葛文興,桂 豐,袁化成,*,何墨凡,郭榮偉

(1.南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院 江蘇省航空動力系統(tǒng)重點實驗室,南京 210016;2.中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院,成都 610500)

0 引 言

高超聲速飛行器是指巡航Ma>5.0，以吸氣式、組合動力發(fā)動機或火箭等為推進系統(tǒng)，在大氣層及跨大氣層中實現(xiàn)高超聲速巡航的飛行器。超燃沖壓發(fā)動機作為高超聲速飛行器推進系統(tǒng)的最佳解決方案之一，逐漸發(fā)展為各個國家的重點研究項目[1-2]。然而超燃沖壓發(fā)動機必須達到一定的飛行速度才能啟動工作，否則將無法滿足從起飛到高超聲速巡航的寬速域飛行任務(wù)。于是，有研究者提出3種組合發(fā)動機推進系統(tǒng)的概念——渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(TBCC)、火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(RBCC)及空氣渦輪火箭/沖壓組合循環(huán)發(fā)動機(ATR)。相較于火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(RBCC)，渦輪基組合循環(huán)發(fā)動機(TBCC)可以產(chǎn)生大一個數(shù)量級的比沖，且能使用普通燃料實現(xiàn)常規(guī)起降，大大提高了經(jīng)濟性。因此，TBCC組合發(fā)動機推進系統(tǒng)具有更好的應(yīng)用前景，各國都相繼開展了TBCC的相關(guān)研究計劃，如美國的RTA計劃[3]、日本的HYPR計劃[4]和歐洲的LAPCAT計劃[5]等。有關(guān)研究表明：在飛行馬赫數(shù)Ma=6.0 時，非對稱膨脹噴管產(chǎn)生的推力占到推進系統(tǒng)總推力的 70%[6]。另有研究表明：尾噴管的推力系數(shù)下降1%會造成安裝凈推力4%的下降[7]。因此，噴管的設(shè)計非常重要。

近年來，TBCC組合發(fā)動機推進系統(tǒng)的研究熱點在發(fā)動機總體和進氣道方面，國內(nèi)外對TBCC推進系統(tǒng)噴管的設(shè)計及性能研究較少。由于要滿足飛行器和發(fā)動機一體化的要求，飛行器的后體表面一般情況下要與動力系統(tǒng)的噴管相融合，于是就產(chǎn)生了非對稱形式的噴管膨脹型面，即所謂的單邊膨脹噴管(SERN)[8]。Dusa[9]最先對TBCC尾噴管進行研究，提出噴管必須采用幾何可調(diào)結(jié)構(gòu)，以滿足噴管在十分大的落壓比范圍內(nèi)的正常工作，噴管在沖壓模態(tài)工作時需要采取有效的冷卻措施，以減小熱負(fù)荷帶來的負(fù)面影響。Gamble等[10]使用simMechanic和MATLAB/Simulink幾何設(shè)計程序整合了并聯(lián)式TBCC噴管幾何結(jié)構(gòu)和運動子系統(tǒng)，使用滑動及轉(zhuǎn)動結(jié)構(gòu)的4個機械部件，實現(xiàn)噴管的調(diào)節(jié)控制，但整個噴管可動部件較大，調(diào)節(jié)方式比較復(fù)雜。我國對TBCC發(fā)動機的研究起步較晚，近年來，在國家的大力支持下，北京航空航天大學(xué)[11-13]、南京航空航天大學(xué)[14-16]、西北工業(yè)大學(xué)[17-19]等院校和研究所都開展了相關(guān)工作，并取得了一些重要的進展。

大多數(shù)研究者所設(shè)計的噴管長度與進口高度的比值(D/Hi)即長高比均在10左右。對排氣系統(tǒng)而言，在滿足進氣道及燃燒室出口位置的限制下，要在飛行器后體的有限空間內(nèi)完成滿足性能要求的噴管氣動方案設(shè)計，是一個較為嚴(yán)格且具有挑戰(zhàn)性的命題。本文的研究對象是一種強幾何約束下的組合發(fā)動機噴管，且飛行器總體設(shè)計要求噴管的長高比為5.28，設(shè)計難度明顯增大。在借鑒上述科研成果，且在滿足總體強幾何約束條件下，對長高比為5.28的小長高比組合發(fā)動機噴管的氣動設(shè)計展開了研究。采用噴管特征線法開展噴管二維型線設(shè)計，對噴管的設(shè)計點選取、三維側(cè)向膨脹角、噴管雙通道相對位置等影響因素進行了研究，給出了組合發(fā)動機噴管氣動方案，并對其氣動性能開展了數(shù)值計算及分析。

1 數(shù)值計算方法及驗證

1.1 幾何模型及計算方法

本文所設(shè)計及研究的組合發(fā)動機噴管飛行馬赫數(shù)范圍為Ma=0～6.0，圖1為組合發(fā)動機噴管模態(tài)轉(zhuǎn)換過程和沖壓模態(tài)過程中的幾何示意圖。為滿足幾何尺寸要求，沖壓噴管與渦輪噴管均為圓形進口，渦輪發(fā)動機噴管從進口到轉(zhuǎn)軸處為面積逐漸減小的圓轉(zhuǎn)方收縮段；為滿足喉道可調(diào)，轉(zhuǎn)軸到喉道位置處設(shè)計為二元等寬的收縮段，喉道后設(shè)計為二元等寬的擴張段。由于沖壓噴管進口為超聲速氣流，相應(yīng)地在沖壓噴管的二元等寬擴張段前設(shè)計了一段具有等面積變化規(guī)律的圓轉(zhuǎn)方過渡段，其中渦輪噴管收縮段型線皆采用五次方曲線法[20]設(shè)計?；谖墨I[21]用Fluent軟件對非對稱噴管內(nèi)外流場的計算與驗證，本文采用商用CFD軟件Fluent對模型進行數(shù)值計算選取基于密度的隱式求解器，選擇的計算模型為RNG、k-ε湍流模型，壁面函數(shù)設(shè)置為非平衡壁面函數(shù)，并采用變比熱的理想氣體模型，分子黏性系數(shù)采用Sutherland公式計算。圖2給出了噴管對稱面上的網(wǎng)格圖，整個流場采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，總網(wǎng)格數(shù)約為300萬。如圖3所示，噴管進口、出口以及延伸面上的邊界條件分別取為壓力進口、壓力出口。為保證計算準(zhǔn)確性，在噴管喉道、壁面附近、出現(xiàn)激波和剪切層等的流動區(qū)域內(nèi)進行了網(wǎng)格加密。邊界層第一層高度為0.05 mm，取12層，且壁面y+小于10。下面對網(wǎng)格無關(guān)性進行研究，選取3種數(shù)量的網(wǎng)格進行比較，數(shù)量分別為200萬(粗網(wǎng)格)、300萬(中等網(wǎng)格)和400萬(細(xì)網(wǎng)格)。

圖1 排氣系統(tǒng)示意圖Fig.1 Geometry of the exhaust system

從表1中可見，3種網(wǎng)格計算的結(jié)果非常一致，推力系數(shù)Cfx最大相差為0.4%，升力L最大相差為1%，俯仰力矩M最大相差0.57%，反應(yīng)出其網(wǎng)格無關(guān)的特性。為保證求解精度與計算效率，將網(wǎng)格量控制在300萬左右。

圖2 典型工作狀態(tài)時噴管網(wǎng)格圖Fig.2 Mesh distribution of the TBCC exhaust system

表1 不同網(wǎng)格量的噴管性能參數(shù)Table 1 Nozzle performance parameters with different mesh numbers

圖3 排氣系統(tǒng)網(wǎng)格圖Fig.3 Computational domain and mesh of the exhaust system

1.2 數(shù)值計算方法的驗證

為了驗證本文數(shù)值計算方法的準(zhǔn)確性，選取NASA Spaid等[22]發(fā)表的噴管實驗報告，進行相同狀態(tài)下的數(shù)值計算，并與實驗結(jié)果進行對比。驗證算例模型具體的幾何尺寸如圖4所示。噴管進口高H0=15.24 mm，噴管進口馬赫數(shù)1.665，總壓172 kPa，總溫478 K；外部自由來流馬赫數(shù)6.0，總壓2520 kPa，總溫478 K。圖5給出了按文獻[22]的數(shù)值計算方法，對該噴管算例進行數(shù)值計算得到的噴管沿程壓力分布曲線對比。從圖中可以看出，數(shù)值計算得到的噴管沿程壓力分布趨勢與實驗結(jié)果變化趨勢一致，吻合較好，表明本文所采用的計算方法可以較為準(zhǔn)確地模擬此類噴管流動，數(shù)值計算結(jié)果可信。

圖4 噴管構(gòu)型Fig.4 Scheme of the nozzle model

圖5 壁面壓力的實驗與計算結(jié)果比較Fig.5 Comparison between the experiment and numerical calculation of the wall pressure

1.3 噴管性能參數(shù)定義

本文評價噴管的性能參數(shù)包括:軸向推力系數(shù)Cfx、升力L和俯仰力矩M。

軸向推力系數(shù)定義為軸向推力與等熵推力之比：

Cfx=Fx/Fs

(1)

(2)

NPR=pt4/p∞

(3)

Fx=[(p4-p∞)·Aix+miVix]-fx

(4)

其中,i為進口參數(shù)下標(biāo)，mi為進口質(zhì)量流量，k為比熱容比，R為氣體常數(shù)，Tt4為噴管進口總溫，Pt4為噴管進口總壓，NPR為落壓比，Vix為進口軸向速度，p4為進口靜壓，Aix為進口面積在y方向的投影，fx為作用在噴管壁面上的相對壓力積分在x方向的投影。如圖6所示，升力則是出口AB截面沖量在y負(fù)方向的分量，為整個流通通道壁面上的相對壓力積分在y方向的投影，記為L。噴管壁面所受力對沖壓發(fā)動機噴管進口中心點的力矩記為M。

圖6 噴管性能參數(shù)示意圖Fig.6 Schematic diagram of nozzle performance parameters

2 組合發(fā)動機噴管氣動設(shè)計

2.1 幾何形狀及位置約束

圖7給出了推進系統(tǒng)總體對噴管的幾何尺寸及位置約束條件。如圖所示，沖壓發(fā)動機噴管進口形狀為圓形，直徑H，渦輪發(fā)動機噴管進口形狀為圓形，直徑為1.44H。上、下噴管通道中心線相對距離為1.73H。渦輪及沖壓發(fā)動機噴管進口水平相對距離為0.52H。噴管長度為5.28H。

圖7 噴管幾何尺寸及位置約束示意圖Fig.7 The constraint of size and position

2.2 小長高比噴管設(shè)計流程

在上述幾何尺寸及相對位置的約束下，采用課題組前期研發(fā)的噴管特征線法設(shè)計程序[22]開展噴管二維型線設(shè)計，圖8和9給出了特征線法設(shè)計的Ma=3.0二元非對稱噴管型面及流場圖。常規(guī)的噴管長高比都在10左右，而本文研究的噴管的長高比僅為5.28。對于排氣系統(tǒng)而言，在滿足進氣道及燃燒室出口位置的限制下，要在飛行器后體的有限空間內(nèi)完成滿足性能要求的噴管氣動方案設(shè)計，是一個較為嚴(yán)格且具有挑戰(zhàn)性的命題，針對上述小長高比噴管設(shè)計問題，本文給出了一套噴管設(shè)計流程，先后對噴管的設(shè)計點選取、三維側(cè)向膨脹角、噴管雙通道相對位置開展參數(shù)化研究。先通過噴管設(shè)計點選取的研究，確定沖壓發(fā)動機噴管的二維氣動方案，接著在此基礎(chǔ)上，通過三維側(cè)向膨脹角與下壁面截短的研究，確定沖壓發(fā)動機噴管三維氣動方案，最后通過噴管雙通道相對位置研究確定組合發(fā)動機噴管的三維氣動方案。此設(shè)計流程能夠在幾何受限情況下同時兼顧空間的有效利用與噴管的氣動性能。

圖8 特征線法設(shè)計的二元非對稱噴管型面Fig.8 The nozzle designed by MOC

圖9 二元非對稱噴管流場馬赫數(shù)等值圖Fig.9 Contours of the nozzle

2.3 設(shè)計點選取對噴管氣動性能的影響

當(dāng)飛行器在低馬赫數(shù)飛行時，排氣系統(tǒng)的設(shè)計膨脹面積比較大，而工作壓比很小，內(nèi)部流動處于嚴(yán)重的過膨脹狀態(tài)，推力系數(shù)普遍較低。由于低壓比下噴管性能惡化程度與噴管設(shè)計點有關(guān)，因此可以考慮減小噴管的設(shè)計點來改善其在低馬赫數(shù)飛行時的性能；當(dāng)噴管的設(shè)計點降低后，設(shè)計面積比也相應(yīng)地減小，在低落壓比工作時，過膨脹程度就相應(yīng)減小?；谶@種考慮，選取了Ma=3.0、3.5、4.0和5.0的沖壓發(fā)動機噴管進口參數(shù)(見表2)作為噴管的設(shè)計點參數(shù)，開展噴管氣動型面設(shè)計。圖10給出了各設(shè)計點下原始長度和上下壁面等比例截短后的二維噴管型線。

表2 沖壓發(fā)動機噴管進口參數(shù)Table 2 The parameters of ramjet nozzle inlet

圖11和12給出了噴管的推力系數(shù)和升力隨飛行馬赫數(shù)的變化曲線，其中橫坐標(biāo)為飛行馬赫數(shù)，縱坐標(biāo)為噴管的推力系數(shù)和升力，不同的曲線代表按不同設(shè)計點獲取的噴管方案?？梢钥闯?，在相同的設(shè)計馬赫數(shù)下，隨著飛行馬赫數(shù)的增加，噴管推力系數(shù)先增加后緩慢減小，升力則逐漸增大。在相同的飛行馬赫數(shù)下，隨著設(shè)計點馬赫數(shù)的增大，推力系數(shù)和升力均減小，且不同的飛行馬赫數(shù)下減小幅度不同，在飛行Ma=3.0時，設(shè)計點Ma=3.0的噴管比設(shè)計點Ma=5.0噴管的推力系數(shù)提高了約10%，而改變設(shè)計點馬赫數(shù)對噴管在巡航點Ma=6.0的軸向推力系數(shù)影響不大，設(shè)計點為Ma=3.0和5.0時，軸向推力系數(shù)相差最大2.5%。設(shè)計點Ma=3.0和3.5下的噴管推力性能非常接近，且設(shè)計點Ma=3.0下的噴管性能相對更為優(yōu)越。綜合考慮，確定Ma=3.0作為組合發(fā)動機噴管的設(shè)計點。

圖10 不同設(shè)計點下噴管上下型線對比Fig.10 The nozzle model with different design Mach numbers

圖11 不同設(shè)計點的噴管推力系數(shù)變化圖Fig.11 The axial thrust coefficient with different design Mach numbers

圖12 不同設(shè)計點噴管升力變化圖Fig.12 The lift force with different design Mach numbers

2.4 側(cè)向膨脹角對噴管氣動性能的影響

在噴管設(shè)計點二維氣動方案基礎(chǔ)上，本節(jié)針對沖壓發(fā)動機噴管的三維氣動方案進行探究，重點研究側(cè)向膨脹角度對噴管氣動性能的影響。由于二維氣動方案的確定實則是對噴管出口高度形成了限制，噴管的出口面積并未確定，而噴管的進出口面積膨脹比是影響噴管推力特性的重要因素，因此研究過程中，在保證噴管出口高度不變的前提下，首先將二維噴管型線直接側(cè)向拉伸，形成進出口等寬的二元噴管作為基準(zhǔn)構(gòu)型，如表3所示，并再選取2個側(cè)向膨脹角，保證噴管上下壁面長度相同，進行數(shù)值計算及性能分析。不同側(cè)向膨脹角的噴管構(gòu)型的俯視圖如圖13所示。

表3 噴管構(gòu)型的側(cè)向膨脹角Table 3 The lateral expansion angle of the nozzle

圖13 噴管的側(cè)向膨脹角示意圖Fig.13 The contour of the lateral expansion angle

圖14為3種噴管構(gòu)型的推力系數(shù)隨飛行馬赫數(shù)的變化曲線，其中橫坐標(biāo)為飛行馬赫數(shù)，縱坐標(biāo)為噴管的推力系數(shù)。從圖中可以看出，在相同的側(cè)向膨脹角度下，隨著飛行馬赫數(shù)的增加，噴管推力系數(shù)先增加后緩慢減小，在低馬赫數(shù)飛行條件下，隨著側(cè)向膨脹角度的增加，噴管的推力系數(shù)逐漸降低，反之，在高馬赫數(shù)飛行條件下，噴管的推力系數(shù)隨側(cè)向膨脹角度增加而增加。構(gòu)型A在Ma=3.0～4.0時具有較高的推力系數(shù)，在Ma=3.0時比構(gòu)型C推力系數(shù)高約8.7%，而在Ma=5.0～6.0時推力系數(shù)有所下降，在Ma=6.0時相較于構(gòu)型C降低了約2%，這主要是由于噴管進出口面積比小導(dǎo)致欠膨脹，從而推力性能下降。相對而言，帶有一定側(cè)向膨脹角度的構(gòu)型B和C，在Ma=5.0～6.0高馬赫數(shù)飛行條件下具有較高的推力系數(shù)，但低馬赫數(shù)Ma=3.0～4.0性能下降明顯，對于構(gòu)型C而言，Ma=3.0時推力系數(shù)相較于Ma=6.0時下降幅度超10%，噴管過膨脹的問題仍十分突出。由此可見，在保持噴管出口高度不變的情況下，隨著噴管側(cè)向膨脹角的增大，高馬赫數(shù)性能有所提高，低馬赫數(shù)性能下降明顯，尤其在飛行條件Ma=3.0時，構(gòu)型C相較構(gòu)型A的推力系數(shù)下降幅度約8.7%，但高馬赫數(shù)時提升幅度僅為2%。從總體考慮，并優(yōu)先保證Ma=3.0～4.0的噴管性能，故Model A為最佳方案。將其作為組合發(fā)動機噴管的基準(zhǔn)型面。

圖14 不同構(gòu)型噴管的推力系數(shù)Fig.14 The axial thrust coefficient of the models

2.5 下壁面截短對噴管氣動性能的影響

如圖15所示，為實現(xiàn)巡航點Ma=6.0正升力，現(xiàn)初步將下壁面長度由D截短為0.38D。圖16給出了2.4節(jié)中構(gòu)型A噴管的推力系數(shù)和升力隨飛行馬赫數(shù)的變化曲線，其中橫坐標(biāo)為飛行馬赫數(shù)，左右縱坐標(biāo)分別為噴管的推力系數(shù)和升力。由圖16可知，噴管的升力為負(fù)。噴管的升力主要來自于噴管上下壁面的壓力差，其值為負(fù)的主要原因是噴管上壁面的壓力在豎直方向上小于下壁面的壓力。為實現(xiàn)正升力，需減小下壁面帶來的負(fù)壓力，最為直接的方式就是將下壁面進一步截短。

圖15 噴管下壁面截短對比Fig.15 The nozzle after cutting wall below

由圖16中截短后的噴管性能曲線可以看出，對下壁面進行截短可有效提高噴管的升力。下壁面的進一步截短實則改變了噴管出口面積，影響了噴管的面積膨脹比，下壁面的截短同時也損失了壁面上的壓力，對噴管的性能產(chǎn)生了直接的影響，使推力系數(shù)略有下降，在Ma=6.0時，下降幅度達到最大，約為1.4%。但從工程應(yīng)用的角度來看，升力提升的效果是十分可觀的，在Ma=3.5～6.0時，噴管實現(xiàn)了正升力，即便低馬赫數(shù)(Ma=3.0)仍有負(fù)升力現(xiàn)象，但對于巡航點Ma=6.0而言，升力提高5倍，已達到要求。

圖16 截短前后噴管性能對比Fig.16 The nozzle performance parameters after cutting wall below

2.6 組合發(fā)動機噴管雙通道位置布局研究

總體要求渦輪與沖壓噴管的進口形狀為圓形，且2個噴管進口中心線相對距離為1.73H。為保證模態(tài)轉(zhuǎn)換過程噴管幾何可調(diào)，將噴管前段設(shè)計為圓轉(zhuǎn)方過渡段，在中間檔板起始位置過渡為二元等寬噴管以便進行幾何調(diào)節(jié)。

如圖17所示，定義中間調(diào)節(jié)板的起始位置在a點。由于本文設(shè)計總體要求噴管長度與高度的比值為5.28，遠(yuǎn)低于常規(guī)的噴管長高比幾何約束，導(dǎo)致噴管氣動性能降低。為使渦輪發(fā)動機噴管獲得更大的膨脹比，即增加共用的噴管膨脹壁面長度，現(xiàn)將渦輪發(fā)動機噴管圓轉(zhuǎn)方收縮段出口的中心線豎直向下偏置一定距離，使中間檔板的轉(zhuǎn)軸前移，即改變Ha的大小，所以Ha是噴管設(shè)計中的一個重要參數(shù)。由于組合發(fā)動機在轉(zhuǎn)級點附近需要較高的推力性能來保證轉(zhuǎn)級的順利，因此可以通過獲得轉(zhuǎn)級點最優(yōu)的推力性能來尋求最佳的a點位置。選取5種不同的偏置距離Ha，并選取相同的分流板角度，保持流量相同，研究渦輪發(fā)動機噴管相對位置對組合發(fā)動機噴管性能的影響。選取模態(tài)轉(zhuǎn)換Ma=3.5進行性能評估及對比分析。

圖17 組合發(fā)動機噴管偏置距離示意圖Fig.17 The schematic diagram of the offset distance

圖18給出了沖壓發(fā)動機噴管、渦輪發(fā)動機噴管、組合發(fā)動機噴管的推力系數(shù)隨偏置距離的變化曲線，橫坐標(biāo)為偏置距離，縱坐標(biāo)為噴管的推力系數(shù)?？梢钥闯?，沖壓發(fā)動機噴管推力系數(shù)隨著偏置距離的增加而降低，在Ha=0.3Dt時達到最低。而隨著偏置距離的增加，渦輪發(fā)動機及組合發(fā)動機噴管總的推力系數(shù)呈現(xiàn)先增后減的趨勢，在Ha=0.267Dt時，推力系數(shù)達到最大值，相較于Ha=0.3Dt時組合發(fā)動機噴管推力系數(shù)提升了約1%。由于噴管受幾何尺寸限制，偏置距離改變范圍較小，相應(yīng)地造成性能參數(shù)的變化幅度較小，但仍可得出噴管推力性能在噴管雙通道不同的位置布局情況下的變化趨勢?？梢娖镁嚯x的增加，造成了分流板轉(zhuǎn)軸的前移，增加了渦輪發(fā)動機噴管的面積膨脹比，在一定范圍內(nèi)可以提高渦輪發(fā)動機噴管的推力性能，同時勢必會造成沖壓發(fā)動機出口面積的減小，沖壓噴管推力性能下降。而就整個組合發(fā)動機噴管的推力性能而言，存在一個合適的偏移距離Ha，使得噴管總體推力性能最優(yōu)。對于本次評估的5個偏移方案，Ha=0.267Dt方案相對較優(yōu)。因此，按此幾何尺寸確定組合發(fā)動機可調(diào)噴管的三維氣動方案,圖19給出了最終確定的組合發(fā)動機噴管的三維氣動方案。

圖18 不同偏置距離下噴管推力系數(shù)Fig.18 The axial thrust coefficient of offset distances

3 組合發(fā)動機噴管性能分析

2.6節(jié)確定了組合發(fā)動機噴管的最終氣動方案，本節(jié)通過數(shù)值計算方法對其開展詳細(xì)的流場計算和性能分析，討論了推力系數(shù)、升力、俯仰力矩隨飛行馬赫數(shù)的變化關(guān)系，并對飛行器在沖壓模態(tài)和模態(tài)轉(zhuǎn)換時組合發(fā)動機噴管的性能進行分析。

圖19 組合發(fā)動機噴管三維氣動方案示意圖Fig.19 Three-dimensional of the TBCC exhaust system

3.1 沖壓模態(tài)過程的氣動性能分析

表4給出了Ma=3.0～6.0時組合發(fā)動機噴管的推力系數(shù)、升力和俯仰力矩。可以看出，隨著飛行馬赫數(shù)的增加，升力和俯仰力矩逐漸增加，而噴管推力系數(shù)先增加后緩慢減小。由于設(shè)計點為Ma=3.0，巡航點Ma=6.0的推力性能略有下降，但Ma=3.0～5.0時推力性能都能達到0.920以上。

表4 沖壓模態(tài)時噴管性能參數(shù)Table 4 Nozzle performance parameters at supersonic mode

圖20給出了在沖壓模態(tài)過程中馬赫數(shù)為3.0、3.5、4.0、5.0和6.0這5個典型工作狀態(tài)下噴管對稱面的馬赫數(shù)分布圖。從圖中可以看出,沖壓模態(tài)過程中排氣系統(tǒng)的流場結(jié)構(gòu)較為相似，相較于轉(zhuǎn)換模態(tài)過程中的流場分布，沖壓模態(tài)過程中流場結(jié)構(gòu)簡單，在低馬赫數(shù)下沖壓發(fā)動機噴管處于過膨脹狀態(tài)。由于中間分流板的結(jié)構(gòu)設(shè)計，在噴管上壁面有一處向上偏轉(zhuǎn)，由于偏轉(zhuǎn)處面積比的突增，在此處形成膨脹波，氣流經(jīng)過膨脹波后偏轉(zhuǎn)，在下游又形成一道壓縮波。氣流經(jīng)過激波后馬赫數(shù)下降0.2左右。在沖壓模態(tài)過程中，排氣系統(tǒng)流場變化均勻，沒有出現(xiàn)明顯的流動分離現(xiàn)象。

3.2 模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的氣動性能分析

根據(jù)飛行器總體要求，噴管模態(tài)轉(zhuǎn)換工作點為Ma=3.0及3.5，要求噴管能夠兼顧2個模態(tài)轉(zhuǎn)換點的性能。當(dāng)飛行高度為20 km、飛行馬赫數(shù)為3.5時，組合發(fā)動機處于共同工作狀態(tài)，開始從渦輪模態(tài)向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)變，轉(zhuǎn)換過程中來流馬赫數(shù)保持不變，渦輪發(fā)動機逐漸關(guān)閉，沖壓發(fā)動機開啟工作。本節(jié)選取Ma=3.5模態(tài)轉(zhuǎn)換過程進行氣動性能分析，針對模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的5個典型工作點進行數(shù)值計算。表5給出了模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，組合發(fā)動機噴管的推力系數(shù)、升力和俯仰力矩?？梢钥闯觯S著中間分流板的偏轉(zhuǎn)，渦輪噴管通道逐漸關(guān)閉，推力系數(shù)逐漸增加，俯仰力矩逐漸增加，而升力逐漸降低。這是由于模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，2個噴管出口氣流參數(shù)差異較大，2股氣流相互干擾嚴(yán)重，最終影響到噴管的性能參數(shù)。

圖20 沖壓模態(tài)時噴管對稱面馬赫數(shù)等值線圖Fig.20 Contours of nozzle Mach number at supersonic mode

表5 模態(tài)轉(zhuǎn)換時噴管性能參數(shù)Table 5 Nozzle performance parameters at transition mode

圖21為渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機噴管共同工作的馬赫數(shù)等值圖。模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，中間分流板逐漸向上轉(zhuǎn)動關(guān)閉渦輪通道，喉道高度逐漸減小。渦輪噴管的進口總壓逐漸降低；而沖壓通道的入口氣流條件保持不變。

模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中整個流場中存在復(fù)雜的激波、壓縮波和滑移面現(xiàn)象。渦輪噴管通道內(nèi)的氣流在噴管出口上壁面受到遠(yuǎn)方來流的作用，在渦輪通道氣流一側(cè)產(chǎn)生了一道向下偏轉(zhuǎn)的激波。由于2股氣流的速度、密度等參數(shù)不同，兩者之間形成一道滑移面(Shear layer 1)。由于中間分流板末尾起著渦輪發(fā)動機噴管喉道的作用，高溫高壓燃?xì)饨?jīng)過分流板后繼續(xù)向下膨脹，并與沖壓通道的氣流相互作用，形成一道滑移面(Shear layer 2)。由于氣流在滑移面處產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)，由此形成一道向上的壓縮波，并與上壁面形成的激波交匯后繼續(xù)向上延伸。

圖21 模態(tài)轉(zhuǎn)換時噴管對稱面馬赫數(shù)等值圖Fig.21 Contours of nozzle Mach number at transition mode

由于沖壓噴管通道出口處氣流與遠(yuǎn)方來流相互作用，在沖壓通道下壁面出口處形成了膨脹波；2股氣流之間也形成一道滑移面(Shear layer 3)。由于分流板作用，在沖壓通道內(nèi)形成一道向下的弱激波，并與下方的膨脹波相交后，繼續(xù)向下偏轉(zhuǎn)。自由來流在下唇板尾緣與沖壓通道內(nèi)氣流相遇，在滑移面下側(cè)產(chǎn)生兩道激波。

隨著分流板不斷向上偏轉(zhuǎn)，渦輪通道出口氣流角度不斷增加，渦輪氣流逐漸向上偏轉(zhuǎn)，滑移面(Shear layer 2)也隨之向渦輪通道側(cè)偏移，而沖壓通道固定不變，滑移面(Shear layer 3)變化不明顯。由于分流板的向上偏轉(zhuǎn)，在分流板末端又產(chǎn)生一道向上的激波，并與渦輪噴管上壁面相交，產(chǎn)生一道反射激波。

4 結(jié) 論

本文對強幾何約束下的小長高比組合發(fā)動機可調(diào)噴管的氣動設(shè)計進行了研究，并對Ma=3.0～6.0范圍內(nèi)的噴管氣動性能開展研究，得出以下結(jié)論：

(1) 對于強幾何約束下的小長高比噴管設(shè)計，可通過降低設(shè)計點馬赫數(shù)的方法改善組合發(fā)動機噴管在低馬赫數(shù)飛行時的氣動性能，可避免噴管由于設(shè)計膨脹面積比較大而工作壓比較小，而出現(xiàn)嚴(yán)重過膨脹現(xiàn)象。

(2) 就本文研究的組合發(fā)動機噴管而言，在出口高度相同的情況下，側(cè)向膨脹角度為0°時氣動性能相對較優(yōu)。

(3) 渦輪/沖壓發(fā)動機噴管出口相對位置對并聯(lián)布局的組合動力噴管轉(zhuǎn)級點氣動性能影響較大，就本文研究而言，可通過收縮段的偏移實現(xiàn)2個噴管流道設(shè)計膨脹比的調(diào)節(jié)，當(dāng)Ha=0.267Dt時，組合發(fā)動機噴管氣動性能相對較優(yōu)。

(4) 并聯(lián)式組合動力噴管的雙通道氣流在共同工作階段的渦輪出口處相互干擾嚴(yán)重，整個過程中推力系數(shù)約為0.920；而沖壓模態(tài)過程中，并無流動分離現(xiàn)象，流場結(jié)構(gòu)相對較好，推力系數(shù)不低于0.918。