李 茜，桂 豐

(中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都610500)

1 引言

作為渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機的關(guān)鍵部件，進氣道的主要功能是向渦輪發(fā)動機的壓氣機或沖壓發(fā)動機的燃燒室提供具有一定壓力、溫度和速度的空氣，并在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程(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))中向渦輪通道和沖壓通道提供所需氣流[1]。當前TBCC發(fā)動機的進氣道類型主要有軸對稱進氣道、二元進氣道和三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道等，其共同的設計目標是使進氣道的質(zhì)量輕、壓縮效率高、出口氣流均勻、工作馬赫數(shù)范圍寬廣等[2]。

軸對稱進氣道構(gòu)型簡單，結(jié)構(gòu)易調(diào)，不易受起動干擾，且有豐富的參考數(shù)據(jù)，但飛發(fā)一體化設計難度較大[3]。二元進氣道是目前技術(shù)發(fā)展較為成熟的進氣道，可設計機械可調(diào)的內(nèi)型面來滿足燃燒室對進口流場的要求，但其壓縮面上存在強烈的激波附面層相互作用，由此導致壓縮面較長、壓縮效率偏低[4]。三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道采用激波和馬赫數(shù)共同壓縮，具有更高的壓縮能力和效率，但其流場復雜，起動特性還有待進一步研究和驗證。本文通過對典型TBCC發(fā)動機進氣道設計技術(shù)和試驗的跟蹤研究，討論了進氣道技術(shù)的發(fā)展方向和趨勢，以期為TBCC發(fā)動機進氣道設計提供參考。

2 國外TBCC發(fā)動機進氣道研究進展

國外很早就圍繞TBCC發(fā)動機進氣道技術(shù)開展了大量的研究，并取得豐碩成果。典型代表有J58發(fā)動機軸對稱進氣道、ATREX發(fā)動機軸對稱進氣道、HYPR發(fā)動機二元進氣道、Scimitar發(fā)動機二元進氣道、TechLand Research公司二元進氣道和三噴氣發(fā)動機三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道等。

2.1 J58發(fā)動機軸對稱進氣道

J58發(fā)動機的進氣道為軸對稱變幾何進氣道，包括一個可移動中心錐、可調(diào)前后旁路活門、多孔式附面層吸除系統(tǒng)和一套喉道壁吸氣系統(tǒng)(圖1)[5]。飛行過程中，進氣中心錐隨馬赫數(shù)變化軸向移動，可控制進氣道喉部面積，提供高效穩(wěn)定的進氣氣流。在控制系統(tǒng)的作用下，中心錐亦可隨飛機升降速率、攻角、側(cè)滑角及偏航角的改變而移動。進氣道旁路放氣系統(tǒng)包含前后旁路活門、中心體放氣段、激波格柵管束4個放氣裝置，主要作用是幫助進氣道起動，提高壓氣機失速邊界，放氣冷卻發(fā)動機，匹配進氣道與發(fā)動機流量等。

圖1 J58發(fā)動機軸對稱進氣道及其波系簡圖Fig.1 The axial symmetry inlet of J58 engine and its shock waves

2005年，美國馬里蘭大學以J58發(fā)動機進氣道為基礎(chǔ)，用軸對稱方法建立了數(shù)學模型進行非粘性流分析，并用CFD技術(shù)對其進行了驗證。為擴大馬赫數(shù)工作范圍，對進氣道出口截面的馬赫數(shù)、總壓比、溫度、壓力和質(zhì)量流量進行了量化分析。結(jié)果表明，采用突肩加寬中心體和帶二次延伸的可變錐形體，可提高進氣道自起動能力[6]。

2.2 ATREX發(fā)動機軸對稱進氣道

ATREX發(fā)動機采用混壓式軸對稱進氣道，由可以前后調(diào)節(jié)的中心錐和唇罩兩個主要部件組成，見圖2。中心錐和唇罩上的附面層通過附面抽吸孔吸除，發(fā)動機核心部分的過量空氣則通過旁路排出。當進氣道起動和正激波位于喉道下游時，可獲得理想的壓縮空氣；當進氣道喉道馬赫數(shù)低于1.0或正激波向喉道上游移動時，進氣道轉(zhuǎn)為非起動狀態(tài)，從而導致進氣道性能下降[7]。溢流孔分布在中心錐和唇罩上方，利用溢流孔對邊界層低速氣流進行抽吸，避免流動分離。

圖2 ATREX發(fā)動機軸對稱進氣道Fig.2 The axial symmetry inlet of ATREX engine

ATREX發(fā)動機進氣道研制分三個階段：第一階段，為提高氣動性能，結(jié)合CFD分析和風洞試驗，分析了進氣道模型的性能；第二階段，為使進氣道進氣系統(tǒng)穩(wěn)定工作，開展了進氣道控制系統(tǒng)研究，并在法國航空航天研究院S3風洞完成了進氣道的控制試驗，試驗主要研究對整流錐位置和喉部后正激波位置的控制；第三階段，為驗證進氣道結(jié)構(gòu)強度、整流錐移動機理和冷卻系統(tǒng)，開展了進氣道結(jié)構(gòu)設計，此外還通過縮尺和引氣來改善氣動性能。

2.3 HYPR發(fā)動機二元進氣道

HYPR發(fā)動機采用二元變幾何側(cè)板式進氣道，由4道壓縮型面、內(nèi)收縮段、2塊側(cè)板、喉道等直段和方轉(zhuǎn)圓擴張段組成。HYPR進氣道設計馬赫數(shù)為5.0，模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)為2.5～3.0。進氣道第一道壓縮型面楔角固定，第二、三、四道壓縮型面楔角可調(diào)，進氣道內(nèi)收縮段下壁面可做平移運動。不同飛行狀態(tài)下，隨著進氣道第二、三、四道壓縮型面楔角的調(diào)節(jié)，內(nèi)收縮段下壁面平移到相應位置，實現(xiàn)發(fā)動機的最佳狀態(tài)[8]。

2.4 Scimitar發(fā)動機二元進氣道

Scimitar發(fā)動機進氣道在馬赫數(shù)0～5.0范圍內(nèi)工作，為保持核心機和內(nèi)外涵系統(tǒng)有適當?shù)目倝夯謴拖禂?shù)，采用了二維混壓式變幾何結(jié)構(gòu)(圖3)[9]。利用一個固定的外壓縮板，使捕獲流量在馬赫數(shù)2.5之前滿足發(fā)動機需求，并在馬赫數(shù)5.0時實現(xiàn)完全捕獲。二級變幾何壓縮板角度可從14°旋轉(zhuǎn)到28°，由此從馬赫數(shù)2.5加速到馬赫數(shù)5.0時，激波保持相交于唇罩，在兩斜板間形成抽吸槽。亞聲速擴壓器斜面與二級壓縮板前緣相連，其所在位置可截取由水平唇罩反射的強斜激波。不同飛行狀態(tài)下，Scimitar發(fā)動機進氣道壓縮面有不同的偏轉(zhuǎn)角與之相匹配，以使TBCC發(fā)動機達到最佳的工作狀態(tài)[10]。

圖3 Scimitar發(fā)動機二元進氣道Fig.3 The two dimensional inlet of Scimitar engine

2.5 TechLand Research公司的二元進氣道

TechLand Research公司針對馬赫數(shù)0～7.0范圍的TBCC發(fā)動機設計了一種二元變幾何進氣道(圖4)，包括一個可變幾何斜板和高/低速轉(zhuǎn)動唇罩[11]。低速旋轉(zhuǎn)唇罩由液壓作動器驅(qū)動，將氣流分至低速渦輪發(fā)動機通道和高速沖壓發(fā)動機通道。在高馬赫數(shù)下，低速旋轉(zhuǎn)唇罩還起著隔離渦輪發(fā)動機通道的作用。在起飛至馬赫數(shù)4.0范圍內(nèi)，渦輪通道正常工作。隨著飛行馬赫數(shù)的增加，低速旋轉(zhuǎn)唇罩關(guān)閉渦輪通道，氣流只供向沖壓發(fā)動機。模態(tài)轉(zhuǎn)換后，通過設置高速進氣道位置，可保證進氣道在馬赫數(shù)4.0～7.0范圍內(nèi)有較好的氣動性能。

圖4 TechLand Research公司二元變幾何進氣道Fig.4 The two dimensional variable geometry inlet of TechLand Research

2.6 三噴氣發(fā)動機三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道

美國Aerojet公司提出的三噴氣發(fā)動機[12]采用了三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道。飛行速度在馬赫數(shù)2.0以下時，渦噴發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機共用一個進氣道。如圖5所示，進氣道內(nèi)部有一個內(nèi)置分流板，將進入的空氣分為兩部分，一部分(約占80%)為渦噴發(fā)動機提供氧化劑，其余進入雙模態(tài)沖壓發(fā)動機燃燒室。這種集成進氣道的優(yōu)點是：①可提升渦輪發(fā)動機和雙模態(tài)沖壓發(fā)動機對空氣的利用率，使高超聲速飛行器從起飛到加速的各個階段，所有的進氣都能被充分利用，從而減少因溢流而造成的損失；②有助于降低發(fā)動機的質(zhì)量和體積；③使高超聲速飛行器加速階段過渡更為平順；④能有效降低激波強度。

圖5 三噴氣發(fā)動機三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道模型Fig.5 The three dimensional inward turning inlet model of Trijet engine

3 TBCC發(fā)動機進氣道關(guān)鍵技術(shù)和發(fā)展趨勢

從國外TBCC發(fā)動機進氣道研究可看出，TBCC發(fā)動機進氣道的關(guān)鍵技術(shù)包括：①模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)——實現(xiàn)不同工作模態(tài)下流量合理分配，以滿足動力系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換平穩(wěn)過渡的需求；②進氣道不同工作模式的匹配技術(shù)——實現(xiàn)不同工作模式下進氣系統(tǒng)高效工作，且進發(fā)匹配良好，保證TBCC發(fā)動機推力連續(xù)，滿足推力有效銜接需求；③流場控制技術(shù)——合理配置進氣道波系，提高進氣道的起動與氣動性能；④進氣道/發(fā)動機/噴管的匹配及一體化技術(shù)——實現(xiàn)從地面靜止狀態(tài)到最大飛行馬赫數(shù)都能穩(wěn)定有效工作，且阻力小、總壓恢復系數(shù)高，滿足TBCC發(fā)動機全速域流量需求[13]。

飛發(fā)一體化是實現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵，而飛發(fā)一體化的核心之一是飛行器前體和進氣道的一體化，這也是TBCC發(fā)動機進氣道目前主要的發(fā)展趨勢。同時，進氣道設計還需綜合考慮飛行器和動力裝置對進氣道的要求：進氣道在飛行包線內(nèi)為發(fā)動機提供足夠的空氣量，進氣道附加阻力、激波損失和黏性損失盡量小，進氣道要達到所要求的自起動馬赫數(shù)[14]。

4 TBCC發(fā)動機進氣道試驗研究

TBCC發(fā)動機進氣道內(nèi)部流動復雜，且涉及到模態(tài)轉(zhuǎn)換，對可靠性、壽命、可維護性要求苛刻，研究中需要反復做大量的試驗。進氣道試驗主要是驗證TBCC發(fā)動機從渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓/超燃沖壓模態(tài)進入高超聲速時的工作能力。

4.1 TBCC發(fā)動機進氣道試驗設備

國外研發(fā)了多套用于TBCC發(fā)動機進氣道試驗的設備，如美國NASA格林研究中心的3.0 m×3.0 m超聲速風洞，日本航空航天科學研究所的超聲速風洞、法國航空航天研究院的S3MA超聲速風洞等。表1列出了國外進氣道驗證的典型試驗設備[15]。

表1 國外進氣道驗證典型設備Table 1 Typical foreign inlet test facilities for validation

4.2 國外TBCC發(fā)動機進氣道試驗工作

4.2.1 NASA蘭利研究中心的進氣道試驗

X-43B的TBCC發(fā)動機進氣道采用上/下型的外并聯(lián)布局方式，通過改變進口前擋板角度調(diào)節(jié)2個通道的流量。該進氣道試驗在NASA蘭利研究中心的M4BDF直流式試驗設備上進行，試驗模型是一個8%縮尺比例二元進氣道試驗件(圖6)[16]。試驗過程中，低速段和高速段進氣道的調(diào)節(jié)機構(gòu)都可通過遠程作動系統(tǒng)驅(qū)動。位于低速段進氣道上游的飛行器前部機身斜面用來消除溢流，斜面上游裝有1個平板用以模擬飛行器前部機身邊界層對進氣道性能的影響。高速段進氣道隔離器后部附著有1個帶遠程驅(qū)動的流量儀/背壓裝置，用于模擬雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機燃燒所產(chǎn)生的背壓和測量通過高速進氣道的流量。

該進氣道模型共進行了91次運轉(zhuǎn)，試驗中高低速兩個進氣道之間的相互作用不影響進氣道的正常工作。高速進氣道未起動造成的氣流溢出未擴散到上游足夠遠的地方，不足以影響低速段進氣道。同樣，低速段進氣道未起動也不會造成高速段進氣道的不起動。

4.2.2 NASA格林研究中心的進氣道試驗

NASA組織實施的基礎(chǔ)航空計劃FAP的研究重點之一為并聯(lián)TBCC發(fā)動機進氣道的模態(tài)轉(zhuǎn)換研究，旨在通過試驗掌握進氣道的特性和影響性能的約束條件。進氣道采用Techland公司的二元進氣道方案，由NASA格林研究中心制造[17]。該進氣道小尺寸和大尺寸模型，分別在NASA格林研究中心的0.3 m×0.3 m和3.0 m×3.0 m超聲速風洞中進行了試驗，試驗內(nèi)容包括進氣道的工作性能(不起動約束、抽吸要求、控制)，渦輪發(fā)動機通道與沖壓發(fā)動機通道的模態(tài)轉(zhuǎn)換時序等。

如圖7所示，大尺寸的TBCC發(fā)動機進氣道試驗采用了完全一體化的TBCC發(fā)動機模型，流路尺寸與美國國防部以前提出的高超聲速飛行試驗計劃中的一致。試驗分4個階段進行。第一階段研究了進氣道不同布局的特性，包括壓縮斜面/唇罩位置、低速唇罩前緣、附面層吸除等。第二階段開展了90 h動態(tài)試驗，其中在馬赫數(shù)4.0(主要模態(tài)轉(zhuǎn)換點)狀態(tài)開展試驗495次，在馬赫數(shù)3.0(次要模態(tài)轉(zhuǎn)換點)狀態(tài)開展試驗156次，主要驗證了系統(tǒng)的動力學設計。試驗獲取了放氣與總壓恢復系數(shù)和發(fā)動機進口畸變的關(guān)系，以及不起動與畸變的關(guān)系，發(fā)現(xiàn)了高速通道和低速通道放氣、馬赫數(shù)、斜面幾何調(diào)節(jié)過程收縮比限制。第三階段驗證了使TBCC推進系統(tǒng)在整個模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中進氣道平穩(wěn)工作(不能出現(xiàn)進氣道不起動情況)的閉環(huán)控制技術(shù)。通過該階段試驗，定義了帶有渦輪發(fā)動機的模態(tài)轉(zhuǎn)換(加速和減速)順序，開展了發(fā)動機安全運行的控制研究。第四階段用威廉姆斯國際公司改進的WJ38渦輪發(fā)動機和集成噴管代替裝配在低速進氣道模型上的冷氣管道和流量塞，評估了推進系統(tǒng)的綜合性能。

圖7 安裝在NASA 3.0 m×3.0 m超聲速風洞里的一體化TBCC發(fā)動機模型Fig.7 The integral TBCC engine model mounted in NASA 3.0 m×3.0 m supersonic wind tunnel

5 結(jié)束語

與常規(guī)進氣道相比，TBCC發(fā)動機的進氣道流道復雜，面向的上下游參數(shù)更寬，工作過程更多樣化，技術(shù)挑戰(zhàn)更大。從國外TBCC發(fā)動機進氣道研究可看出，因在寬范圍工作范圍內(nèi)擁有更佳的氣動性能和更強的來流捕獲能力，二元可調(diào)進氣道和三維內(nèi)旋式進氣道是目前研究的重點。對于這兩種進氣道，其難點是進氣道的模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)，需要通過開展大量試驗摸索進氣道在不同工作狀態(tài)下的調(diào)節(jié)規(guī)律，以更好地適應高馬赫數(shù)、寬范圍的飛行工況。