一种TBCC进气道涡轮通道抽吸方案设计

2020-06-30章欣涛袁化成王颖昕伊戈玲

固体火箭技术 2020年2期

章欣涛，袁化成，卢杰，王颖昕，伊戈玲

(1.江苏省航空动力系统重点实验室，南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016；2.江西洪都航空工业集团，南昌 330024；3.中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京 100076)

0 引言

组合循环动力系统为实现未来飞行器高速、宽飞行域的工作需求提供了可能性，正受到各国学者的广泛关注。其中涡轮基组合循环(Turbine-based combined cycle，TBCC)采用串联或并联的方式将涡轮发动机与冲压发动机组合，共用推进系统部分流路，使飞行器高度整合，同时最大限度发挥涡轮发动机和冲压发动机在各自适用飞行范围内的优势。TBCC的设计目标是使飞行器可常规起降、重复使用、可靠性高、低速性能好、技术风险小。要实现上述目标，推进系统需要具备从地面起飞，加速至超声速或高超声速的宽马赫数工作能力[1-3]。

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。为保证进气道在不同马赫数范围内均能起动正常工作、捕获满足发动机工作的气流流量、同时降低气动损失，因此需要对进气道采取必要的辅助控制措施，如抽吸、放气、射流、电磁、变几何调节等。

选取飞行器工作范围上限为巡航工作点，所设计的进气道收缩比较高，而较大的内收缩比常会造成推进系统低马赫工作时进气道不起动等现象，影响飞行器正常工作；若选取飞行器工作范围下限为工作点，进气道由于其较小的内收缩比在高马赫工作时将出现内压缩不足、喉道马赫数过高等缺点，从而制约推进系统性能的发挥[4-5]。针对上述矛盾，日本航空宇航研究局(JAXA)为其设计的吸气式涡轮冲压膨胀循环(ATREX)发动机设计了轴对称进气道，其通过在不同来流条件下整体或部分伸缩中心锥并在中心锥上开设抽吸孔的方式控制内外压缩激波以及内收缩比[6]。美国航空航天局(NASA)完成了一种设计Ma=7的TBCC进气道，其涡轮通道采取了较大的内收缩及大量壁面抽吸孔改善和优化进气道在全速域的气动性能[7-9]。国内对组合动力进气道的研究起步较晚，王德鹏等[10]对某种Ma=0～4的外并联进气道进行了仿真及分析，王亚岗等[11]设计了一种外并联型组合发动机变几何进气道气动设计方案，通过变几何放大喉道保证进气道低速性能，刘君等[12]对某串联式TBCC进气道模态转换流动过程开展分析，张明阳等[13]对Ma=4一级内并联式TBCC发动机模态转换开展了性能分析。但国内很少有涉及TBCC进气道抽吸应用及其机理研究，因此在已开展的研究基础上进一步揭示进气道流场抽吸控制的机理将具有极大的必要性。

本文在课题组前期TBCC进气道研究的基础上[14-16]，采用数值仿真方法，首先研究不同区域抽吸方案对进气道低速设计点气动性能的影响规律；接着给出较优的组合抽吸方案；最后通过最优方案对外并联TBCC进气道的工作特性进行分析，揭示涡轮通道抽吸对进气道性能改善的流动机理，为进一步发展TBCC进气道设计方法和流场控制措施提供技术储备。

1 TBCC进气道物理模型

1.1 几何参数及工作方式

本文对一种二元TBCC外并联双通道进气道的抽吸设计进行了研究。物理模型如图1所示。

进气道模型总长约6 m，上通道为高速通道(冲压发动机)，下通道为涡轮通道(涡轮发动机)。涡轮通道设计Ma=4.0，涡轮通道外压段采用二波系设计，内收缩比为4.19，设计喉道Ma=1.5，第一、二压缩面的压缩角分别为6.5°和6°，唇罩压缩角3.5°。喉道下游扩压段为三维方转圆设计，本文研究仅关注喉道参数变化，暂不考虑扩压段性能。高速通道设计Ma=7.0，外压段采用三波系设计，内收缩比1.97，设计喉道Ma=3.4，内压段采用近似平面压缩，隔离段转折角度为4.0°。模型自带4°攻角。

Ma=0～4时，涡轮通道工作。进气道通过压缩面上3个铰链实现喉道面积的放缩，保证进气道可正常起动，同时冲压通道打开以减小阻力。

Ma=4为涡轮通道设计状态，同时也是模态转换状态。此时低速唇罩向下转动，涡轮通道逐渐关闭，高速通道逐渐打开工作。高速唇罩在低速唇罩转动之前先向下旋转6°，以满足高速通道的流量匹配(如果高速唇罩不旋转，模态转换之后高速通道将会产生大的分离)。

模态转换结束后高速通道单独工作，进气道形面保持不变，直至飞行速度达到Ma=7，高速唇罩向上旋转6°恢复到初始状态，以提高捕获流量。

图1 TBCC进气道物理模型

本文研究的进气道工作范围为Ma=4涡轮通道设计点至Ma=7的高速通道设计点，不包含Ma=0～4的涡轮通道工作状态。

1.2 抽吸方案及命名规则

根据进气道的流动特点，本文设计了四种不同抽吸区域，如图1所示，分别为：

(1)F区域：第二级压缩面前端的外压段抽吸，第一个抽吸孔位于第一铰链右端，随着抽吸孔个数的增长，抽吸区域逐渐向第二铰链端延伸。

(2)A区域：第二级压缩面后端的外压段抽吸，第一个抽吸孔位于第二铰链左端，随着抽吸孔个数的增长，抽吸区域向第一铰链端延伸。

(3)B区域：内收缩段下壁面抽吸，第一个抽吸孔位于内压断前端型面转折处，随着抽吸孔个数的增长，抽吸区域逐渐向喉道前端延伸。

(4)C区域：内收缩段上壁面抽吸，抽吸区域的X向坐标与B区域相同。

在每个区域中抽吸孔的数量做相应调整，每个抽吸孔几何参数相同。抽吸孔直径为7 mm，二维计算时选为抽吸孔的宽度，深度与宽度之比为9。本文抽吸开孔率定义为抽吸孔的总面积与抽吸板的面积之比，若不加特殊说明，开孔率均为0.4。由于开孔率不变，同一区域随着孔数的增加，抽吸面积也逐渐增加。

本文设计方案名称为：抽吸区域+(开孔率)+抽吸孔个数，如：A59代表A区域开设59个开孔率为0.4的抽吸孔；A 0.6 59代表A区域开设59个开孔率为0.6的抽吸孔。

2 网格及数值仿真方法

图2给出了TBCC进气道网格，整个计算区域全部采用结构网格，在近壁面处，抽吸孔及流场参数变化较为剧烈处进行了适当的加密处理，以反映流动细节，网格疏密度根据抽吸孔位置、数量以及唇罩变化角度进行适当调节，保证y+值与所选用的湍流模型匹配。网格单元总数在15～35万之间。

图2 TBCC进气道网格

本文参考文献[17]的结果，选取经过验证的数值仿真方法对TBCC开展数值仿真研究。数值方法为采用有限体积法对二维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程进行离散，无粘流通量采用基于MUSCL插值的Roe格式进行离散，粘性通量采用二阶中心差分格式进行离散，时间推进采用点隐式方法。湍流模型采用标准模型。设置压力远场，压力出口和固壁边界条件。自由来流Ma=4.0时，静温为219.6 K，静压为3466.8 Pa，Ma=4.0～7.0之间，计算参数随飞行高度按等动压规律变化。收敛判据为各方程残差均下降3个数量级并且涡轮通道出口流量恒定。

需要注意的是，发动机正常工况下，进气道出口存在反压，会在喉道位置形成正激波。由于本文抽吸方案均处于喉道上游超声速区域，所以反压不会对上游超声速流场造成影响，抽吸方案对于进气道气动性能的影响规律在有无反压的情况下是一致的。基于以上分析，本文进气道出口给定通流状态对模型进行计算，对于存在反压的情况不再赘述。

3 抽吸方案对涡轮通道设计点影响规律

3.1 无抽吸下的进气道流动特征

图3给出了全湍流计算与无黏计算得到的进气道马赫数等值图。可以看出，采用全湍流数值仿真进气道不起动，大范围气流分离区堵塞涡轮通道入口，分离包起始点延伸至进气道第一级压缩面中部。无粘计算得到进气道起动，两道斜激波和一道唇罩反射激波正常建立。采用无粘一维流量估算进气道实现由两道斜激波及内收缩段减速至喉道Ma=1.5的理论最大内收缩比为8.04，而进气道实际内收缩比为4.19，理论上进气道捕获的气流能够全部通过喉道。因此，影响进气道起动性能的主要因素为进气道压缩面附面层的发展情况。

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

3.2 A区域抽吸对进气道性能的影响

当A区域抽吸孔为36和47个时，涡轮通道进气道不起动，激波推出唇口，抽吸段压力急剧变大，因此抽吸流量也变大。当抽吸孔数量达到59个或以上时，进气道起动，性能良好。

表1给出A36、A47、A59、A74、A90方案下进气道的性能参数。其中，Φs为抽吸流量率，σ为喉道总压恢复系数，Mat为涡轮通道喉道马赫数，π为静压比。

由表1可看出，对于A区域抽吸起动情况下，进气道抽吸流量、总压恢复系数、喉道马赫数随开孔数个数增加而增大，静压比随开孔个数增加而减小。A区域外压段抽吸抽掉了一部分附面层，使得实际的流通面积加大，并且减小了下压缩面肩部激波附面层干扰，同时也抽掉了部分流量。

表1 第二级压缩面抽吸进气道气动性能

3.3 F区域抽吸对进气道气动性能的影响

3.3.1 F区域单独抽吸

图4为F59方案进气道马赫数等值图(在F区单独59个孔)，与表1中A59方案的数据相比，两者都抽吸了59个孔，但由于F59未抽吸掉附面层和激波的干扰，所以分离严重，进气道不起动。因此单独在F区域抽吸的效果不理想。

3.3.2 F区域与A区域共同抽吸

本文对A74、F16+A58、F32+A42三种抽吸方案下的进气道性能进行数值模拟验证。

三种方案外压段保持相同数量的抽吸孔(74个)，但是抽吸孔位置分布不同，三种方案F区域的抽吸孔个数逐渐增多，A区域抽吸孔个数逐渐减小。

图4 F59方案下进气道马赫数等值图

计算可知，三种方案均可使进气道起动。表2给出了三种方案的进气道性能参数，其中Φ为流量系数。观察表2数据可见，当A与F区域总孔数相同，随着F区域抽吸孔数增加，进气道总压恢复系数与流量系数增大。这是因为前端的抽吸使得进气道第二道激波的激波角减小。随着激波角的减小，一方面减小激波强度，提高总压恢复系数；另一方面使得激波从封口状态打入唇口内部，提高流量系数。

图5给出了A47与F32+A42两种方案在唇口局部放大的马赫数云图，从中可以更清楚地看到由于F区域抽吸的改变，激波与唇口相对位置的变化。

表2 A+F抽吸方案进气道气动性能

(a)A74

(b)F32+A42

3.4 B区域与C区域(内压段)对进气道气动性能的影响

表3给出了所有内压段抽吸方案下进气道的气动性能参数。除了B18与C36两个方案不起动，总压恢复系数较低，其他方案均使进气道起动。

表3 内压段抽吸方案进气道气动性能

由表3数据可知：

(1)单独在B区域抽吸，比较B18、B27、B36三组数据可知，B区域抽吸可有效消除激波附面层干扰，改善进气道起动性能，当B区域抽吸孔数量达到27个时，进气道起动，随着抽吸孔数量的增加，进气道总压恢复，马赫数增大，静压比减小。

(2)单独在C区域抽吸，无法抽吸抽吸掉下壁面肩部的激波附面层干扰，抽吸效果不理想。

(3)比较B9+C9和B18两个方案，抽吸孔个数相同均为18个，但由于前者在上下壁面均匀地分布抽吸孔，所以抽吸附面层的效果更好，上下壁面抽吸对起动性能的影响要优于下壁面单侧抽吸。

3.5 外压段(A、F+A)与内压段(B、B+C)抽吸对进气道性能影响的比较

由以上结果可知，在A、F+A、B与B+C区域四类抽吸方案中均有多种方案可使进气道起动，下面通过数据比较分析不同区域抽吸对进气道性能带来的影响。表4给出了外压段和内压段抽吸不同方案下进气道的气动性能参数。

表4 组合区域抽吸方案下进气道气动性能

由表4数据可知：

(1)在外压段抽吸的总压恢复系数要比在内压段抽吸高。由于内压段抽吸会引起激波膨胀波与附面层的相互作用，所以内压段抽吸的总压恢复系数比外压段低。

(2)外压段的抽吸流量率比内压段小。由于在内压段的压力要比外压段高，所以内压段会比外压段抽吸流量高，这也是内压段抽吸起动所需的抽吸孔数比外压段的少的原因。

3.6 抽吸对沿程静压分布的影响

图6给出了A90、B9+C9两种不同方案下的进气道下壁面沿程压力分布图，下壁面型面由带点的曲线表示，型面虚线表示抽吸段。

两幅图代表典型抽吸对沿程静压分布影响规律：

(1)在抽吸段的静压变化很大。由于抽吸孔抽吸引起了超声速气流转动，因而在抽吸孔附近产生了许多微小的膨胀波，从而使得静压变化剧烈。

(2)B段抽吸对喉道压力影响大，造成较大的压力变化，原因是因为膨胀波与附面层还有反射激波的相互干扰造成的。

(a)A90

(b)B9+C9

4 组合抽吸方案性能影响及最优方案

由上文针对不同区域抽吸分析的结论，下面确定模型组合区域抽吸的具体抽吸方案，确定方案依以下原则进行：

(1)考虑结构，热防护等因素，抽吸区域应尽量小，避免连续的大面积抽吸。

(2)由于A+F区域抽吸方案下的总压恢复系数较高，应以A+F区域抽吸为主，B和C区域抽吸为辅。

本文设计了F22+A22+B3、F22+A22+B6、F22+A22+B9、F22+A22+B9+C3、F22+A0.6 22+B9+C3、F22+A0.6 22+B9+C3六种组合区域抽吸方案。

表5给出本文设计的所有组合区域抽吸方案下的性能参数，其中仅方案F22+A22+B3未使进气道起动，其他方案均优化了进气道起动性能，起动性能良好。

图7给出了能使进气道起动的组合区域抽吸方案下进气道各性能参数随Φs的变化曲线。

表5 组合区域抽吸方案下进气道气动性能

综上所述，由于方案F22+A22+B6总压恢复系数与流量系数之积在所有方案最高，并且满足设计原则，确定为本文的最优抽吸方案。

5 最优抽吸方案下的进气道模态转换工作特性分析

5.1 Ma=4模态转换性能分析

本文通过数值模拟计算了最优抽吸方案下TBCC进气道在Ma=4模态转换时的5个准静态过程，分析了5个状态下的工作特性，5个状态分别为：

状态1：初始状态，也是模态转换之前的状态，低速唇罩与高速唇罩都保持不变。

状态2～4：中间状态，此时高速唇罩下压6°，低速唇罩分别向下转动3°、6°及9°。

状态5：最终状态，低速唇罩向下转动约11.05°，此时涡轮通道完全关闭，高速唇罩依然保持下压6°。

(a)σ-Φs (b) Mat-Φs

(c)Φ-Φs (d)σ×Ф-Φs

图8给出了各参数随低速唇口转折角度的变化规律，其中α代表低速唇口转折角度，单位为度，原点代表涡轮通道，方点代表高速通道。需要注意的是：

(1)状态1只有涡轮通道性能参数，状态5只有高速通道的性能参数。

(2)模态转换时流量系数为高(低)速通道流量与高涡轮通道全部自由来流捕获流量之商。

(3)当低速唇口旋转角度较大(约大于10°)，涡轮通道接近关闭时，涡轮通道最小流通截面位置改变。由于本文所计算的涡轮通道工作时唇口最大旋转角度为9°(小于10°)，因此算例中的喉道位置均与低速设计点一致。

由图8可知：

(1)随低速唇口转折角度增大，涡轮通道喉道马赫数增大，流量系数减小，流量系数与总压恢复系数之积减小，高速通道随低速唇口转折角度的变化规律相反。

(2)由图8(b)可知，状态5高速通道的总压恢复系数下降，原因是状态5的高速通道内收缩比是5个状态中最大的，压缩面肩部最容易产生分离包，如图9所示，所以状态5也是模态转换过程中最不容易起动的点。但高速通道的综合性能参数(总压恢复系数与流量系数之积)单调递增的，因此，只要状态5的分离不影响到高速通道的起动，设计是可以被接受的。

(a)Φs-α (b)σ-α (c)Mat-α

(d)Φ-α (e)σ×Ф-α

图9 状态5压缩面肩部局部放大图

5.2 TBCC模态转换后Ma=4～7的性能分析

模态转换结束之后Ma=4～7，高速通道单独工作。在模态转换结束之后，进气道形面保持不变，随着飞行马赫数的提高，激波逐渐封口，至Ma=7时，高速唇罩向上旋转6°，激波完全封口，以提高捕获流量。

图10给出了模态转换后各性能参数随来流马赫数的变化规律，所有参数均为高速喉道性能参数。其中横坐标Ma为自由来流马赫数，圆点代表自由来流Ma=4、5、6以及高速唇口变化前Ma=7时的性能参数，方点代表Ma=7高速唇口变化后的性能参数。

由图10可看到，除了总压恢复系数，其他系数均随来流马赫数单调变化。通过对确定抽吸方案下进气道的模态转换工作特性分析，可以发现：状态5(Ma=4时模态转换结束的工作状态)为总压恢复系数最小的点，也是最容易不起动的点，涡轮通道抽吸对状态5的起动没有帮助，也是最容易不起动的点，涡轮通道抽吸对状态5的起动没有帮助，原因显而易见，涡轮通道抽吸只能抽走涡轮通道的附面层，而状态5在冲压通道工作，没有联系。