蔡伊雯，金志光,*，周建興，周航

1. 南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院，南京 210016 2. 北京空天技術(shù)研究所，北京 100074

隨著吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)的日益成熟，迫切需要一種能實(shí)現(xiàn)從地面零速到高超聲速飛行的動力裝置，因此各種組合循環(huán)發(fā)動機(jī)概念應(yīng)運(yùn)而生，如渦輪基組合循環(huán)(Turbine Based Combined Cycle，TBCC)發(fā)動機(jī)[1]、火箭基組合循環(huán)(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)發(fā)動機(jī)[2]、空氣渦輪火箭(Air Turbo Rocket，ATR)發(fā)動機(jī)[3-4]等，其中一種被稱為預(yù)冷發(fā)動機(jī)的方案尤為引人注目。預(yù)冷發(fā)動機(jī)通過在渦輪發(fā)動機(jī)前對來流空氣進(jìn)行冷卻，可拓展其工作范圍，并有效改善發(fā)動機(jī)性能[5-6]。較成熟的預(yù)冷發(fā)動機(jī)方案協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機(jī)(Synergistic Air-Breathing Rocket Engine，SABRE)[7]在吸氣模態(tài)下，渦輪發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)同時工作至馬赫數(shù)5.1，能有效避免常規(guī)TBCC發(fā)動機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換時“推力陷阱”等問題，可實(shí)現(xiàn)度高。

進(jìn)氣道是吸氣式發(fā)動機(jī)的重要組成部分，其性能優(yōu)劣決定了發(fā)動機(jī)的成敗[8-9]，傳統(tǒng)的定幾何軸對稱進(jìn)氣道無法在寬工作范圍內(nèi)始終為發(fā)動機(jī)提供足夠流量。軸對稱進(jìn)氣道常規(guī)變幾何方式為整體移動中心錐，如SABRE發(fā)動機(jī)，其采用三波系多級可調(diào)軸對稱進(jìn)氣道[10]，隨來流馬赫數(shù)增加，中心錐前移，且移動多級支板來調(diào)節(jié)收縮比使之與工況匹配，但其高馬赫數(shù)下出口總壓恢復(fù)較低；另一種典型軸對稱進(jìn)氣道變幾何方式為隨來流馬赫數(shù)增加后移中心錐，如美國戰(zhàn)略偵察機(jī)SR-71[11-13]，此進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下中心錐處于前伸位置，存在較大溢流，需增加輔助進(jìn)氣門等額外的進(jìn)氣裝置。除中心錐整錐移動外，學(xué)者也積極開展了軸對稱進(jìn)氣道其他變幾何方式研究。NASA研究中心提出了一種中心錐第二錐角可調(diào)的軸對稱變幾何方案[14]，但此類進(jìn)氣道的中心錐結(jié)構(gòu)復(fù)雜。為擴(kuò)大進(jìn)氣道工作范圍，東京大學(xué)航空宇航學(xué)院的Yusuke[15]提出了一種多級盤式軸對稱進(jìn)氣道MRD(Multi-Row Disk inlet)，采用多級軸盤來代替?zhèn)鹘y(tǒng)的實(shí)體中心錐，降低進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)重量，但結(jié)構(gòu)強(qiáng)度大大降低，且調(diào)節(jié)規(guī)律復(fù)雜。中國的學(xué)者們也對此展開了相關(guān)研究工作，李永洲等[16]針對工作在馬赫數(shù)為1.5～4.5范圍內(nèi)的空氣渦輪火箭沖壓發(fā)動機(jī)，設(shè)計了一種唇口平移的曲面軸對稱進(jìn)氣道變幾何方案及其新型調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)。黃思源[17]提出了一種各道外壓縮波分別在不同馬赫數(shù)下交于一點(diǎn)的非傳統(tǒng)激波封口方法，增加了非設(shè)計點(diǎn)流量系數(shù)，但設(shè)計點(diǎn)性能有所下降。滕健和袁化成[18]通過后退圓錐頭部以保證高流量系數(shù)，但中心錐外壓縮段上存在凹腔結(jié)構(gòu)，不利于提高總體性能。王亞崗等[19]為實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)流量匹配提出了多種前后移動中心錐，并輔以局部放氣控制的軸對稱進(jìn)氣道變幾何方案。程代姝等[20]提出了一種結(jié)合局部次流循環(huán)的變幾何軸對稱進(jìn)氣道概念，能提高進(jìn)氣道非設(shè)計點(diǎn)的流量捕獲能力，同時可保證進(jìn)氣道總壓恢復(fù)性能不受損失。

本文針對一種新概念預(yù)冷渦輪+沖壓組合的多熱力循環(huán)發(fā)動機(jī)，開展了與之相匹配的寬范圍軸對稱變幾何進(jìn)氣道設(shè)計方案研究，提出了一種能在寬工作范圍內(nèi)滿足兩通道流量分配和壓縮量要求的軸對稱可調(diào)進(jìn)氣道，并針對兩種不同起始半錐角設(shè)計方案進(jìn)行數(shù)值仿真，分析了典型工作狀態(tài)下的進(jìn)氣道氣動性能及流場特點(diǎn)。

1 寬范圍組合發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)方案設(shè)計

1.1 進(jìn)氣道調(diào)節(jié)原理

本文針對一種新概念預(yù)冷渦輪+沖壓組合的多熱力循環(huán)發(fā)動機(jī)開展了進(jìn)氣道設(shè)計方案研究。如圖1所示，該新型發(fā)動機(jī)由沖壓和預(yù)冷渦輪發(fā)動機(jī)組成，外側(cè)為沖壓發(fā)動機(jī)，內(nèi)側(cè)為渦輪發(fā)動機(jī)。渦輪發(fā)動機(jī)入口前的預(yù)冷器可將渦輪通道來流冷卻至合適的溫度。根據(jù)這種發(fā)動機(jī)設(shè)計概念，在寬范圍內(nèi)渦輪發(fā)動機(jī)和沖壓發(fā)動機(jī)都處于工作狀態(tài)。與傳統(tǒng)渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)相比，此類發(fā)動機(jī)一定程度上避免了由于渦輪與沖壓發(fā)動機(jī)工作馬赫數(shù)范圍不連續(xù)而導(dǎo)致的模態(tài)轉(zhuǎn)換時“推力陷阱”問題。

圖1 進(jìn)氣道布局Fig.1 Inlet layout

根據(jù)發(fā)動機(jī)總體設(shè)計要求，該進(jìn)氣道方案需在馬赫數(shù)2～6的范圍內(nèi)具備全流量捕獲特性，并使沖壓和渦輪通道按照預(yù)定的流量分配規(guī)律(目前暫定為3∶1，后續(xù)該比例可能會隨馬赫數(shù)變化)分配流量，同時兩通道壓縮量需與工況相匹配，滿足發(fā)動機(jī)寬范圍高性能的工作要求，渦輪通道實(shí)現(xiàn)不低于SABRE發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道性能，沖壓通道實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)高于SABRE發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的進(jìn)氣性能。

經(jīng)過多方案比較，最終確定如圖1所示的進(jìn)氣道調(diào)節(jié)方案，采用雙通道進(jìn)氣道構(gòu)型設(shè)計，在進(jìn)氣道唇罩與中心錐間布置可前后平移的環(huán)形分流板，分流板外側(cè)與唇罩匹配形成沖壓通道，內(nèi)側(cè)與中心錐配合構(gòu)成渦輪通道，來流進(jìn)入兩通道分別進(jìn)行壓縮，喉道位于分流板前緣點(diǎn)下游，調(diào)節(jié)分流板的位置，可以調(diào)節(jié)兩通道的流量，兩通道在起動狀態(tài)下互不干擾，可避免兩通道之間反壓相互影響。

進(jìn)氣道采用中心錐和分流板協(xié)同平移的調(diào)節(jié)方式。為滿足發(fā)動機(jī)在工作范圍內(nèi)的高流量捕獲需求，在馬赫數(shù)2～6的范圍內(nèi)，隨馬赫數(shù)升高前移中心錐使激波始終封口。分流板隨中心錐聯(lián)動，并與之有相對運(yùn)動，使沖壓通道和渦輪通道的流量分配大致在3∶1左右。通過精心設(shè)計分流板內(nèi)外型面，可在實(shí)現(xiàn)流量分配的同時，改變進(jìn)氣道各通道的喉道面積，從而改變收縮比，使其靈活適應(yīng)寬范圍的工況。本方案僅通過水平移動部件調(diào)節(jié)兩通道流量及收縮比，調(diào)節(jié)方案簡單可行。

1.2 進(jìn)氣道設(shè)計方案

本進(jìn)氣道方案設(shè)計中，首先由發(fā)動機(jī)總體流量需求確定唇口點(diǎn)半徑R。在確定進(jìn)氣道中心錐起始半錐角后，在保證激波封口的條件下，得出中心錐在不同來流條件下所需移動的總距離Lc。而后初步設(shè)定分流板前緣點(diǎn)半徑Rs，根據(jù)流量分配確定分流板在不同來流條件下所需移動的總距離Ls。在馬赫數(shù)Ma∞=2時，兩通道收縮比設(shè)計為1.5左右，確保在此來流條件下進(jìn)氣道不發(fā)生壅塞。隨馬赫數(shù)升高，中心錐和分流板逐漸前移，兩通道喉道位置前移，喉道面積減小，兩通道收縮比均逐漸增大。沖壓通道在喉道后設(shè)有7倍喉道當(dāng)量直徑長度的隔離段，在高馬赫數(shù)下，如Ma∞=5～6，如果采用超燃模態(tài)，則隔離段出口即為燃燒室入口；如果采用亞燃模態(tài)，則進(jìn)氣道出口與其他低馬赫數(shù)下的出口位于同一截面，即位于擴(kuò)張段下游。

研究發(fā)現(xiàn)，中心錐起始半錐角對進(jìn)氣道設(shè)計至關(guān)重要，經(jīng)過對比分析初步選取20°和13°這兩種起始半錐角進(jìn)氣道方案。起始半錐角為20°的進(jìn)氣道中心錐和分流板移動行程較短，但頭部激波損失較大；而起始半錐角為13°的進(jìn)氣道頭部激波損失減小，同時卻帶來了移動距離增大的問題。

如圖2所示，兩方案唇口高度相同，均為R；總氣流偏轉(zhuǎn)角相同，為20°；沖壓通道和渦輪通道流量分配相同，為φR∶φT=3∶1；分流板前緣點(diǎn)半徑相同，為Rs=0.84R。但是兩方案起始半錐角不同，方案1為起始半錐角為20°的直錐，方案2起始半錐角為13°，再經(jīng)曲面壓縮增加至20°。表1為兩方案主要結(jié)構(gòu)參數(shù)對比，表中θ為起始半錐角,Amax為最大迎風(fēng)面積,A1為進(jìn)氣道捕獲面積。由于方案2中起始半錐角13°形成的激波角更小，因此其整體移動距離更大，中心錐移動距離為方案1的1.84 倍，分流板移動距離為方案1的1.91倍，這也可以從圖2兩方案型面對比和圖3兩方案中心錐及分流板移動距離(L)對比中看出。正由于方案2整體移動距離的增加，沖壓通道設(shè)計裕度增加，沖壓通道等直段角度變緩，其最大迎風(fēng)面積與進(jìn)氣道捕獲面積的比值較方案1降低了12.4%，有利于降低進(jìn)氣道外阻。圖4對比了兩方案雙通道收縮比(CR)，從圖中可以看出，兩方案中沖壓通道和渦輪通道收縮比均隨來流馬赫數(shù)增加而升高，沖壓通道中增加得更為明顯，符合發(fā)動機(jī)工作要求。

圖2 不同進(jìn)氣道方案對比Fig.2 Comparison of different inlet cases

表1 不同進(jìn)氣道方案參數(shù)對比Table 1 Comparison of parameters of different inlet cases

圖3 中心錐和分流板移動距離對比Fig.3 Comparison of moving distances of center cone and splitter plate

圖4 兩方案各通道收縮比對比Fig.4 Contraction ratio comparison of each channel in two inlet cases

2 數(shù)值計算方法

本文對不同來流馬赫數(shù)下工作的進(jìn)氣道利用商業(yè)軟件FLUENT進(jìn)行了數(shù)值模擬。考慮湍流模型要求，劃分網(wǎng)格時，對附面層近壁面和激波附近采取局部加密的措施以確保精確地捕捉激波和附面層內(nèi)的流動。模型近壁面第1層網(wǎng)格高度均設(shè)置為0.1 mm，網(wǎng)格加密比率為1.12，網(wǎng)格單元總數(shù)約為1.3×105，并保證所有的網(wǎng)格近壁面處的y+在30以下，圖5為計算域，圖6為近壁面網(wǎng)格加密示意圖。來流假設(shè)為理想氣體，分子黏性系數(shù)采用Sutherland公式計算，采用RNGk-ε模型，對流項二階迎風(fēng)格式離散。計算過程中，監(jiān)測方程殘差及質(zhì)量流量，當(dāng)各殘差下降到10-3以下且進(jìn)出口流量守恒時認(rèn)為計算收斂。邊界條件采用絕熱無滑移壁面條件、壓力遠(yuǎn)場和壓力出口。計算域進(jìn)口在來流馬赫數(shù)為2～6時的壓力遠(yuǎn)場邊界見表2。

圖5 計算域Fig.5 Computational domain

圖6 局部放大網(wǎng)格Fig.6 Partial enlarged mesh

表2 數(shù)值計算來流條件Table 2 Free stream conditions of numerical simulation

3 計算結(jié)果分析

3.1 典型工況流場特性分析

圖7和圖8分別給出了方案1和方案2在來流馬赫數(shù)為2、4和6時，處于臨界狀態(tài)時的進(jìn)氣道頭部流場結(jié)構(gòu)。

隨來流馬赫數(shù)增加，兩方案中心錐和分流板逐漸水平前移：中心錐在前移過程中保持激波封口，滿足流量系數(shù)為1；分流板在前移過程中，不斷靠近唇口，實(shí)現(xiàn)通道流量分配。兩通道喉道位于分流板前緣點(diǎn)下游，在臨界狀態(tài)下，尾部高反壓形成明顯的結(jié)尾正激波，正激波前流動無大規(guī)模流動分離，兩通道流動互不干擾。

圖7 不同來流馬赫數(shù)下方案1進(jìn)氣道流場結(jié)構(gòu)Fig.7 Flowfield structure of inlet of Case 1 at different free stream Mach numbers

圖8 不同來流馬赫數(shù)下方案2進(jìn)氣道流場結(jié)構(gòu)Fig.8 Flowfield structure of inlet of Case 2 at different free stream Mach numbers

中心錐表面低能流沿錐面流入渦輪通道，相當(dāng)于沖壓通道附面層排移，因此可提升沖壓通道總體性能。高馬赫數(shù)下沖壓通道內(nèi)唇口反射激波入射在分流板外壁面肩部附近，形成消波，利于抑制邊界層分離，流場較為理想。錐面附面層發(fā)展的低能氣流進(jìn)入渦輪通道，導(dǎo)致通道內(nèi)側(cè)附面層較厚，后續(xù)可考慮通過附面層抽吸進(jìn)行改善。渦輪通道由于其結(jié)構(gòu)設(shè)計，喉道較短，因此在調(diào)節(jié)過程中高馬赫數(shù)下喉道下游擴(kuò)張損失較大。

通過對比兩方案，起始半錐角大小對進(jìn)氣道性能有直接影響，方案2第1道激波減弱，減小了總壓損失，尤其在高馬赫數(shù)下，影響更為劇烈。在來流馬赫數(shù)為6的條件下，20°半錐角產(chǎn)生的錐形激波強(qiáng)度相當(dāng)于二維平面16.28°楔角產(chǎn)生的；13°半錐角產(chǎn)生的錐形激波強(qiáng)度相當(dāng)于二維平面9.46° 楔角產(chǎn)生的，首道激波后總壓恢復(fù)由0.51提高至0.82，增幅為62%。

3.2 不同起始半錐角進(jìn)氣道方案性能對比

圖9給出了兩種進(jìn)氣道方案典型工況下的流量分配規(guī)律，φ為流量系數(shù)?？梢钥闯?，在來流馬赫數(shù)2～6范圍內(nèi)，進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)全流量捕獲且兩通道流量分配均基本滿足φR∶φT=3∶1的要求，不同來流條件下分流板前緣點(diǎn)位置確定合理。

圖9 進(jìn)氣道流量系數(shù)分配Fig.9 Allocation of inlet captured mass flow rate

圖10和圖11給出了兩種進(jìn)氣道方案沖壓和渦輪兩通道通流狀態(tài)下喉道參數(shù)和臨界狀態(tài)下出口參數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化趨勢，圖中p0為來流靜壓,p、Ma、σ分別為靜壓、馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)，下標(biāo)“throat”和“exit”分別表示喉道和出口參數(shù)。

由圖10(a)和圖10(b)可以看出，沖壓通道壓縮量高于渦輪通道，這與收縮比變化規(guī)律相一致：隨來流馬赫數(shù)提高，兩通道喉道面積不斷減小，收縮比增加，壓縮量增加。由圖10(c)可以看出，除來流馬赫數(shù)2外，方案2兩通道總壓恢復(fù)均高于方案1，有利于出口性能的進(jìn)一步提升。

由圖11(a)可以看出，隨著來流馬赫數(shù)的增加，兩方案中兩通道的抗反壓能力均有明顯提高，方案2臨界壓比在低馬赫數(shù)下與方案1基本相同，高馬赫數(shù)下高于方案1，沖壓通道增加更為明顯，來流馬赫數(shù)為6下臨界壓比由方案1的224倍上升至255倍，方案2抗反壓能力更強(qiáng)。如圖11(b) 所示，臨界狀態(tài)兩通道出口馬赫數(shù)均在0～0.5之間，進(jìn)氣道在各飛行狀態(tài)下均能滿足發(fā)動機(jī)總體方案需求。由圖11(c)可以看出，隨著來流馬赫數(shù)的增加，兩方案中兩通道的出口總壓恢復(fù)均有下降趨勢，這與超聲速進(jìn)氣的來流馬赫數(shù)特性一致，來流馬赫數(shù)越高，激波損失越大，導(dǎo)致總壓恢復(fù)降低。其中沖壓通道總壓恢復(fù)高于渦輪通道。在馬赫數(shù)為6時，方案2沖壓通道亞燃模態(tài)下總壓恢復(fù)為0.162，渦輪通道總壓恢復(fù)為0.047，比方案1分別提高了16%和14%，性能提升明顯。方案2沖壓通道超燃模態(tài)隔離段出口在通流條件下馬赫數(shù)為2.7，總壓恢復(fù)為0.499，在152倍反壓下馬赫數(shù)為1.04，總壓恢復(fù)為0.214。

由于該新型發(fā)動機(jī)高馬赫數(shù)下對渦輪發(fā)動機(jī)的性能要求不高，即使考慮到預(yù)冷器25%的總壓損失，進(jìn)氣道出口的性能參數(shù)仍能滿足發(fā)動機(jī)設(shè)計要求，后續(xù)可通過改進(jìn)設(shè)計方法增大壓縮量，同時采用附面層抽吸等措施進(jìn)一步提高出口性能，增加發(fā)動機(jī)裕度。

圖10 通流狀態(tài)喉道參數(shù)對比Fig.10 Comparison of inlet throat parameters at throughflow state

圖11 臨界狀態(tài)出口參數(shù)對比Fig.11 Comparison of inlet exit parameters at critical state

從總體性能考慮，選擇方案2為最終方案，其存在的中心錐、分流板移動距離過長等問題可進(jìn)一步研究優(yōu)化。

4 結(jié) 論

針對寬范圍預(yù)冷+沖壓組合發(fā)動機(jī)，開展了寬范圍高流量捕獲特性可調(diào)軸對稱進(jìn)氣道研究，設(shè)計了20°和13°兩種起始半錐角進(jìn)氣道方案。通過數(shù)值仿真研究得到以下結(jié)論：

1) 本文提出的中心錐+分流板平移調(diào)節(jié)方案，可以實(shí)現(xiàn)在來流馬赫數(shù)2～6范圍內(nèi)全流量捕獲并實(shí)現(xiàn)雙通道流量分配需求，同時通過型面設(shè)計可確保兩通道壓縮量在各工況下與發(fā)動機(jī)相匹配，總體性能滿足發(fā)動機(jī)需求，方案可行。

2) 起始半錐角是該寬范圍可調(diào)進(jìn)氣道設(shè)計的關(guān)鍵參數(shù)，起始半錐角13°的進(jìn)氣道方案較起始半錐角20°方案，沖壓通道和渦輪通道在來流馬赫數(shù)為6時臨界總壓恢復(fù)分別提高了16%和14%，最大迎風(fēng)面積減小了12.4%，但中心錐和分流板平移調(diào)節(jié)距離分別增加了84%和91%。

3) 采用本文13°起始半錐角的軸對稱可調(diào)進(jìn)氣道方案，可在來流馬赫數(shù)2～6下保持流量系數(shù)為1.0且沖壓與渦輪通道流量分配始終為3∶1，在來流馬赫數(shù)為6下，沖壓通道亞燃出口臨界總壓恢復(fù)為0.162，超燃出口在152倍反壓下馬赫數(shù)為1.04，總壓恢復(fù)為0.214。