TBCC进气道研究现状及其关键技术

张华军,郭荣伟,李 博

(1.南京航空航天大学能源与动力学院,江苏南京 210016;2.中国人民解放军驻成都发动机集团军事代表室,四川成都 610503)

0 引 言

高超声速飞行器已成为未来飞行器的主要战略发展方向,其飞行范围十分宽广,飞行马赫数从亚声速、跨声速、超声速一直扩展到高超声速。动力装置是能否实现高超声速飞行的主要关键。当今,航空涡轮发动机的飞行马赫数一般在0～3,亚燃冲压发动机飞行马赫数为2～6,超燃冲压发动机飞行马赫数大于6。可见,任意一种单一的吸气式发动机均不能满足以上要求,因此从上世纪六十年代开始,国外对组合动力展开了广泛而深入的研究。

组合发动机可分为RBCC(火箭基组合循环)和TBCC(Turbine-Based-Combined-Cycle,涡轮基组合循环)两大类,其中 TBCC发动机是将涡轮发动机(包括涡喷、涡扇发动机)和冲压发动机(包括亚燃、超燃和双模态燃烧冲压发动机)的两种技术结合到一起,整合了涡轮发动机和冲压发动机在各自适用飞行范围内的优势,使其具有可常规起降、重复使用、可靠性高、低速性能好[1](在Ma＜3的阶段,涡轮发动机的比冲是各类发动机中最高的)、技术风险小等优点,可作为高超声速军民用飞机、高超声速巡航导弹以及单双级入轨轨道飞行器的理想动力装置,从而具有很好的工程应用前景。按照涡轮发动机和冲压发动机组合时的相对位置关系,TBCC发动机可分为共轴型(co-axialtype)布局和上下型(over/undertype,亦称并联型)布局,其中共轴型布局可分为环绕型(wraparound,冲压燃烧室在涡扇发动机的外函管道中)和串联型(tandem,冲压燃烧室在涡扇发动机的后面),而并联型布局又可分为外并联型和内并联型[2]。

进气道是TBCC发动机的重要组成部分,对整个推进系统的性能起着关键性作用,制约着整个推进系统功能的发挥和性能的提高。改进进气道的气动性能和不同飞行状态下的适用性被国际上确定为发展TBCC发动机的关键技术之一。TBCC进气道的主要任务是高效率地向涡轮发动机的压气机或冲压发动机的燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气,以满足飞行器高超声速飞行的需要,其中包括模态转换过程中(涡轮模态转换到冲压模态或冲压模态转换到涡轮模态)同时向涡轮通道和冲压通道提供所需气流,能否完成转换过程的流量和推力平稳过渡是决定TBCC发动机研制成败的关键。由此可见,TBCC进气道不同于其它普通航空发动机的进气道,它要在非常宽广的飞行范围内以及飞行工况多变的条件下向TBCC发动机提供稳定优良的流场,这就要求进气道在整个飞行过程中通过改变自身的形状来适应飞行状态的变化,如果进气道不能正常工作,TBCC发动机的效率将大大降低,以致不能正常工作。为了使TBCC发动机在不同的飞行状态下都能正常高效地工作,发展一种变几何进气道与TBCC发动机相匹配是十分必要的,美国和日本等国均在此领域投入大量的人力和物力,且已在某些关键技术方面取得了重大进展。

本文将按照TBCC发动机的布局方式,分类介绍各布局方式所用进气道的研究与应用现状,详细论述不同布局方式的TBCC进气道的优劣点,并对进一步发展可能会面对的关键技术和问题给出意见。

1 TBCC进气道方案及国外研究现状

目前美国、日本、俄罗斯、法国、德国和印度等国都在大力发展TBCC技术,其中又以美国和日本的研究最具代表性。本文按照TBCC发动机的布局方式并结合进气道自身的结构特点,将TBCC进气道分为共轴型轴对称进气道、共轴型二元进气道、外并联型进气道和内并联型进气道四类。前两类适用于共轴布局方式的TBCC发动机,后两类适用于并联布局方式的TBCC发动机。下面按此分类分别对国外TBCC进气道的研究与应用现状进行简要介绍,初步分析TBCC进气道的设计原则及面临的挑战。

1.1 共轴型轴对称进气道

20世纪60年代初曾经在世界上创造过多项飞行记录的美国“黑鸟”高空高速侦察机SR-71所使用的推进系统就是TBCC发动机,该发动机是世界上最早投入使用的TBCC发动机,它采用的是串联布局方式,能使SR-71长时间巡航在马赫数3以上,且最大飞行马赫数达3.2[3-6]。该发动机进气系统采用的是轴对称变几何进气道,包括整流罩、一个可移动的激波锥、可调的前后旁路活门、多孔式激波锥中心体附面层吸除系统和一套为控制内部激波位置及附面层流动而设计的喉道壁吸气系统(图1a)。激波锥在不同的飞行状态下有不同的轴向位置与之相对应,以向处于不同飞行状态下的TBCC发动机提供最适宜的内流品质。在地面起飞状态和飞行高度低于30000英尺时,激波锥自动锁定在最前方位置;当飞行高度超过30000英尺时激波锥解锁,但仍保持靠前位置直到马赫数1.6;超过马赫数1.6以后,飞行马赫数每增加0.1马赫激波锥就缩进13/8英寸,当飞行马赫数达到3.2时,外压锥形激波封口,激波锥达到最里端位置(图1b)。整个过程,总的激波锥行程约为26英寸;捕获面积从8.7平方英尺增加到18.5平方英尺,增加了112%;喉道面积缩小到4.16平方英尺,为马赫数1.6时面积的54%。

图1 SR-71轴对称进气道简图Fig.1 SR-71axisymmetricinletschematic

日本是世界上较早从事TBCC发动机研究工作的国家之一,该国于1986年开始实施吸气式涡轮冲压膨胀循环发动机(ATREX,Air-TurboRamjetEngine)研制计划[7-8]。ATREX发动机以液氢为燃料,最大飞行马赫数为6,采用串联布局方式,主要用作高超声速飞机或单、双级入轨可往返式空天飞机的推进系统。该TBCC发动机采用带预冷器的轴对称变几何进气道(图2),进气道激波锥的半锥角由设计马赫数确定,其变几何特性也是通过改变激波锥在轴向所处的位置来实现。ATREX计划于1993年首次完成了带预冷器的轴对称变几何进气道的风洞试验。在1994～1995年间,通过数值模拟和风洞试验相结合的手段,对进气道波系配置、设计马赫数和激波锥半锥角的选取进行了详细地研究[9-11],试验同时进行了进气道攻角、激波锥锥面开孔和唇口开缝对进气道性能影响的研究。其中,设计马赫数选为3.5、半锥角10°、外压由一道锥形激波和一等熵压缩波组成、内压三道波组成的进气道方案,在大部分飞行马赫数范围内不同攻角下均获得了高的总压恢复和流量系数,且其唇罩阻力最小,已基本能够满足实际应用。ATREX计划从1997年开始开展进气道控制研究[12],于2000年2月在法国的S3MA超声速风洞中进行了进气道控制试验,成功地完成了进气道的自动控制,并在无手动操作的情况下获得了90%的最大进气道性能。

图2 ATREX轴对称进气道简图Fig.2 ATREXaxisymmetricinletschematic

以上两共轴型轴对称进气道结构简单,变几何作动部件少,便于控制,工程中相对易于实现。但因激波锥半锥角固定,其大小由设计马赫数确定,若选高马赫数为设计点,半锥角大,则低马赫数下流量捕获不足,若选低马赫数为设计点,半锥角小,则高马赫数下总压恢复系数低。简而言之,该类进气道在高马赫数下的总压恢复系数与低马赫数下的流量捕获间存在较大矛盾。

同时,由于中心体整体移动,对进气道后的扩压段流动产生了一定的影响,可移动中心体的几何形状不变,对中心体的外形和唇口内型面的设计提出了考验,很难做到不同来流马赫数下通道的几何形状均能产生好的气动特性,因此也限制了该类进气道性能的进一步提高。

为了改善SR-71进气道的气动性能和拓宽其工作马赫数范围,近年美国马里兰大学航空航天工程系以SR-71进气道为基础,通过数值模拟的手段进行了大量的研究,包括可调激波锥角、可调唇罩和拓宽激波锥肩部范围等的研究[5-6]。

1.2 共轴型二元进气道

二元进气道又称纵向压缩式进气道,主要依靠压缩面改变气流的流向,由于其几何构形简单,激波与激波间干扰较小,出口流场较为均匀,符合高超声速飞行器一体化设计要求,因此得到了国内外众多学者的关注。

为了满足ATREX计划单级入轨预冷却TBCC发动机研究需要,日本研究人员从1999年开始对二元矩形变几何进气道进行研究[13-16]。该进气道采用矩形交叉进口,工作马赫数范围0～6,采用2道外压斜激波,不同来流马赫数下,由2～6道内压缩激波(含一道结尾正激波)完成气流增压减速至亚声速流(图3)。进气道第一个压缩面固定,此外还有4个可调斜板组成进气道的压缩面。来流马赫数大于3.5时,可调斜板与来流的夹角开始随着来流马赫数的增大而增大,在设计马赫数时,各压缩面的气流角度均达到最大,进气道流通面积最小,且在不同的来流马赫数下,保证喉道马赫数为1.5左右。通过对各可调斜板的调整,实现了在不同的来流马赫数下,调节进气道压缩效率和捕获流量的目的,使之在不同的外部飞行状态下均能满足发动机的需求。

图3 ATREX二元进气道系统简图Fig.3 ATREXrectangularinletsystemschematic

为了给马赫数5一级超声速巡航民航机提供动力系统,日本从 1989年开始为期10年的 HYPR(HypersonicTransportPropulsionSystem)TBCC发动机研制计划[17-23]。HYPRTBCC发动机仍采用共轴串联布局方式,是最早的专为高超声速运输机设计并通过地面试验的TBCC发动机。该发动机采用二元变几何侧板式进气道(图4),该进气道的设计马赫数为5,模态转换的转级马赫数定为2.5～3,其气动性能的目标是在最小的放气流量下,在Ma=3时总压恢复系数达到0.81,在Ma=5时总压恢复系数达到0.51。进气道在设计马赫数时由2块侧板、4个压缩面、内收缩段、喉道等直段和方转圆扩张段组成。进气道第一个压缩面的偏转角固定为5°,第二、三、四个压缩面的偏转角可调,进气道内收缩段下壁面可做平移运动。在不同的飞行状态下,进气道第二、三、四个压缩面有不同的偏转角以及内收缩段下壁面平移到相应的位置与之相适应,以使组合发动机达到最佳的工作状态。该进气道的缩尺寸模型在法国的S3MA超声速风洞中进行了吹风试验,进气道模型捕获面积的高宽比为1.5(150mm高,100mm宽),喉道后扩张段截面形状从喉道处的矩形光滑过渡到发动机入口处的圆形,在Ma=5状态下喉道的高宽比为0.1。试验结果表明,在Ma=5状态下最大总压恢复可达0.53,达到并超过了设计目标,但在Ma=3状态下最大总压恢复只有0.70,未达到设计目标。试验同时还研究了侧板类型、第四道压缩面抽吸孔类型、喉道处开缝宽度和侧板开孔等对进气道性能的影响。

图4 HYPR二元进气道简图Fig.4 HYPRrectangularinletschematic

上述两种共轴型二元变几何进气道主要通过改变压缩斜板角度实现变几何,流动易于控制,容易实现和飞行器一体化设计,也便于模块化并列安装。但当控制的压缩斜板较多时,高马赫数下,如何实现同步控制以及相邻压缩板间的连接和气动热问题是一个难题。

1.3 外并联型进气道

并联布局TBCC推进系统为上/下排列结构:上面是涡轮发动机、下面是冲压发动机,这种布局可以适应更宽广的马赫数范围,具有较大的发展潜力,一直是美国有关研究机构的主要研究方向。

图5是NASA和Lockheed公司20世纪80年代提出的巡航马赫为5的TBCC推进系统示意图。可以看到,涡喷发动机和亚燃冲压发动机有各自相互独立的进气通道(双流路,双通道),属于外并联布局方式。从起飞至Ma=1为纯涡喷工作模态;Ma=1以后亚燃冲压发动机点火,从Ma=2.5开始进入模态转换阶段,涡喷通道逐渐关闭,到Ma=3时涡喷通道完全关闭,模态转换结束;Ma=3～5为纯亚燃冲压模态[24]。与之相关的一些问题至今仍在研究,其中一个最主要的问题就是在Ma=2.5附近推进系统的模态转换问题,在转换过程中存在着与进气道流动有关的技术难题[25]。对涡喷发动机进气道需要注意的问题有:由机身造成的很厚的来流附面层问题,大偏距、方转圆、短亚声速扩压器设计,不起动问题,附面层控制问题,进气道性能(发动机进口截面总压畸变、总压恢复系数)等。对亚燃冲压发动机进气道需要注意的问题有:由机身造成的很厚的来流附面层问题,不起动防止问题,亚燃燃烧室的工作问题等。进气道的性能对模态转换和压缩系统的设计十分重要。

图5 外并联涡轮组合发动机简图Fig.5 Schematicofturbinebasedcombinationcycleengine

图6 X43-B进气道简图及试验模型Fig.6 X43-Binletschematicandexperimentmodel

外并联 TBCC发动机比较有代表性的是美国X43-B的TBCC方案[26](图6)。X43-B的进气道采用上/下型的外并联布局方式,其布局特征是低速、高速流路分开。这种进气道通过改变其进口前的挡板角度来调节两个流道的流量分配,在低速时冲压发动机进气道进口是封闭的,到模态转换时打开,冲压模态时涡轮发动机进气道进口封闭。该TBCC发动机模态转换的转级马赫数定为4,近年美国科研人员对该发动机进气道的模态转换过程开展了试验研究[27]。其研究表明,两进气道之间的相互影响并不十分明显;冲压进气道不起动时,溢流的结果并不足以影响到上游的涡轮进气道,涡轮进气道不起动同样不会引起下游的冲压进气道不起动;涡轮进气道在一定程度上转移了部分前机体所产生的附面层,从而提高了冲压进气道的性能。此外,科研人员还对涡轮进气道的方转圆亚声速扩压段进行了试验研究[28],该扩压段喉道马赫数为0.79,采用涡流发生器后,总压恢复系数提高了0.4%。

1.4 内并联型进气道

图7是NASA兰利研究中心和Lockheed公司20世纪80年代为某乘波体飞行器提出的 TBCC动力方案[29-30]。从图中可以看出,涡轮发动机进气道和冲压发动机进气道共用外压段和内收缩段,喉道之后分成两个流道(单流路,双通道),属于典型的内并联布局方式,在涡轮发动机和冲压发动机共同工作时依靠其中的分流板来调节两个流道的流量分配及完成涡轮/冲压模态转换的控制。该进气道设计马赫数为5,其唇罩固定,压缩面为可变几何结构,进气道第一级压缩面前有附面层隔道,进气道内还有附面层抽吸系统。从起飞至Ma=2为纯涡轮工作模态,此时冲压通道关闭;Ma=2以后进入模态转换阶段,冲压通道逐渐打开,涡轮通道逐渐关闭,到Ma=3时涡轮通道完全关闭,模态转换结束;Ma=3～5为纯冲压模态。对该进气道的研究主要集中在结构强度和重量分析方面,至今暂无有关该进气道气动性能的报道。

由以上对国外TBCC进气道研究与应用现状的分析可见:共轴型TBCC进气道已发展到试验验证阶段,有相对成熟的变几何调节规律,且已通过自动控制得以部分实现,其研究进展明显超前于并联型TBCC进气道;而并联型TBCC进气道由于其自身结构的复杂性以及变几何部件多等特点,六十年代至今,对该类进气道的研究多以方案提出为主,鲜有进一步实施及发展到试验验证的方案。

图7 内并联涡轮组合发动机简图Fig.7 Schematicofturbinebasedcombinedcycleengine

2 我国的研究现状及已有研究基础

我国在20世纪70～80年代已经开始关注和开展TBCC发动机技术研究,但所取得的研究成果并不令人满意,主要是处于对国外TBCC发动机技术进行跟踪的水平。同时,受种种因素的影响,在试验研究方面几乎是空白。近年来,国内相关科研单位再次开展了TBCC发动机技术研究,包括串联布局方式和并联布局方式等。从目前的研究情况看,我国在TBCC发动机的研究方面与先进国家相比差距较大,还有很多关键技术需要解决。

3 不同布局方式的优劣点分析

通过以上对美国、日本等航空先进国家在TBCC发动机领域的研究现状的阐述,可以看到,串联布局方式采用前/后排列结构,具有发动机基线尺寸小、重量轻等优点,但在高马赫数飞行时难以保护涡轮发动机,涡轮发动机在气路中会造成很大的性能损失,导致高马赫数状态下性能欠佳,因此该布局方式受飞行马赫的限制较大[31]。并联布局方式采用上/下排列结构,该布局方式可以适应更宽广的马赫数范围,具有较大的发展潜力,是当今组合动力领域的主要研究方向。

并联布局方式中的外并联布局方式,其涡轮发动机和冲压发动机采用相互独立的两个进气通道,这种布局方式虽然可以较大程度地降低进气道的气动设计难度和变几何调节难度,但会增大迎风面积,产生大的外部阻力,并减小了飞行器内部的可用容积。而内并联布局方式因其涡轮发动机和冲压发动机的进气道采用共同的外压通道和内压通道,所以这种布局方式结构紧凑,进气道迎风面积相对较小,但可调部件较多,调节规律较复杂。

由此可见,内并联型进气道兼具了共轴型进气道和外并联型进气道的优点,具有适用飞行马赫数范围宽、迎风面积小、内部可用容积率大等优点,因此该类进气道具有较大的研究价值。

4 TBCC进气道面临的主要挑战及所需解决的关键技术

TBCC进气道必须在宽广的马赫数和高度范围内为组合发动机提供所需的高品质空气流量,同时尽可能减少损失和阻力,重量轻,结构简单。对于组合推进系统,由于不止一个发动机循环,进气道还必须引导气流流向适当的部件,并调整几何外形以保证合适的气流条件。本文结合作者先前及现阶段的研究工作,将 TBCC进气道面临的主要挑战及所需解决的关键技术归纳如下:

4.1 两个进气道的工作匹配

TBCC发动机的工作过程采用接力方式,在地面起飞和低速飞行阶段涡轮发动机单独工作(涡轮模态),在高空高速飞行阶段冲压发动机单独工作(冲压模态),涡轮模态和冲压模态之间存在一个转换过程(过渡模态)。其中,进气道的设计将是一个关键问题。为使进气道适应不同马赫数下的工作模态,要求进气道能调节涡轮和冲压两个通道的流量分配,以满足TBCC发动机不同状态下的流量需求,进而满足飞行器在不同飞行阶段的推力需求。在整个飞行过程中,如何有机地协调进气道各可调部件以使两个进气通道匹配工作,是一大难题。

4.2 进气道宽马赫数工作范围与性能的矛盾

由于TBCC发动机的工作范围非常宽广,固定几何的进气道难以满足发动机的工作需要,因而必须采用可变几何的进气道。在不同飞行马赫数下改变进气道压缩面的角度、位置和形状,以适应不同捕获流量和流量分配的需求,同时还要保证进气道在各个飞行马赫数下都有较高的总压恢复系数。这对进气道的气动设计和结构设计都是严峻的考验。

4.3 进气道的模态转换技术

TBCC进气道模态转换技术是组合动力技术的重点和难点之一,模态转换是非常复杂的动态过程,其能否顺利实现关系到组合动力的成败。

无论是共轴型还是并联型 TBCC进气道,有关模态转换的研究极少,现有外文文献中,只有X-43B的外并联方案针对模态转换做过一些研究。模态转换技术作为TBCC进气道的关键技术之一,X-43B外并联方案首先将其付诸试验,其重要性可见一斑。能否完成转换过程的流量和推力平稳过渡以及进气道和组合发动机的相容性问题是决定TBCC发动机研制成败的关键。如果TBCC进气道不能顺利地进行模态转换,充其量只能称其为变几何进气道,而不是真正意义上的TBCC进气道。由此可见,TBCC进气道模态转换技术是当今TBCC进气道研究领域有待突破的首要关键问题。

结合作者现阶段的研究工作,将TBCC进气道模态转换技术的主要研究方向和要点分解如下:

(1)转接马赫数的研究。转接马赫数需根据组成TBCC发动机的涡轮发动机和冲压发动机的适用飞行马赫数范围和性能以及TBCC发动机的设计马赫数来确定,选定的转接马赫数要满足涡轮发动机和冲压发动机的流量匹配以及TBCC发动机在转接过程中对推力的需求。

(2)以进气道气动稳定性为目标,开展模态转换过程时间量级的研究。

(3)涡轮和冲压发动机转接过程进气道流场的动态测试。模态转换过程是非常复杂的非定常流动,对该过程进行动态测试可以从本质上揭示模态转换过程中非稳定流场的流动特征和流动机理。

(4)涡轮和冲压发动机转接界面进气道流场的动态数值仿真。由于受试验测量手段的限制,通过试验获得的流场信息毕竟有限。在试验的基础上,通过可靠的数值模拟手段,对模态转换过程进行动态数值仿真,可以获取更为详尽的流场信息,更多地揭示其流场本质。

(5)转换过程中,进气道出口流场畸变与发动机抗畸变能力匹配,尤其是在飞行器返回地面时,涡轮通道从关到开过程的进/发匹配研究。

4.4 进气道的流场控制技术

激波打在进气道压缩面的肩部可以消除激波,减弱激波附面层干扰[32]。因此,合理布置进气道内的波系,可以改善进气道的性能。由于 TBCC进气道要考虑变几何设计,波系的设计就更加复杂。采用附面层吸除系统,消除由前机身和压缩面形成的很厚的附面层,能在整个飞行范围内提高TBCC进气道的总压恢复。在进气道起动过程中,尤其是非设计条件下,激波不能打在进气道肩部,而且在变几何进气道肩部位置不便于采用曲面压缩的情况下,为防止激波附面层干扰,避免进气道不起动,提高进气道性能,采用在其肩部位置开泄流腔等流场控制手段能明显提高进气道的起动和气动性能。

4.5 进气道的热防护技术

现有的涡轮发动机受材料和温度的限制,飞行速度最大只能达到Ma=3左右。考虑到现有的高温材料,轻质结构,及高推重比的推进系统,设计高超声速飞机是可行的。采用热防护技术,如进气道前缘钝化、进气道内增加冷却通道,都会对进气道及整个推进系统安全工作产生有利影响。

4.6 进气道/发动机/喷管的匹配及一体化技术

采用组合动力推进系统必须考虑涡轮与冲压流路的一体化问题,因为在高速飞行时,涡轮发动机不工作,只增加重量、占有飞行器的容积。此外,采用独立的进气道和喷管会产生额外的阻力,并减小了飞行器内部可用容积,而一体化设计可以避免这些问题。高度一体化的TBCC推进系统对进气道的要求是,必须能够从静止状态到最大飞行马赫数都能有效工作,并且阻力最小,总压恢复系数最高,满足TBCC发动机的流量和气流品质需求。进气道设计参数包括:压缩面长度和角度,唇罩位置和角度,肩部拐点位置以及内压缩面角度等。

5 结束语

TBCC发动机可作为高超声速军民用飞机、高超声速巡航导弹以及单双级入轨轨道飞行器的理想动力装置,具有广阔的应用前景,因此我国应积极开展TBCC发动机技术研究工作。鉴于TBCC进气道对整个组合推进系统起着关键性的制约作用,在TBCC发动机的研制过程中应给于进气系统足够的重视,尽快突破其关键技术,为我国的TBCC发动机研制提供技术储备。

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