盧 杰，袁化成，王穎昕，伊戈玲

(1. 江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，南昌 330024；2. 南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院，南京 210016；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

高超聲速是未來飛行器發(fā)展的重要方向，推進(jìn)系統(tǒng)是能否實現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵。由于不同類型的發(fā)動機(jī)適用的工作馬赫數(shù)不同(渦輪發(fā)動機(jī)工作馬赫數(shù)一般為2.5以下，亞燃沖壓發(fā)動機(jī)工作馬赫數(shù)在2.5～5，超燃沖壓發(fā)動機(jī)可在Ma>5下工作)。因此，為了實現(xiàn)寬范圍、高馬赫數(shù)飛行，需要將不同發(fā)動機(jī)進(jìn)行組合工作。其中TBCC發(fā)動機(jī)是將渦輪發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)組合，使其能夠適應(yīng)寬范圍飛行，發(fā)揮各自優(yōu)勢，具備從地面起飛，加速至超聲速乃至高超聲速的工作能力，具有良好的應(yīng)用前景[1-3]。

TBCC 進(jìn)氣道的主要任務(wù)是高效率地向渦輪發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)或沖壓發(fā)動機(jī)的燃燒室提供一定壓力、溫度、速度和流量的空氣, 以滿足飛行器高超聲速飛行的需要, 其中包括模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中(渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓模態(tài)或沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換到渦輪模態(tài)) 同時向渦輪通道和沖壓通道提供所需氣流, 能否完成轉(zhuǎn)換過程的流量和推力平穩(wěn)過渡是決定TBCC 發(fā)動機(jī)研制成敗的關(guān)鍵。因此，對外并聯(lián)TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)的研究在TBCC進(jìn)氣道設(shè)計技術(shù)中十分重要[4-5]。

外并聯(lián)TBCC發(fā)動機(jī)比較有代表性的是美國X43-B 的TBCC 方案。該方案通過調(diào)節(jié)渦輪/沖壓流道進(jìn)口前分流板實現(xiàn)并聯(lián)雙流道的流量調(diào)節(jié)，渦輪/沖壓流道切換的模態(tài)轉(zhuǎn)換Ma=4，已有報道顯示，該方案已對模態(tài)轉(zhuǎn)換過程開展了風(fēng)洞試驗研究，但詳細(xì)的數(shù)據(jù)并未公布。美國航空航天局(NASA)完成了一種巡航Ma=7的外并聯(lián)TBCC進(jìn)氣道，在近年進(jìn)行了相關(guān)的風(fēng)洞實驗，初步得到了進(jìn)氣道的性能參數(shù)及模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中進(jìn)氣道的工作特性。其研究表明兩進(jìn)氣通道之間的相互影響并不十分明顯，均能較好地工作[6-9]。目前國內(nèi)對組合動力學(xué)研究仍然較少，王德鵬等[10]對某種Ma=0～4范圍的外并聯(lián)進(jìn)氣道進(jìn)行了仿真及分析。王亞崗，袁化成等[11-16]設(shè)計了一種外并聯(lián)型組合發(fā)動機(jī)變幾何進(jìn)氣道氣動設(shè)計方案，通過變幾何放大喉道保證進(jìn)氣道低速性能，并對組合動力進(jìn)氣道流動特性及模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)進(jìn)行了研究。劉君等[17-19]采用數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗等方法對TBCC進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中出現(xiàn)的非定常氣動現(xiàn)象開展了研究。

本文在課題組前期TBCC進(jìn)氣道研究的基礎(chǔ)上，根據(jù)某渦噴發(fā)動機(jī)的設(shè)計參數(shù)，對一種外并聯(lián)式TBCC變幾何進(jìn)氣道方案設(shè)計開展了探索研究，初步完成了進(jìn)氣道氣動方案設(shè)計，數(shù)值模擬分析并獲取了進(jìn)氣道的流動特性，為此類組合動力進(jìn)氣系統(tǒng)的進(jìn)一步研制提供參考。

1 總體要求及設(shè)計思路

1.1 進(jìn)氣道總體設(shè)計思路

根據(jù)某型發(fā)動機(jī)參數(shù)，并借鑒文獻(xiàn)[11]中高超聲速飛行器進(jìn)氣道設(shè)計思路對進(jìn)氣道展開氣動方案設(shè)計研究。以表1給出的渦輪發(fā)動機(jī)參數(shù)為進(jìn)氣道最大捕獲流量下設(shè)計參數(shù)。

外并聯(lián)TBCC進(jìn)氣道采用二元混壓式進(jìn)氣道，上通道為高速通道(沖壓發(fā)動機(jī))，下通道為低速通道(渦輪發(fā)動機(jī))，變幾何機(jī)構(gòu)采用旋轉(zhuǎn)低速唇罩及變幾何壓縮面，模型如圖1所示。

進(jìn)氣道在整個飛行過程中經(jīng)歷三種模態(tài)：

(1)低速時為渦輪模態(tài)，渦輪通道單獨工作，同時沖壓通道打開以減小阻力，進(jìn)氣道通過壓縮面上3個鉸鏈實現(xiàn)喉道面積的放縮，保證進(jìn)氣道可以正常起動；

(2)高速時為沖壓模態(tài)，高速通道單獨工作，通過高速唇口的調(diào)節(jié)保證捕獲流量；

(3)進(jìn)氣道在模態(tài)轉(zhuǎn)換模態(tài)時，通過低速唇罩的旋轉(zhuǎn)實現(xiàn)渦輪模態(tài)和沖壓模態(tài)的轉(zhuǎn)換。

表1 渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計參數(shù)

圖1 TBCC進(jìn)氣道物理模型Fig.1 TBCC inlet model

轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)的選取需要考慮渦輪通道發(fā)動機(jī)和高速通道發(fā)動機(jī)的特性。目前，超燃沖壓發(fā)動機(jī)的工作范圍在Ma=4以上，而國內(nèi)常規(guī)渦噴發(fā)動機(jī)一般工作范圍可以達(dá)到Ma=2.5，當(dāng)Ma>2.5時，渦噴發(fā)動機(jī)將受超溫、超轉(zhuǎn)、壓力平衡等限制，性能急劇下降，因此需要拓寬渦輪通道的工作范圍至Ma=4，才可以保證外并聯(lián)TBCC發(fā)動機(jī)在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程正常工作。為解決拓寬渦輪通道工作范圍的問題，可通過使用串聯(lián)式組合動力發(fā)動機(jī)作為渦輪通道的發(fā)動機(jī)。綜合考慮，本文的并聯(lián)TBCC的轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)選取為Ma=4。

1.2 飛行軌跡的確定

高超聲速飛行器在超聲速階段飛行軌跡一般按等動壓設(shè)計，目前使用最多的q值的范圍一般在30～50 kPa之間。綜合考慮了所選渦噴發(fā)動機(jī)的最大工作馬赫數(shù)和最大飛行高度，以及國內(nèi)外高超聲速飛行器的q值選取規(guī)律，選取q=50.8 kPa作為本文外并聯(lián)TBCC進(jìn)氣道的等動壓工作線。飛行軌跡以及工作點如圖2所示。

1.3 進(jìn)氣道捕獲高度的確定

本文研究設(shè)定進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍Ma=0～7，按進(jìn)氣道設(shè)計激波不進(jìn)入內(nèi)流道的原則，選擇最高馬赫數(shù)Ma=7為高速通道進(jìn)氣道的激波封口馬赫數(shù)。

進(jìn)氣道低速通道捕獲高度Hc及高速通道捕獲高度Hc*是進(jìn)氣道設(shè)計過程中的關(guān)鍵型面參數(shù)，決定了進(jìn)氣道的最大流量捕獲能力，并影響其氣動性能。本文設(shè)計進(jìn)氣道寬度按渦噴發(fā)動機(jī)入口寬度0.91 m選取。根據(jù)渦噴/沖壓發(fā)動機(jī)工作范圍內(nèi)的最大流量需求按一維流量守恒確定進(jìn)氣道捕獲面積[20]，不同馬赫數(shù)下的流量變化通過調(diào)整進(jìn)氣道唇口角度進(jìn)行調(diào)節(jié)。

圖2 外并聯(lián)TBCC飛行軌跡Fig.2 Flight envelop and work points

1.4 工作方式的設(shè)置

在滿足總體性能要求條件下，本著盡可能減小型面調(diào)節(jié)難度和減少調(diào)節(jié)次數(shù)的原則，在飛行范圍內(nèi)，對進(jìn)氣道型面進(jìn)行調(diào)節(jié)，安排如下：

(1)渦輪模態(tài)(Ma=0～4)：渦輪通道工作，同時高速通道打開以減小阻力，進(jìn)氣道通過壓縮面上3個鉸鏈實現(xiàn)喉道面積的放縮，前2級壓縮面組成二波系結(jié)構(gòu)，第二道激波封口，保證進(jìn)氣道可以正常起動。所選渦輪發(fā)動機(jī)最大工作Ma=2.3之后選用串聯(lián)式發(fā)動機(jī)。

(2)過渡模態(tài)(Ma=4)：Ma=4為低速通道設(shè)計狀態(tài)。Ma=4下，低速唇罩轉(zhuǎn)動，低速通道逐漸關(guān)閉，高速通道逐漸打開工作。并且在模態(tài)轉(zhuǎn)換之初，高速唇罩在低速唇罩轉(zhuǎn)動之前先向下旋轉(zhuǎn)一定角度，以滿足流量匹配。

(3)沖壓模態(tài)(Ma=4～7)：模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束之后，高速通道單獨工作，低速唇罩旋轉(zhuǎn)后形成第三道壓縮面，構(gòu)成三波系。進(jìn)氣道從Ma=4加速到Ma=7過程中形面保持不變，飛行速度到Ma=7時，高速唇罩向上旋轉(zhuǎn)恢復(fù)到初始狀態(tài)，第三道激波封口，以提高捕獲流量。

2 高速通道二維氣動設(shè)計

2.1 設(shè)計Ma=7進(jìn)氣道型面設(shè)計

綜合考慮氣動性能和結(jié)構(gòu)等因素，確定外壓段使用三激波系，唇罩一道激波壓縮。除了遵循一般高超聲速進(jìn)氣道配波準(zhǔn)則外，外并聯(lián)TBCC進(jìn)氣道還需考慮低速波系的相容問題，為提高轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)時進(jìn)氣道的捕獲流量，轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)下第二道激波需要于低速唇罩封口，因此外并聯(lián)TBCC進(jìn)氣道在高速通道設(shè)計時必須考慮轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)波系設(shè)計。

模態(tài)轉(zhuǎn)換之后，低速唇罩上壁面旋轉(zhuǎn)后成為第三級壓縮面，所以低速唇罩前緣旋轉(zhuǎn)弧線軌跡與轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)下低速唇罩捕獲高度Hc水平線的交點即為低速唇罩前緣，交點應(yīng)保證和第二壓縮面在Ma=4時的激波線盡量重合，才能保證轉(zhuǎn)級Ma=4下低速唇罩前緣的激波封口。圖3給出了Ma=7時波系的示意圖。

圖4給出了TBCC進(jìn)氣道網(wǎng)格，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對其進(jìn)行劃分，同時為更好地捕捉流動細(xì)節(jié)，在近壁面處及流場參數(shù)變化較為劇烈處增加網(wǎng)格密度，針對不同抽吸位置，不同唇罩角度等適當(dāng)調(diào)節(jié)網(wǎng)格分布，所有網(wǎng)格均保證其y+值與κ-ε湍流模型匹配。

圖3 Ma=7進(jìn)氣道波系示意圖Fig.3 Shock system of Mach 7 inlet

圖4 TBCC進(jìn)氣道網(wǎng)格Fig.4 TBCC inlet mesh

文獻(xiàn)[14]采用進(jìn)氣道實驗數(shù)據(jù)對數(shù)值仿真方法進(jìn)行校驗。本文研究的進(jìn)氣道流動及工作條件與文獻(xiàn)中進(jìn)氣道類似，故本文選取經(jīng)過驗證的數(shù)值仿真方法對TBCC開展數(shù)值仿真研究。對二維雷諾平均Navier-Stokes(N-S)方程采用有限體積法進(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，黏性通量采用二階中心差分格式進(jìn)行離散，采用點隱式方法的時間推進(jìn)。湍流模型選擇標(biāo)準(zhǔn)κ-ε模型。邊界條件包括壓力遠(yuǎn)場，壓力出口和無滑移固壁。當(dāng)各方程殘差均下降3個數(shù)量級且渦輪通道出口流量恒定時，判定為計算收斂。

通過多輪數(shù)值模擬研究，最終確定的各壓縮面型面參數(shù)。激波角度、波前后馬赫數(shù)及總壓恢復(fù)系數(shù)列于表2，其中，Ma0為波前馬赫數(shù)，Ma1為波后馬赫數(shù)，α為楔形角度。圖5給出了無粘計算結(jié)果下的馬赫數(shù)云圖。結(jié)果表明，最終確定的波系損失為0.614 6，接近于最佳配波下的波系損失0.621 4，并且從馬赫數(shù)云圖中可看到，三激波系交匯于唇罩。

表3給出了Ma=7設(shè)計狀態(tài)邊界層調(diào)整設(shè)計后的進(jìn)氣道型面參數(shù)及氣動性能參數(shù)。

表2 Ma=7進(jìn)氣道無粘設(shè)計氣動參數(shù)

圖5 Ma=7進(jìn)氣道無粘設(shè)計馬赫數(shù)圖Fig.5 Mach contour of Mach 7 inlet

外并聯(lián)TBCC進(jìn)氣道邊界層調(diào)整的方法為：保證各壓縮面楔形角不變，只改變壓縮面長度，以保證對初始配波的影響不大；不改變第三級壓縮面以保證轉(zhuǎn)級馬赫數(shù)下唇罩旋轉(zhuǎn)可以和第二道激波封口，圖6為進(jìn)氣道邊界層設(shè)計調(diào)整方法的示意圖。

表3 Ma=7進(jìn)氣道氣動性能參數(shù)

圖6 Ma=7進(jìn)氣道邊界層設(shè)計調(diào)整示意圖Fig.6 Boundary modification of Mach 7 inlet

2.2 變幾何機(jī)構(gòu)高速唇罩角度選取

設(shè)計狀態(tài)下的型面在低馬赫數(shù)時工作會導(dǎo)致流量不匹配，引起高速通道的壅塞，因此必須使高速唇罩旋轉(zhuǎn)一定角度，保證進(jìn)氣道正常工作。

本文用數(shù)值模擬的方法對3個不同高速唇罩旋轉(zhuǎn)角度進(jìn)行驗證，并選取最佳工作角度。3個唇罩旋轉(zhuǎn)角度分別為2°、4°、6°，如圖7所示。

(a)總壓恢復(fù)系數(shù) (b)喉道馬赫數(shù) (c)流量系數(shù) (d)綜合性能參數(shù)

不同高速唇罩旋轉(zhuǎn)角度下進(jìn)氣道的氣動性能參數(shù)如表4所示。由表4可知，當(dāng)唇罩旋轉(zhuǎn)角度小于等于2°時，進(jìn)氣道不起動；當(dāng)唇罩旋轉(zhuǎn)角度大于等于4°時，總壓恢復(fù)系數(shù)及流量系數(shù)均隨著旋轉(zhuǎn)角度增大而減小。因此，選取4°為本進(jìn)氣道高速唇罩的最佳旋轉(zhuǎn)角度。

2.3 高速通道氣動性能數(shù)值模擬分析

基于上文對沖壓模態(tài)型面的設(shè)計，下面用數(shù)值模擬的方法驗證來流Ma=4～7下進(jìn)氣道的氣動特性，以保證設(shè)計的合理性。

為保證進(jìn)氣道正常起動下變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)次數(shù)最少原則，當(dāng)模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束，發(fā)動機(jī)從Ma=4加速到Ma=7過程中，高速唇罩始終保持4°的旋轉(zhuǎn)角度，直至Ma=7巡航狀態(tài)下再旋轉(zhuǎn)至初始的0°，以提高捕獲流量。

圖7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)。由圖7可見，隨著來流馬赫數(shù)的上升，高速通道出口總壓恢復(fù)下降，馬赫數(shù)上升，流量系數(shù)上升，綜合性能上升；在Ma=7.0時，高速唇罩轉(zhuǎn)動后，總壓恢復(fù)上升，馬赫數(shù)下降，流量系數(shù)上升，綜合性能上升。

表4 不同高速唇罩旋轉(zhuǎn)角度下高速通道氣動參數(shù)

3 低速通道二維氣動設(shè)計

3.1 轉(zhuǎn)級Ma=4進(jìn)氣道型面設(shè)計

根據(jù)Ma=7進(jìn)氣道配波時的設(shè)計結(jié)果，可初步確定當(dāng)?shù)退俅秸值男D(zhuǎn)角度，再根據(jù)一維流量估計的結(jié)果可以估算得唇罩壓縮角，低速通道配波后的型面參數(shù)如表5所示。

表5 Ma=4無粘氣動參數(shù)

當(dāng)確定低速唇罩壓縮角后，對低速通道內(nèi)壓段進(jìn)行設(shè)計。內(nèi)壓段采用曲面壓縮過渡到喉道等直段以減小激波損失，提高壓縮效率。在設(shè)計唇罩上壁面時要注意由于低速唇罩是變幾何機(jī)構(gòu)，當(dāng)?shù)退俅秸中D(zhuǎn)，低速通道閉合時，低速通道內(nèi)通道上壁面與下壁面不應(yīng)重合互相干擾，確保方案的可行性。

圖8給出了無粘設(shè)計Ma=4時的進(jìn)氣道馬赫數(shù)云圖。由圖8可看到，第二道激波封口，內(nèi)壓段氣流均勻沒有分離。

圖8 Ma=4低速通道無粘設(shè)計馬赫數(shù)云圖Fig.8 Mach contour of Mach 4 inlet

為保證喉道的結(jié)尾激波總壓損失不會過大，喉道馬赫數(shù)控制在1.5左右。經(jīng)反復(fù)數(shù)值仿真計算，最終確定喉道高度為0.2 m。表6給出了Ma=4低速通道設(shè)計狀態(tài)下經(jīng)邊界層調(diào)整設(shè)計后的進(jìn)氣道型面參數(shù)及氣動性能參數(shù)。

表6 Ma=4進(jìn)氣道低速通道氣動性能參數(shù)

3.2 變幾何機(jī)構(gòu)及流場控制方案研究

3.2.1 進(jìn)氣道變幾何機(jī)構(gòu)

本文進(jìn)氣道的變幾何機(jī)構(gòu)參考文獻(xiàn)的設(shè)計思路[6-7]，低速通道的喉道放縮主要通過鉸鏈的轉(zhuǎn)動得以實現(xiàn)：第二、三鉸鏈間的壓縮面沿預(yù)設(shè)在側(cè)板上的滑軌平行移動，帶動第二壓縮面以第一鉸鏈為中心轉(zhuǎn)動，同時擴(kuò)壓段出口通過滑桿機(jī)構(gòu)滑動。第二、三鉸鏈間壓縮面平移通過一個滑桿機(jī)構(gòu)實現(xiàn)，低速通道變幾何機(jī)構(gòu)示意圖如圖9所示。

圖9 變幾何機(jī)構(gòu)示意圖Fig.9 Variable geometry mechanism

3.2.2 低速通道變幾何及抽吸方案確定

通過數(shù)值仿真方法可以得到適合的鉸鏈板旋轉(zhuǎn)角度。結(jié)果顯示，當(dāng)鉸鏈轉(zhuǎn)動角度小于等于6°時，進(jìn)氣道不起動。雖然可以通過鉸鏈的轉(zhuǎn)動實現(xiàn)進(jìn)氣道喉道放縮，改善進(jìn)氣道的起動性能，但進(jìn)氣道實際流量卻大大超出了發(fā)動機(jī)所需要的匹配流量，因此必須采取流場控制措施。

本文設(shè)計抽吸方案確定的方法為：設(shè)定合理的抽吸區(qū)域，通過抽吸區(qū)域面積不變，改變抽吸的開孔率從而控制改變抽吸流量，最終氣動性能及捕獲流量決定最終抽吸抽吸方案。

圖10給出了渦輪通道抽吸區(qū)域示意圖。由于流場控制的主要目的為控制流量，因此根據(jù)抽吸的規(guī)律，下壁面抽吸主要以內(nèi)壓段為主，肩部前外壓段為輔；上壁面的抽吸區(qū)域與下壁面相對應(yīng)，喉道等直段無抽吸。

圖10 抽吸區(qū)域示意圖Fig.10 Bleed region sketch

由于流場控制和低速唇罩的旋轉(zhuǎn)角度對進(jìn)氣道的影響相互耦合，對不同抽吸開孔率、低速唇罩旋轉(zhuǎn)角度下，來流Ma=2及Ma=2.3進(jìn)行了數(shù)值仿真，選取相同開孔率和相同低速唇罩旋轉(zhuǎn)角度下不同馬赫數(shù)均可行的方案。最終選定鉸鏈轉(zhuǎn)動角度4°，開孔率為0.15為Ma=2～2.3的共同狀態(tài)。

流場控制方面，在進(jìn)氣道可以起動的情況下，為提高流量，不采用流場控制措施，即抽吸腔出口封死，出口流量為0。

通過多輪仿真校驗，最終確定Ma=2～4時的進(jìn)氣道工作方案如下：

(1)Ma<2.3時，鉸鏈轉(zhuǎn)動角度4°，渦輪通道上下壁面抽吸開孔率0.15。

(2)Ma=2.5時，鉸鏈轉(zhuǎn)動角度4°，渦輪通道上下壁面抽吸開孔率0.15。

(3)Ma=3.0時，鉸鏈轉(zhuǎn)動角度3°，渦輪通道抽吸腔出口封死，抽吸流量為0。

(4)Ma=3.5時，鉸鏈轉(zhuǎn)動角度2°。

(5)Ma=4時，鉸鏈轉(zhuǎn)動角度0°，型面為Ma=4的設(shè)計狀態(tài)。

3.3 低速通道氣動性能數(shù)值模擬分析

表7給出了不同來流馬赫數(shù)相應(yīng)進(jìn)氣道型面下的渦輪通道氣動性能參數(shù)，圖11為不同來流馬赫數(shù)下的進(jìn)氣道馬赫數(shù)云圖?？梢钥吹?，按照上述方法設(shè)計的進(jìn)氣道正常起動。

表7 低速通道氣動性能參數(shù)

3.4 進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換過程數(shù)值模擬分析

基于上文進(jìn)氣道的型面設(shè)計，下面展開對模態(tài)轉(zhuǎn)換過程的數(shù)值仿真研究。結(jié)果表明，本文所設(shè)計的進(jìn)氣道在模態(tài)轉(zhuǎn)換時可以正常工作，圖12給出了不同無量綱時間下的進(jìn)氣道馬赫數(shù)云圖，隨著低速唇罩轉(zhuǎn)動，第三級壓縮波逐漸生成。

(a) Ma=2.0 (b) Ma=2.3 (c) Ma=2.5

(d) Ma=3.0 (e) Ma=3.5 (f) Ma=4.0

圖13給出了不同性能參數(shù)隨無量綱時間的變化規(guī)律曲線，從曲線可以看到，隨著無量綱時間的增加，低速通道流量系數(shù)減小，高速通道流量系數(shù)增加；高速通道出口馬赫數(shù)減小，低速通道喉道馬赫數(shù)在受附面層影響之前升高，受到附面層影響后降低；低速通道總壓恢復(fù)系數(shù)降低，高速通道總壓恢復(fù)系數(shù)先升高后降低。

4 三維擴(kuò)壓段設(shè)計及氣動性能分析

渦輪通道三維進(jìn)氣道物理模型在二維模型基礎(chǔ)上添加了擴(kuò)壓段設(shè)計，寬度為0.91 m，面積變化規(guī)律為緩急相當(dāng)，圖14給出了進(jìn)氣道沖壓模態(tài)下的三維物理模型示意圖。

(a) t/Tn=0.0 (b) t/Tn=0.2 (c) t/Tn=0.4

(d) t/Tn=0.6 (e) t/Tn=0.8 (f) t/Tn=1.0

圖14 進(jìn)氣道渦輪模態(tài)三維物理模型示意圖Fig.14 Three dimensional model of turbine model

數(shù)值模擬結(jié)果表明，當(dāng)反壓較小時，由于波后馬赫數(shù)較高，進(jìn)氣道擴(kuò)壓段出現(xiàn)了較大分離，當(dāng)反壓增加到75倍時，分離消失，當(dāng)反壓增大到90倍時，激波推出喉道，進(jìn)氣道不起動。

圖15給出了渦輪通道Ma=4下的反壓特性曲線。從曲線中可以看到，隨著總壓恢復(fù)系數(shù)的增加，出口馬赫數(shù)減小，總壓恢復(fù)系數(shù)增大，當(dāng)達(dá)到85倍反壓時，氣動性能達(dá)到最佳。

(a) 出口馬赫數(shù) (b) 出口總壓恢復(fù)系數(shù)

圖16給出了不同反壓下的出口對稱面上的馬赫數(shù)曲線?？梢钥吹?，隨著反壓的增加，出口馬赫數(shù)逐漸趨于均勻。下面對沖壓模態(tài)下來流Ma=4～7的進(jìn)氣道氣動特性進(jìn)行數(shù)值仿真研究。

圖17給出了高速通道不同性能參數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化規(guī)律，可以看到三維計算結(jié)果氣動性能參數(shù)總體變化規(guī)律與二維計算結(jié)果相似，但由于側(cè)壁面的存在，導(dǎo)致三維模型存在側(cè)壁溢流，因此流量系數(shù)低于二維計算結(jié)果；側(cè)壁附面層的增長同樣導(dǎo)致了高速通道出口總壓恢復(fù)系數(shù)與出口馬赫數(shù)相對二維計算結(jié)果而言較低。

圖18給出了高速通道不同來流馬赫數(shù)下的出口總壓恢復(fù)系數(shù)云圖?？梢钥吹剑S著來流馬赫數(shù)的增加，流場畸變逐漸增加。由于下壁面相對于上壁面較長，附面層較厚，因此下壁面總壓恢復(fù)系數(shù)較低。

圖16 不同反壓下出口對稱面上的馬赫數(shù)Fig.16 Mach number of outlet symmetry with different back pressure

(a) 流量系數(shù) (b) 喉道馬赫數(shù) (c) 總壓恢復(fù)系數(shù)

(a) Ma=5.0 (b) Ma=6.0

(c) Ma=7.0 (d) Ma=7.0(設(shè)計點)

5 結(jié)論

(1)對一種Ma=0～7的二元外并聯(lián)TBCC變幾何進(jìn)氣道開展了方案設(shè)計，給出了不同來流馬赫數(shù)下的幾何調(diào)節(jié)規(guī)律，初步數(shù)值仿真結(jié)果顯示：該進(jìn)氣道滿足預(yù)期的流量捕獲需求，高速通道Ma=4和7時的喉道總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.62和0.45；低速通道Ma=2.3和Ma=4時的喉道總壓恢復(fù)系數(shù)分別為0.97和0.73。

(2)對模態(tài)轉(zhuǎn)換過程開展了數(shù)值模擬分析，結(jié)果顯示，該變幾何進(jìn)氣道在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程可以正常工作，沒有明顯的流動分離出現(xiàn)。

(3)對三維外并聯(lián)TBCC變幾何進(jìn)氣道開展了數(shù)值仿真研究，給出了進(jìn)氣道氣動特性及渦輪通道反壓特性。結(jié)果表明，由于側(cè)板溢流，三維計算結(jié)果下的總壓恢復(fù)恢復(fù)系數(shù)與流量系數(shù)略低于二維計算結(jié)果。