(nèi)壓段抽吸方案進(jìn)氣道氣動(dòng)性能

由表3數(shù)據(jù)可知：

(1)單獨(dú)在B區(qū)域抽吸，比較B18、B27、B36三組數(shù)據(jù)可知，B區(qū)域抽吸可有效消除激波附面層干擾，改善進(jìn)氣道起動(dòng)性能，當(dāng)B區(qū)域抽吸孔數(shù)量達(dá)到27個(gè)時(shí)，進(jìn)氣道起動(dòng)，隨著抽吸孔數(shù)量的增加，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)，馬赫數(shù)增大，靜壓比減小。

(2)單獨(dú)在C區(qū)域抽吸，無法抽吸抽吸掉下壁面肩部的激波附面層干擾，抽吸效果不理想。

(3)比較B9+C9和B18兩個(gè)方案，抽吸孔個(gè)數(shù)相同均為18個(gè)，但由于前者在上下壁面均勻地分布抽吸孔，所以抽吸附面層的效果更好，上下壁面抽吸對(duì)起動(dòng)性能的影響要優(yōu)于下壁面單側(cè)抽吸。

3.5 外壓段(A、F+A)與內(nèi)壓段(B、B+C)抽吸對(duì)進(jìn)氣道性能影響的比較

由以上結(jié)果可知，在A、F+A、B與B+C區(qū)域四類抽吸方案中均有多種方案可使進(jìn)氣道起動(dòng)，下面通過數(shù)據(jù)比較分析不同區(qū)域抽吸對(duì)進(jìn)氣道性能帶來的影響。表4給出了外壓段和內(nèi)壓段抽吸不同方案下進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能參數(shù)。

表4 組合區(qū)域抽吸方案下進(jìn)氣道氣動(dòng)性能

由表4數(shù)據(jù)可知：

(1)在外壓段抽吸的總壓恢復(fù)系數(shù)要比在內(nèi)壓段抽吸高。由于內(nèi)壓段抽吸會(huì)引起激波膨脹波與附面層的相互作用，所以內(nèi)壓段抽吸的總壓恢復(fù)系數(shù)比外壓段低。

(2)外壓段的抽吸流量率比內(nèi)壓段小。由于在內(nèi)壓段的壓力要比外壓段高，所以內(nèi)壓段會(huì)比外壓段抽吸流量高，這也是內(nèi)壓段抽吸起動(dòng)所需的抽吸孔數(shù)比外壓段的少的原因。

3.6 抽吸對(duì)沿程靜壓分布的影響

圖6給出了A90、B9+C9兩種不同方案下的進(jìn)氣道下壁面沿程壓力分布圖，下壁面型面由帶點(diǎn)的曲線表示，型面虛線表示抽吸段。

兩幅圖代表典型抽吸對(duì)沿程靜壓分布影響規(guī)律：

(1)在抽吸段的靜壓變化很大。由于抽吸孔抽吸引起了超聲速氣流轉(zhuǎn)動(dòng)，因而在抽吸孔附近產(chǎn)生了許多微小的膨脹波，從而使得靜壓變化劇烈。

(2)B段抽吸對(duì)喉道壓力影響大，造成較大的壓力變化，原因是因?yàn)榕蛎洸ㄅc附面層還有反射激波的相互干擾造成的。

(a)A90

(b)B9+C9

4 組合抽吸方案性能影響及最優(yōu)方案

由上文針對(duì)不同區(qū)域抽吸分析的結(jié)論，下面確定模型組合區(qū)域抽吸的具體抽吸方案，確定方案依以下原則進(jìn)行：

(1)考慮結(jié)構(gòu)，熱防護(hù)等因素，抽吸區(qū)域應(yīng)盡量小，避免連續(xù)的大面積抽吸。

(2)由于A+F區(qū)域抽吸方案下的總壓恢復(fù)系數(shù)較高，應(yīng)以A+F區(qū)域抽吸為主，B和C區(qū)域抽吸為輔。

本文設(shè)計(jì)了F22+A22+B3、F22+A22+B6、F22+A22+B9、F22+A22+B9+C3、F22+A0.6 22+B9+C3、F22+A0.6 22+B9+C3六種組合區(qū)域抽吸方案。

表5給出本文設(shè)計(jì)的所有組合區(qū)域抽吸方案下的性能參數(shù)，其中僅方案F22+A22+B3未使進(jìn)氣道起動(dòng)，其他方案均優(yōu)化了進(jìn)氣道起動(dòng)性能，起動(dòng)性能良好。

圖7給出了能使進(jìn)氣道起動(dòng)的組合區(qū)域抽吸方案下進(jìn)氣道各性能參數(shù)隨Φs的變化曲線。

表5 組合區(qū)域抽吸方案下進(jìn)氣道氣動(dòng)性能

綜上所述，由于方案F22+A22+B6總壓恢復(fù)系數(shù)與流量系數(shù)之積在所有方案最高，并且滿足設(shè)計(jì)原則，確定為本文的最優(yōu)抽吸方案。

5 最優(yōu)抽吸方案下的進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換工作特性分析

5.1 Ma=4模態(tài)轉(zhuǎn)換性能分析

本文通過數(shù)值模擬計(jì)算了最優(yōu)抽吸方案下TBCC進(jìn)氣道在Ma=4模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)的5個(gè)準(zhǔn)靜態(tài)過程，分析了5個(gè)狀態(tài)下的工作特性，5個(gè)狀態(tài)分別為：

狀態(tài)1：初始狀態(tài)，也是模態(tài)轉(zhuǎn)換之前的狀態(tài)，低速唇罩與高速唇罩都保持不變。

狀態(tài)2～4：中間狀態(tài)，此時(shí)高速唇罩下壓6°，低速唇罩分別向下轉(zhuǎn)動(dòng)3°、6°及9°。

狀態(tài)5：最終狀態(tài)，低速唇罩向下轉(zhuǎn)動(dòng)約11.05°，此時(shí)渦輪通道完全關(guān)閉，高速唇罩依然保持下壓6°。

(a)σ-Φs (b) Mat-Φs

(c)Φ-Φs (d)σ×Ф-Φs

圖8給出了各參數(shù)隨低速唇口轉(zhuǎn)折角度的變化規(guī)律，其中α代表低速唇口轉(zhuǎn)折角度，單位為度，原點(diǎn)代表渦輪通道，方點(diǎn)代表高速通道。需要注意的是：

(1)狀態(tài)1只有渦輪通道性能參數(shù)，狀態(tài)5只有高速通道的性能參數(shù)。

(2)模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)流量系數(shù)為高(低)速通道流量與高渦輪通道全部自由來流捕獲流量之商。

(3)當(dāng)?shù)退俅娇谛D(zhuǎn)角度較大(約大于10°)，渦輪通道接近關(guān)閉時(shí)，渦輪通道最小流通截面位置改變。由于本文所計(jì)算的渦輪通道工作時(shí)唇口最大旋轉(zhuǎn)角度為9°(小于10°)，因此算例中的喉道位置均與低速設(shè)計(jì)點(diǎn)一致。

由圖8可知：

(1)隨低速唇口轉(zhuǎn)折角度增大，渦輪通道喉道馬赫數(shù)增大，流量系數(shù)減小，流量系數(shù)與總壓恢復(fù)系數(shù)之積減小，高速通道隨低速唇口轉(zhuǎn)折角度的變化規(guī)律相反。

(2)由圖8(b)可知，狀態(tài)5高速通道的總壓恢復(fù)系數(shù)下降，原因是狀態(tài)5的高速通道內(nèi)收縮比是5個(gè)狀態(tài)中最大的，壓縮面肩部最容易產(chǎn)生分離包，如圖9所示，所以狀態(tài)5也是模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中最不容易起動(dòng)的點(diǎn)。但高速通道的綜合性能參數(shù)(總壓恢復(fù)系數(shù)與流量系數(shù)之積)單調(diào)遞增的，因此，只要狀態(tài)5的分離不影響到高速通道的起動(dòng)，設(shè)計(jì)是可以被接受的。

(a)Φs-α (b)σ-α (c)Mat-α

(d)Φ-α (e)σ×Ф-α

圖9 狀態(tài)5壓縮面肩部局部放大圖

5.2 TBCC模態(tài)轉(zhuǎn)換后Ma=4～7的性能分析

模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束之后Ma=4～7，高速通道單獨(dú)工作。在模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束之后，進(jìn)氣道形面保持不變，隨著飛行馬赫數(shù)的提高，激波逐漸封口，至Ma=7時(shí)，高速唇罩向上旋轉(zhuǎn)6°，激波完全封口，以提高捕獲流量。

圖10給出了模態(tài)轉(zhuǎn)換后各性能參數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化規(guī)律，所有參數(shù)均為高速喉道性能參數(shù)。其中橫坐標(biāo)Ma為自由來流馬赫數(shù)，圓點(diǎn)代表自由來流Ma=4、5、6以及高速唇口變化前Ma=7時(shí)的性能參數(shù)，方點(diǎn)代表Ma=7高速唇口變化后的性能參數(shù)。

由圖10可看到，除了總壓恢復(fù)系數(shù)，其他系數(shù)均隨來流馬赫數(shù)單調(diào)變化。通過對(duì)確定抽吸方案下進(jìn)氣道的模態(tài)轉(zhuǎn)換工作特性分析，可以發(fā)現(xiàn)：狀態(tài)5(Ma=4時(shí)模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束的工作狀態(tài))為總壓恢復(fù)系數(shù)最小的點(diǎn)，也是最容易不起動(dòng)的點(diǎn)，渦輪通道抽吸對(duì)狀態(tài)5的起動(dòng)沒有幫助，也是最容易不起動(dòng)的點(diǎn)，渦輪通道抽吸對(duì)狀態(tài)5的起動(dòng)沒有幫助，原因顯而易見，渦輪通道抽吸只能抽走渦輪通道的附面層，而狀態(tài)5在沖壓通道工作，沒有聯(lián)系。

(a)Φs-Ma (b)σ-Ma (c)Mat-Ma

(d)Φ-Ma (e)σ×Ф-Ma

6 結(jié)論

(1)不同區(qū)域抽吸對(duì)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能影響不同：

(a)A區(qū)域抽吸可有效改善起動(dòng)性能，起動(dòng)后，總壓恢復(fù)系數(shù)隨抽吸孔個(gè)數(shù)增多而提高；

(b)F區(qū)域抽吸在起動(dòng)情況下可降低激波壓縮角，提高總壓恢復(fù)系數(shù)，但單獨(dú)抽吸效果不明顯；

(c)B區(qū)域抽吸可有效抽掉激波附面層干擾；

(d)外壓段抽吸的總壓恢復(fù)系數(shù)高，抽吸流量小，內(nèi)壓段抽吸效果相反，并且內(nèi)壓段抽吸會(huì)引起膨脹波反射，并改變內(nèi)通道沿程靜壓分布。

(2)抽吸孔附近存在膨脹波，從而引起抽吸局部靜壓沿軸向震蕩。

(3)組合區(qū)域抽吸方案下：隨著抽吸流量的增大，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)增大，流量系數(shù)減小，喉道馬赫數(shù)增大，σ×Ф減小。

(4)狀態(tài)5(Ma=4時(shí)模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束的工作狀態(tài))為總壓恢復(fù)系數(shù)的最小值點(diǎn)，也是最容易不起動(dòng)的點(diǎn)，渦輪通道抽吸對(duì)狀態(tài)5的起動(dòng)沒有幫助。