李 茜，桂 豐

(中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都610500)

1 引言

作為渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件，進(jìn)氣道的主要功能是向渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)或沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dāng)前TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道類型主要有軸對(duì)稱進(jìn)氣道、二元進(jìn)氣道和三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道等，其共同的設(shè)計(jì)目標(biāo)是使進(jìn)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(duì)稱進(jìn)氣道構(gòu)型簡(jiǎn)單，結(jié)構(gòu)易調(diào)，不易受起動(dòng)干擾，且有豐富的參考數(shù)據(jù)，但飛發(fā)一體化設(shè)計(jì)難度較大[3]。二元進(jìn)氣道是目前技術(shù)發(fā)展較為成熟的進(jìn)氣道，可設(shè)計(jì)機(jī)械可調(diào)的內(nèi)型面來滿足燃燒室對(duì)進(jìn)口流場(chǎng)的要求，但其壓縮面上存在強(qiáng)烈的激波附面層相互作用，由此導(dǎo)致壓縮面較長(zhǎng)、壓縮效率偏低[4]。三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)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(chǎng)復(fù)雜，起動(dòng)特性還有待進(jìn)一步研究和驗(yàn)證。本文通過對(duì)典型TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)技術(shù)和試驗(yàn)的跟蹤研究，討論了進(jìn)氣道技術(shù)的發(fā)展方向和趨勢(shì)，以期為TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)提供參考。

2 國(guó)外TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道研究進(jìn)展

國(guó)外很早就圍繞TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(dòng)機(jī)軸對(duì)稱進(jìn)氣道、ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)軸對(duì)稱進(jìn)氣道、HYPR發(fā)動(dòng)機(jī)二元進(jìn)氣道、Scimitar發(fā)動(dòng)機(jī)二元進(jìn)氣道、TechLand Research公司二元進(jìn)氣道和三噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道等。

2.1 J58發(fā)動(dòng)機(jī)軸對(duì)稱進(jìn)氣道

J58發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道為軸對(duì)稱變幾何進(jìn)氣道，包括一個(gè)可移動(dòng)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(jìn)氣中心錐隨馬赫數(shù)變化軸向移動(dòng)，可控制進(jìn)氣道喉部面積，提供高效穩(wěn)定的進(jìn)氣氣流。在控制系統(tǒng)的作用下，中心錐亦可隨飛機(jī)升降速率、攻角、側(cè)滑角及偏航角的改變而移動(dòng)。進(jìn)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(gè)放氣裝置，主要作用是幫助進(jìn)氣道起動(dòng)，提高壓氣機(jī)失速邊界，放氣冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)，匹配進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)流量等。

圖1 J58發(fā)動(dòng)機(jī)軸對(duì)稱進(jìn)氣道及其波系簡(jiǎn)圖Fig.1 The axial symmetry inlet of J58 engine and its shock waves

2005年，美國(guó)馬里蘭大學(xué)以J58發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道為基礎(chǔ)，用軸對(duì)稱方法建立了數(shù)學(xué)模型進(jìn)行非粘性流分析，并用CFD技術(shù)對(duì)其進(jìn)行了驗(yàn)證。為擴(kuò)大馬赫數(shù)工作范圍，對(duì)進(jìn)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(jìn)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(jìn)氣道自起動(dòng)能力[6]。

2.2 ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)軸對(duì)稱進(jìn)氣道

ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)采用混壓式軸對(duì)稱進(jìn)氣道，由可以前后調(diào)節(jié)的中心錐和唇罩兩個(gè)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(dòng)機(jī)核心部分的過量空氣則通過旁路排出。當(dāng)進(jìn)氣道起動(dòng)和正激波位于喉道下游時(shí)，可獲得理想的壓縮空氣；當(dāng)進(jìn)氣道喉道馬赫數(shù)低于1.0或正激波向喉道上游移動(dòng)時(shí)，進(jìn)氣道轉(zhuǎn)為非起動(dòng)狀態(tài)，從而導(dǎo)致進(jìn)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(duì)邊界層低速氣流進(jìn)行抽吸，避免流動(dòng)分離。

圖2 ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)軸對(duì)稱進(jìn)氣道Fig.2 The axial symmetry inlet of ATREX engine

ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道研制分三個(gè)階段：第一階段，為提高氣動(dòng)性能，結(jié)合CFD分析和風(fēng)洞試驗(yàn)，分析了進(jìn)氣道模型的性能；第二階段，為使進(jìn)氣道進(jìn)氣系統(tǒng)穩(wěn)定工作，開展了進(jìn)氣道控制系統(tǒng)研究，并在法國(guó)航空航天研究院S3風(fēng)洞完成了進(jìn)氣道的控制試驗(yàn)，試驗(yàn)主要研究對(duì)整流錐位置和喉部后正激波位置的控制；第三階段，為驗(yàn)證進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、整流錐移動(dòng)機(jī)理和冷卻系統(tǒng)，開展了進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，此外還通過縮尺和引氣來改善氣動(dòng)性能。

2.3 HYPR發(fā)動(dòng)機(jī)二元進(jìn)氣道

HYPR發(fā)動(dòng)機(jī)采用二元變幾何側(cè)板式進(jìn)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(kuò)張段組成。HYPR進(jìn)氣道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為5.0，模態(tài)轉(zhuǎn)換馬赫數(shù)為2.5～3.0。進(jìn)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(jìn)氣道內(nèi)收縮段下壁面可做平移運(yùn)動(dòng)。不同飛行狀態(tài)下，隨著進(jìn)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(yīng)位置，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的最佳狀態(tài)[8]。

2.4 Scimitar發(fā)動(dòng)機(jī)二元進(jìn)氣道

Scimitar發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道在馬赫數(shù)0～5.0范圍內(nèi)工作，為保持核心機(jī)和內(nèi)外涵系統(tǒng)有適當(dāng)?shù)目倝夯謴?fù)系數(shù)，采用了二維混壓式變幾何結(jié)構(gòu)(圖3)[9]。利用一個(gè)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(dòng)機(jī)需求，并在馬赫數(shù)5.0時(shí)實(shí)現(xiàn)完全捕獲。二級(jí)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(shí)，激波保持相交于唇罩，在兩斜板間形成抽吸槽。亞聲速擴(kuò)壓器斜面與二級(jí)壓縮板前緣相連，其所在位置可截取由水平唇罩反射的強(qiáng)斜激波。不同飛行狀態(tài)下，Scimitar發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道壓縮面有不同的偏轉(zhuǎn)角與之相匹配，以使TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到最佳的工作狀態(tài)[10]。

圖3 Scimitar發(fā)動(dòng)機(jī)二元進(jìn)氣道Fig.3 The two dimensional inlet of Scimitar engine

2.5 TechLand Research公司的二元進(jìn)氣道

TechLand Research公司針對(duì)馬赫數(shù)0～7.0范圍的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)了一種二元變幾何進(jìn)氣道(圖4)，包括一個(gè)可變幾何斜板和高/低速轉(zhuǎn)動(dòng)唇罩[11]。低速旋轉(zhuǎn)唇罩由液壓作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)，將氣流分至低速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道和高速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)。模態(tài)轉(zhuǎn)換后，通過設(shè)置高速進(jìn)氣道位置，可保證進(jìn)氣道在馬赫數(shù)4.0～7.0范圍內(nèi)有較好的氣動(dòng)性能。

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

2.6 三噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道

美國(guó)Aerojet公司提出的三噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)[12]采用了三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道。飛行速度在馬赫數(shù)2.0以下時(shí)，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共用一個(gè)進(jìn)氣道。如圖5所示，進(jìn)氣道內(nèi)部有一個(gè)內(nèi)置分流板，將進(jìn)入的空氣分為兩部分，一部分(約占80%)為渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)提供氧化劑，其余進(jìn)入雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室。這種集成進(jìn)氣道的優(yōu)點(diǎn)是：①可提升渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)空氣的利用率，使高超聲速飛行器從起飛到加速的各個(gè)階段，所有的進(jìn)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(dòng)機(jī)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(qiáng)度。

圖5 三噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)三維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道模型Fig.5 The three dimensional inward turning inlet model of Trijet engine

3 TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道關(guān)鍵技術(shù)和發(fā)展趨勢(shì)

從國(guó)外TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道研究可看出，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的關(guān)鍵技術(shù)包括：①模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)——實(shí)現(xiàn)不同工作模態(tài)下流量合理分配，以滿足動(dòng)力系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換平穩(wěn)過渡的需求；②進(jìn)氣道不同工作模式的匹配技術(shù)——實(shí)現(xiàn)不同工作模式下進(jìn)氣系統(tǒng)高效工作，且進(jìn)發(fā)匹配良好，保證TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)推力連續(xù)，滿足推力有效銜接需求；③流場(chǎng)控制技術(shù)——合理配置進(jìn)氣道波系，提高進(jìn)氣道的起動(dòng)與氣動(dòng)性能；④進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)/噴管的匹配及一體化技術(shù)——實(shí)現(xiàn)從地面靜止?fàn)顟B(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(fù)系數(shù)高，滿足TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)全速域流量需求[13]。

飛發(fā)一體化是實(shí)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(jìn)氣道的一體化，這也是TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道目前主要的發(fā)展趨勢(shì)。同時(shí)，進(jìn)氣道設(shè)計(jì)還需綜合考慮飛行器和動(dòng)力裝置對(duì)進(jìn)氣道的要求：進(jìn)氣道在飛行包線內(nèi)為發(fā)動(dòng)機(jī)提供足夠的空氣量，進(jìn)氣道附加阻力、激波損失和黏性損失盡量小，進(jìn)氣道要達(dá)到所要求的自起動(dòng)馬赫數(shù)[14]。

4 TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道試驗(yàn)研究

TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)部流動(dòng)復(fù)雜，且涉及到模態(tài)轉(zhuǎn)換，對(duì)可靠性、壽命、可維護(hù)性要求苛刻，研究中需要反復(fù)做大量的試驗(yàn)。進(jìn)氣道試驗(yàn)主要是驗(yàn)證TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)從渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)換到?jīng)_壓/超燃沖壓模態(tài)進(jìn)入高超聲速時(shí)的工作能力。

4.1 TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道試驗(yàn)設(shè)備

國(guó)外研發(fā)了多套用于TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道試驗(yàn)的設(shè)備，如美國(guó)NASA格林研究中心的3.0 m×3.0 m超聲速風(fēng)洞，日本航空航天科學(xué)研究所的超聲速風(fēng)洞、法國(guó)航空航天研究院的S3MA超聲速風(fēng)洞等。表1列出了國(guó)外進(jìn)氣道驗(yàn)證的典型試驗(yàn)設(shè)備[15]。

表1 國(guó)外進(jìn)氣道驗(yàn)證典型設(shè)備Table 1 Typical foreign inlet test facilities for validation

4.2 國(guó)外TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道試驗(yàn)工作

4.2.1 NASA蘭利研究中心的進(jìn)氣道試驗(yàn)

X-43B的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道采用上/下型的外并聯(lián)布局方式，通過改變進(jìn)口前擋板角度調(diào)節(jié)2個(gè)通道的流量。該進(jìn)氣道試驗(yàn)在NASA蘭利研究中心的M4BDF直流式試驗(yàn)設(shè)備上進(jìn)行，試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪且粋€(gè)8%縮尺比例二元進(jìn)氣道試驗(yàn)件(圖6)[16]。試驗(yàn)過程中，低速段和高速段進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)都可通過遠(yuǎn)程作動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)。位于低速段進(jìn)氣道上游的飛行器前部機(jī)身斜面用來消除溢流，斜面上游裝有1個(gè)平板用以模擬飛行器前部機(jī)身邊界層對(duì)進(jìn)氣道性能的影響。高速段進(jìn)氣道隔離器后部附著有1個(gè)帶遠(yuǎn)程驅(qū)動(dòng)的流量?jī)x/背壓裝置，用于模擬雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒所產(chǎn)生的背壓和測(cè)量通過高速進(jìn)氣道的流量。

該進(jìn)氣道模型共進(jìn)行了91次運(yùn)轉(zhuǎn)，試驗(yàn)中高低速兩個(gè)進(jìn)氣道之間的相互作用不影響進(jìn)氣道的正常工作。高速進(jìn)氣道未起動(dòng)造成的氣流溢出未擴(kuò)散到上游足夠遠(yuǎn)的地方，不足以影響低速段進(jìn)氣道。同樣，低速段進(jìn)氣道未起動(dòng)也不會(huì)造成高速段進(jìn)氣道的不起動(dòng)。

4.2.2 NASA格林研究中心的進(jìn)氣道試驗(yàn)

NASA組織實(shí)施的基礎(chǔ)航空計(jì)劃FAP的研究重點(diǎn)之一為并聯(lián)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的模態(tài)轉(zhuǎn)換研究，旨在通過試驗(yàn)掌握進(jìn)氣道的特性和影響性能的約束條件。進(jìn)氣道采用Techland公司的二元進(jìn)氣道方案，由NASA格林研究中心制造[17]。該進(jìn)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(fēng)洞中進(jìn)行了試驗(yàn)，試驗(yàn)內(nèi)容包括進(jìn)氣道的工作性能(不起動(dòng)約束、抽吸要求、控制)，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道的模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)序等。

如圖7所示，大尺寸的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道試驗(yàn)采用了完全一體化的TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)模型，流路尺寸與美國(guó)國(guó)防部以前提出的高超聲速飛行試驗(yàn)計(jì)劃中的一致。試驗(yàn)分4個(gè)階段進(jìn)行。第一階段研究了進(jìn)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(dòng)態(tài)試驗(yàn)，其中在馬赫數(shù)4.0(主要模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn))狀態(tài)開展試驗(yàn)495次，在馬赫數(shù)3.0(次要模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn))狀態(tài)開展試驗(yàn)156次，主要驗(yàn)證了系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)。試驗(yàn)獲取了放氣與總壓恢復(fù)系數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口畸變的關(guān)系，以及不起動(dòng)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(yàn)證了使TBCC推進(jìn)系統(tǒng)在整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中進(jìn)氣道平穩(wěn)工作(不能出現(xiàn)進(jìn)氣道不起動(dòng)情況)的閉環(huán)控制技術(shù)。通過該階段試驗(yàn)，定義了帶有渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的模態(tài)轉(zhuǎn)換(加速和減速)順序，開展了發(fā)動(dòng)機(jī)安全運(yùn)行的控制研究。第四階段用威廉姆斯國(guó)際公司改進(jìn)的WJ38渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和集成噴管代替裝配在低速進(jìn)氣道模型上的冷氣管道和流量塞，評(píng)估了推進(jìn)系統(tǒng)的綜合性能。

圖7 安裝在NASA 3.0 m×3.0 m超聲速風(fēng)洞里的一體化TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)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(jìn)氣道相比，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道流道復(fù)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(guó)外TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(dòng)性能和更強(qiáng)的來流捕獲能力，二元可調(diào)進(jìn)氣道和三維內(nèi)旋式進(jìn)氣道是目前研究的重點(diǎn)。對(duì)于這兩種進(jìn)氣道，其難點(diǎn)是進(jìn)氣道的模態(tài)轉(zhuǎn)換技術(shù)，需要通過開展大量試驗(yàn)摸索進(jìn)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(yīng)高馬赫數(shù)、寬范圍的飛行工況。