孟宇鵬, 楊 暉, 滿延進(jìn)

(北京動(dòng)力機(jī)械研究所高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100074)

引 言

飛得更高、更快、更遠(yuǎn)始終是人類飛行器發(fā)展的主旋律,隨著技術(shù)的進(jìn)步,近十多年來(lái),高超聲速飛行器已經(jīng)成為各強(qiáng)國(guó)的一個(gè)重要技術(shù)競(jìng)爭(zhēng)方向,開(kāi)展了一系列的研究工作和計(jì)劃[1-7].不同于無(wú)動(dòng)力的助推滑翔式高超聲速飛行器,吸氣式高超聲速飛行器采用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)或組合發(fā)動(dòng)機(jī)為主要?jiǎng)恿?可以充分利用大氣層內(nèi)的氧氣做氧化劑,使得飛行器具有連續(xù)可控的推力,具備更高的飛行靈活性和經(jīng)濟(jì)性,實(shí)現(xiàn)大氣層內(nèi)高超聲速飛行.超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)是吸氣式高超推進(jìn)系統(tǒng)的核心,而高超聲速進(jìn)氣道則是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件之一,其利用自身壓縮結(jié)構(gòu),將前方高速來(lái)流減速降低至燃燒室能夠工作的一個(gè)范圍,并提高壓力,將氣流動(dòng)能有效轉(zhuǎn)化為勢(shì)能,為燃燒室提供所需流量和品質(zhì)的空氣,確保發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定可靠工作.高超聲速進(jìn)氣道除了作為發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵部件外,也影響飛行器的升阻比、配平特性等氣動(dòng)性能,與飛行器的整體布局和性能特性聯(lián)系也更加緊密.飛行器的任務(wù)特點(diǎn)、氣動(dòng)特性以及動(dòng)力系統(tǒng)性能都和進(jìn)氣道的布局形式以及性能相耦合,須綜合考慮.

超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)通?；诟餍奔げㄗ顑?yōu)理論設(shè)計(jì)或等強(qiáng)度激波設(shè)計(jì),以實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道在工作點(diǎn)的總壓恢復(fù)系數(shù)最優(yōu).高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)須在考慮燃燒室入口速度的前提下設(shè)計(jì)壓縮波系、降低唇罩阻力,進(jìn)氣道的外壓縮占比降低,內(nèi)壓縮占比提高,須考慮進(jìn)氣道內(nèi)部激波邊界層干擾的影響,在較高收縮比條件下提高隔離段出口抗反壓能力,并保證良好的起動(dòng)性能,設(shè)計(jì)技術(shù)難度進(jìn)一步增加.

自20世紀(jì)60年代至2000年左右,美國(guó)、俄羅斯、日本和法國(guó)等基于一系列高超聲速項(xiàng)目開(kāi)展了大量超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)技術(shù)研究,積累了技術(shù)基礎(chǔ).進(jìn)入21世紀(jì)初,以美國(guó)為代表開(kāi)展了X-51A和X-43A高超聲速工程技術(shù)集成和飛行試驗(yàn)并獲得成功.這期間進(jìn)氣道和飛行器一體化設(shè)計(jì)技術(shù)迅速發(fā)展,在傳統(tǒng)飛行器布局基礎(chǔ)上,高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)演變出多種布局形式,比如頭部進(jìn)氣、腹部進(jìn)氣以及兩側(cè)進(jìn)氣等.從壓縮方式上又分為二元壓縮、軸對(duì)稱壓縮、三維壓縮等,以及在此基礎(chǔ)上以流線追蹤技術(shù)發(fā)展出的各種二維乘波技術(shù)和三維內(nèi)乘波設(shè)計(jì)技術(shù).

近些年,以美國(guó)為代表,正積極開(kāi)展以TBCC和RBCC等組合動(dòng)力為主的空天動(dòng)力技術(shù)基礎(chǔ)研究和工程技術(shù)集成,以實(shí)現(xiàn)將來(lái)的空天領(lǐng)域?qū)捰蝻w行,這也是目前和今后的一個(gè)主要航天技術(shù)發(fā)展方向.組合動(dòng)力可有效拓寬飛行器速域和空域,為實(shí)現(xiàn)這一目的,組合動(dòng)力需要進(jìn)氣道可調(diào)節(jié)設(shè)計(jì),這對(duì)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)甚至熱防護(hù)提出了更高的技術(shù)難度.本文結(jié)合典型國(guó)內(nèi)外飛行器與進(jìn)氣道方案介紹了高超聲速進(jìn)氣道的布局形式和技術(shù)發(fā)展,以及面向?qū)捰蝻w行的高超可調(diào)進(jìn)氣道最新技術(shù)進(jìn)展情況.

1 高超聲速進(jìn)氣道類型與布局

1.1 軸對(duì)稱進(jìn)氣道

高超聲速軸對(duì)稱進(jìn)氣道基于傳統(tǒng)超聲速進(jìn)氣道技術(shù)發(fā)展而來(lái),采用混合壓縮形式,外罩通常采用平直構(gòu)型或小角度以降低阻力.氣流通過(guò)一定角度的中心錐體實(shí)現(xiàn)外壓縮,再經(jīng)過(guò)錐體和外罩內(nèi)型線構(gòu)成的內(nèi)收縮段完成內(nèi)壓,實(shí)現(xiàn)減速增壓.隔離段內(nèi)通道通常為環(huán)形或過(guò)渡至圓形的形式.進(jìn)氣道中心錐體的母線一般設(shè)計(jì)為多級(jí)錐式、局部等熵或曲面壓縮曲線等形式,流動(dòng)在每個(gè)子午面上都具有準(zhǔn)二維流動(dòng)特征,多采用特征線法計(jì)算激波后流場(chǎng).

蘇聯(lián)在Kholod“冷”[8-9]高超聲速飛行試驗(yàn)計(jì)劃中的試飛器采用氫燃料亞/超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),采用單獨(dú)的頭部軸對(duì)稱進(jìn)氣方案.公開(kāi)資料顯示飛行器進(jìn)氣道采用多級(jí)錐混合壓縮,錐體外壓縮采用了三級(jí)錐壓縮,外壓總角度40°,唇罩內(nèi)角10°,工作速度范圍Ma=3.5～6.4,如圖1所示.冷計(jì)劃后期在和俄CIAM合作的基礎(chǔ)上,美國(guó)開(kāi)展了高超聲速飛行試驗(yàn)計(jì)劃HRE[9-11],項(xiàng)目中改進(jìn)了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道和隔熱段以及燃燒室,并成功進(jìn)行了飛行試驗(yàn),獲得了Ma=3.5～6.45速度范圍內(nèi)的發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù).HRE計(jì)劃中美國(guó)基于前期軸對(duì)稱進(jìn)氣道的大量試驗(yàn)研究,在地面試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道上采用了改進(jìn)的混合壓縮方案,有限資料表明進(jìn)氣道外壓縮初始錐角10°,經(jīng)曲面壓縮至22°,唇罩內(nèi)角12°,最大工作速度Ma=8,見(jiàn)圖2.

圖1 “冷”計(jì)劃中軸對(duì)稱進(jìn)氣道幾何構(gòu)型Fig.1 Axisymmetric inlet geometry of Kholod

圖2 HRE計(jì)劃中軸對(duì)稱進(jìn)氣道發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)圖Fig.2 Axisymmetric inlet geometry of HRE groud test

Kholod“冷”和HRE都是獨(dú)立的發(fā)動(dòng)機(jī)方案,進(jìn)氣道為單獨(dú)的軸對(duì)稱形式,這種布局進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,布置于飛行器最前端時(shí)多和軸對(duì)稱旋成體飛行器相配合,集成度高,多用于彈用布局.美國(guó)在高超聲速巡航導(dǎo)彈HyFly計(jì)劃中,開(kāi)展了雙燃燒室動(dòng)力系統(tǒng)研制和飛行試驗(yàn)[12].旋成體形式的彈體采用頭部中心分置式進(jìn)氣道布局,見(jiàn)圖3.工作Mach數(shù)范圍為3.5～6.0,巡航Mach數(shù)范圍為5～6.這種布局類似模塊化進(jìn)氣道,彈體前端共用1個(gè)壓縮錐對(duì)空氣進(jìn)行預(yù)壓縮,在周向上布置6個(gè)一定扇形角的進(jìn)氣道,包含兩個(gè)亞燃進(jìn)氣道,呈水平“一”字布置,為預(yù)燃室提供氣流;4個(gè)超燃進(jìn)氣道分置于4個(gè)象限,為主燃燒室提供氣流.兩個(gè)亞燃進(jìn)氣道和4個(gè)超燃進(jìn)氣道的二級(jí)壓縮角度不同,以實(shí)現(xiàn)不同Mach條件下的壓縮,其流動(dòng)可以看做一定扇角的軸對(duì)稱進(jìn)氣道.

圖3 Hyfly頭部軸對(duì)稱進(jìn)氣道構(gòu)型Fig.3 Axisymmetric inlet geometry of Hyfly

當(dāng)軸對(duì)稱進(jìn)氣道用于大型飛行器時(shí)除了可以用于頭部外通常也可以采用旁側(cè)式或外掛式.旁側(cè)式布局緊湊,須考慮前體對(duì)進(jìn)氣道上游流場(chǎng)的影響以及前體邊界層對(duì)進(jìn)氣道的影響.美國(guó)先進(jìn)太空運(yùn)輸計(jì)劃中,NASA格林研究中心的單級(jí)入軌飛行器方案采用火箭基組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng),擁有3個(gè)旁側(cè)式GTX發(fā)動(dòng)機(jī)[13-14],每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)采用了基于軸對(duì)稱壓縮的一定周向角的非圓進(jìn)氣道,間隔120°均勻排布在飛行器中后部,以有效利用前體的預(yù)壓縮,成為一種緊湊的旁側(cè)進(jìn)氣布局形式.每個(gè)進(jìn)氣道和飛行器之間安裝有附面層分流隔道,用于排移前體的附面層,GTX進(jìn)氣道布局見(jiàn)圖4.GTX發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道以Ma=6為設(shè)計(jì)點(diǎn),工作范圍至Ma=11,見(jiàn)圖5.

圖4 GTX 進(jìn)氣道布局Fig.4 Inlet geometry of GTX

圖5 GTX單獨(dú)進(jìn)氣道簡(jiǎn)圖Fig.5 Single inlet of GTX

當(dāng)軸對(duì)稱的發(fā)動(dòng)機(jī)和飛行器設(shè)計(jì)不需要很強(qiáng)的集成度或氣動(dòng)耦合不嚴(yán)重時(shí),通常采用外掛式.英國(guó)Skylon項(xiàng)目空天飛機(jī)采用了協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)SABRE為動(dòng)力,這是一種預(yù)冷組合發(fā)動(dòng)機(jī),能夠?qū)崿F(xiàn)從地面水平起降并加速至Ma=6[15-17].進(jìn)氣形式采用了在機(jī)翼兩側(cè)外掛的布局方式.這種布局綜合考慮了高裝載容積和氣動(dòng)特性,研究還表明高超聲速飛行時(shí)的機(jī)體流場(chǎng)對(duì)外掛式進(jìn)氣道的影響較小,SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)還安裝有一定的預(yù)偏角度,可以充分發(fā)揮迎角下的發(fā)動(dòng)機(jī)性能.這種機(jī)體對(duì)外掛發(fā)動(dòng)機(jī)影響極小的布局可以使得進(jìn)氣道的氣動(dòng)設(shè)計(jì)和機(jī)體氣動(dòng)設(shè)計(jì)相互解耦,降低了氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)等一體化耦合的難度,見(jiàn)圖6.

圖6 Skylon進(jìn)氣道布局簡(jiǎn)圖Fig.6 Skylon inlet configuration

SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)為實(shí)現(xiàn)寬范圍工作和模態(tài)轉(zhuǎn)換,進(jìn)氣道采用了三波系軸對(duì)稱壓縮方案,并且實(shí)現(xiàn)了可調(diào)節(jié).進(jìn)氣道的中心錐體能夠前后移動(dòng),進(jìn)氣道內(nèi)部還有3層環(huán)形的可前后移動(dòng)的調(diào)節(jié)環(huán),當(dāng)?shù)退俟ぷ鲿r(shí),中心錐置于后端,當(dāng)飛行速度不斷增大,中心錐會(huì)前移,最內(nèi)層調(diào)節(jié)環(huán)到最外層調(diào)節(jié)環(huán)也依次前移,和中心錐的錐體型面配合形成新的中心錐面,錐體直徑增大,進(jìn)氣道收縮比也不斷增大.當(dāng)進(jìn)入模態(tài)轉(zhuǎn)換階段,進(jìn)氣道達(dá)到最前端,中心錐體直徑最大,進(jìn)氣道被封閉,這時(shí)進(jìn)入火箭工作模態(tài).SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)及進(jìn)氣道見(jiàn)圖7.

圖7 SABRE發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)圖Fig.7 SABRE engine

1.2 二維壓縮進(jìn)氣道

在超聲速進(jìn)氣道的基礎(chǔ)上發(fā)展出高超聲速二維壓縮進(jìn)氣道.二維壓縮的主要特點(diǎn)是采用多級(jí)壓縮楔面或局部曲面形成外壓縮,在設(shè)計(jì)狀態(tài)多級(jí)楔面或曲面產(chǎn)生的多道斜激波匯交在進(jìn)氣道唇口,唇口和楔面構(gòu)成內(nèi)收縮段.兩側(cè)的側(cè)板可以是前掠也可以是后掠,進(jìn)氣道構(gòu)型通常為矩形.在超聲速領(lǐng)域,二維矩形進(jìn)氣和飛行器有多種布局,比如旁側(cè)、腹部等.在高超聲速領(lǐng)域,由于飛行速度高,對(duì)飛行器升阻比提出了更高需求,升力體構(gòu)型以及前體乘波的需求進(jìn)一步加強(qiáng).相比軸對(duì)稱進(jìn)氣道,二維壓縮進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,工藝性好,且更容易實(shí)現(xiàn)各種變幾何的調(diào)節(jié),在高超聲速領(lǐng)域的應(yīng)用也較為豐富.

澳大利亞在開(kāi)展的Hyshot 2[18-19]超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)中采用了頭部進(jìn)氣構(gòu)型,試飛獲得了成功,工作Mach數(shù)超過(guò)了Ma=7.5并接近Ma=8.Hyshot 2試飛器頭部采用由兩個(gè)矩形進(jìn)氣道背靠背組合的構(gòu)型,以減小阻力,見(jiàn)圖8.進(jìn)氣道采用二元混合壓縮,外壓縮采用單楔角18°,唇罩內(nèi)采用水平的簡(jiǎn)單構(gòu)型,并由兩個(gè)更大激波角的側(cè)板圍成矩形,為保證起動(dòng),進(jìn)氣道設(shè)計(jì)了溢流槽,唇口激波打入槽內(nèi),能減弱激波附面層干擾,改善進(jìn)氣道性能,如圖9所示.

圖8 Hyshot 2試飛器構(gòu)型Fig.8 Hyshot 2 configuration

圖9 Hyshot 2進(jìn)氣道Fig.9 Hyshot 2 inlet

升力體布局是高超聲速飛行器的一種典型構(gòu)型,美國(guó)Hyper-X計(jì)劃中X-43A飛行器成功完成了飛行速度Ma=9.8的飛行試驗(yàn)[20-23].飛行器采用氫燃料超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力,氣動(dòng)方案采用二維壓縮的腹部進(jìn)氣升力體布局,具有外形扁平的前體構(gòu)型,見(jiàn)圖10.前體采用了3級(jí)二維壓縮方式,進(jìn)氣道總壓縮角16°.前體長(zhǎng)度較長(zhǎng),近似楔形,約占飛行器總長(zhǎng)的46%.這種腹部進(jìn)氣升力體布局能綜合發(fā)揮前體激波后壓力升高的有力條件,產(chǎn)生較高的升力,同時(shí)提供預(yù)壓縮,特別是在迎角下實(shí)際捕獲流管面積增大,能為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提供更高的壓縮量和空氣工質(zhì),還能根據(jù)需求采用多臺(tái)動(dòng)力并聯(lián)的模塊化應(yīng)用.

圖10 X-43A飛行器簡(jiǎn)圖Fig.10 X-43A configuration

腹部升力體具有升力高,流量大的特點(diǎn),但在高空、高速飛行下,低Reyolds數(shù)帶來(lái)的較長(zhǎng)前體層流轉(zhuǎn)捩問(wèn)題會(huì)進(jìn)一步強(qiáng)化激波邊界層干擾,邊界層轉(zhuǎn)捩延后不但影響氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱,還使得流動(dòng)分離更容易發(fā)生,造成進(jìn)氣道內(nèi)部激波邊界層干擾分離增強(qiáng)、拐角處產(chǎn)生分離區(qū),引發(fā)進(jìn)氣道內(nèi)流性能降低甚至不起動(dòng),引發(fā)巨大風(fēng)險(xiǎn).為解決長(zhǎng)前體邊界層轉(zhuǎn)捩問(wèn)題,X-43A在前體上加裝了高超聲速?gòu)?qiáng)制轉(zhuǎn)捩裝置,一種橫向排列的轉(zhuǎn)捩帶單元,類似斜坡型渦流發(fā)生器的裝置來(lái)產(chǎn)生渦流,實(shí)現(xiàn)了人工轉(zhuǎn)捩,如圖11所示.

圖11 X-43A帶前體轉(zhuǎn)捩裝置的進(jìn)氣道模型Fig.11 X-43A inlet test model with forebody transition trips

在小型飛行器或彈用布局領(lǐng)域,腹部二維進(jìn)氣道是較多采用的布局形式.在HyTech計(jì)劃的基礎(chǔ)上,美國(guó)空軍開(kāi)展了X-51A飛行器的項(xiàng)目計(jì)劃,成功開(kāi)展了飛行試驗(yàn),實(shí)現(xiàn)了碳?xì)淙剂铣紱_壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的長(zhǎng)時(shí)間自主飛行[24-26].X-51A飛行器采用了進(jìn)一步發(fā)展的腹部進(jìn)氣布局方案,這是一種更接近彈用布局的升力體設(shè)計(jì),飛行器形狀更加細(xì)長(zhǎng),采用了截?cái)嘈统瞬w機(jī)身、前體前緣采用了乘波設(shè)計(jì),提高飛行器的升阻比,下表面采用具有兩級(jí)壓縮面的固定幾何進(jìn)氣道,工作范圍Ma=4～6.進(jìn)氣道設(shè)計(jì)有后掠側(cè)板,在一定的溢流下能夠在轉(zhuǎn)級(jí)過(guò)程實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道的自起動(dòng),見(jiàn)圖12.

圖12 X-51A試驗(yàn)飛行器Fig.12 X-51A test vehicle

為提高飛行器升阻比和氣動(dòng)性能,在升力體高超聲速飛行器基礎(chǔ)上發(fā)展出了乘波設(shè)計(jì)方法,Corda等[27]提出了基于一般性軸對(duì)稱基準(zhǔn)流場(chǎng)并且考慮了黏性作用的乘波體構(gòu)型設(shè)計(jì)及優(yōu)化方法.后來(lái)國(guó)內(nèi)外發(fā)展出多種錐導(dǎo)乘波設(shè)計(jì)方法,耿永兵等[28]以升阻比為優(yōu)化目標(biāo),進(jìn)行了軸對(duì)稱近似等熵壓縮流場(chǎng)的乘波前體優(yōu)化設(shè)計(jì),研究表明近似等熵壓縮下表面的乘波前體在設(shè)計(jì)條件下具有良好的氣流壓縮效果.由于二維壓縮進(jìn)氣道需要前方的流場(chǎng)盡可能均勻,在乘波設(shè)計(jì)方法上發(fā)展出了一系列吻切錐乘波體設(shè)計(jì)方法[29-31].相比升力體方案,乘波前體進(jìn)氣道具有較小的幾何尺寸,能夠捕獲較大的流量、具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù),沿展向的橫向流動(dòng)影響小.吳穎川等[32]以曲面壓縮密切錐乘波方法開(kāi)展了展向截?cái)嗟那鎵嚎s前體進(jìn)氣道設(shè)計(jì),并和四波系平板壓縮二元進(jìn)氣道比較,研究表明采用前體乘波設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道仍具有二維流動(dòng),但性能有大幅提高,見(jiàn)圖13.

(a)4-stage compression

法國(guó)在JAPHAR[33]項(xiàng)目計(jì)劃中以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的高超聲速飛行器前體采用了乘波設(shè)計(jì),這是一種典型的乘波體和腹部進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方案,工作范圍Ma=4～8,進(jìn)氣道布局見(jiàn)圖14.

圖14 JAPHAR乘波體進(jìn)氣道方案Fig.14 JAPHAR waverider inlet

1.3 側(cè)壓進(jìn)氣道

側(cè)壓進(jìn)氣道是在二維壓縮進(jìn)氣道的基礎(chǔ)上,利用兩側(cè)的壓縮進(jìn)一步提高進(jìn)氣道收縮比,提高進(jìn)氣道性能的一類進(jìn)氣道,國(guó)內(nèi)外進(jìn)行了大量研究[34-36].早期的側(cè)壓式進(jìn)氣道壓縮主要靠?jī)蓚€(gè)側(cè)板進(jìn)行,后續(xù)發(fā)展的側(cè)壓式進(jìn)氣道開(kāi)始引入前體頂板壓縮,實(shí)現(xiàn)了三維壓縮,并成為現(xiàn)在側(cè)壓式進(jìn)氣道的常用構(gòu)型.目前的側(cè)壓式進(jìn)氣道主要由兩塊楔形帶后掠的側(cè)板、斜楔板和后置唇口組成.側(cè)板楔面產(chǎn)生的壓縮流動(dòng)是在上游斜楔板壓縮波后流動(dòng)的基礎(chǔ)上再次壓縮,也具有二維流動(dòng)的特點(diǎn).三維側(cè)壓進(jìn)氣道的優(yōu)勢(shì)是能隨Mach數(shù)變化在唇口處自動(dòng)溢流,適合寬Mach數(shù)范圍工作,進(jìn)口截面為矩形,便于與機(jī)身一體化設(shè)計(jì).側(cè)壓式進(jìn)氣道還具有對(duì)來(lái)流附面層敏感性低、壓縮通道較短與外阻較小等特點(diǎn).

相比于二維進(jìn)氣道,側(cè)壓式進(jìn)氣道的壓縮能力更強(qiáng),但側(cè)向壓縮板導(dǎo)致了進(jìn)氣道內(nèi)復(fù)雜的激波系結(jié)構(gòu),容易出現(xiàn)激波干擾,總壓損失變大.由于唇口溢流較大,側(cè)壓進(jìn)氣道流量系數(shù)相對(duì)比二維進(jìn)氣道也偏低.國(guó)內(nèi)張林等[37]在側(cè)壓進(jìn)氣道基礎(chǔ)上利用曲面壓縮原理方法,將上游頂板采用彎曲壓縮,進(jìn)一步改善壁面壓力分布,使其末端壓力梯度變化較為平緩,提高了側(cè)壓進(jìn)氣道非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的性能,如圖15所示.

圖15 彎曲激波壓縮側(cè)壓進(jìn)氣道構(gòu)型Fig.15 Configuration of curved shock sidewall compression inlet

側(cè)壓進(jìn)氣道在和前體一體化布局中通常都以腹部升力體布局為主,矩形進(jìn)氣道通常以模塊化置于飛行器腹部,將飛行器前體作為上游頂板,實(shí)現(xiàn)較高的壓縮量.美國(guó)Aerojet提出的Strutjet-RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)單級(jí)入軌飛行器采用了升力體構(gòu)型、腹部多模塊布局的三維側(cè)壓式進(jìn)氣道方案[38],并且采用了可調(diào)節(jié)形式,見(jiàn)圖16.

圖16 Strutjet飛行器進(jìn)氣道構(gòu)型Fig.16 Inlet configuration of Strutjet

NASA還對(duì)Ma=10量級(jí)的三維側(cè)壓進(jìn)氣道開(kāi)展了試驗(yàn)研究[39],和進(jìn)氣道匹配的飛行器采用了升力體布局形式,進(jìn)氣道在腹部以多模塊形式安裝,見(jiàn)圖17.資料顯示進(jìn)氣道的側(cè)板可以前后移動(dòng),提高進(jìn)氣道內(nèi)收縮比.

圖17 模塊化側(cè)壓進(jìn)氣道構(gòu)型Fig.17 Configuration of modular sidewall compression inlet

1.4 內(nèi)壓縮進(jìn)氣道

內(nèi)壓縮進(jìn)氣道的壓縮完全在通道內(nèi)部完成,具有較高的壓縮效率,能夠達(dá)到較高的總壓恢復(fù)系數(shù).由于完全內(nèi)壓的進(jìn)氣道不易起動(dòng),因此發(fā)展出了基于內(nèi)壓縮流場(chǎng)采用流線追蹤技術(shù)的內(nèi)乘波進(jìn)氣道,現(xiàn)在普遍稱為內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道.內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道具有壓縮效率高,浸潤(rùn)面積小的特點(diǎn),近年來(lái)隨著高超聲速飛行器一體化技術(shù)的發(fā)展,三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道成為重要的一種進(jìn)氣道方案.

內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的核心是內(nèi)乘波設(shè)計(jì),即采用一種內(nèi)收縮的基準(zhǔn)流場(chǎng),獲取其流動(dòng)參數(shù),然后根據(jù)需要的截面投影形狀,由所在位置發(fā)出的虛擬流線形成壓縮面,其流動(dòng)仍具有原內(nèi)收縮流場(chǎng)的特征.德國(guó)學(xué)者Busemann于1942年首次提出了由等熵壓縮波和結(jié)尾激波構(gòu)成的軸對(duì)稱內(nèi)收縮流場(chǎng).由于流場(chǎng)長(zhǎng)度較長(zhǎng),不利于工程設(shè)計(jì),在此基礎(chǔ)上,通過(guò)截短Busemann流場(chǎng)并采用切唇口、放氣等措施，國(guó)內(nèi)外發(fā)展了各種實(shí)用的Busemann進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法[40-42].英國(guó)牛津大學(xué)設(shè)計(jì)了一種頭部模塊化布局的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道[43],基于等壓比和等斜率軸對(duì)稱內(nèi)錐基準(zhǔn)流場(chǎng),將4個(gè)投影為扇形的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道集中置于飛行器頭部,構(gòu)成了一種典型的頭部模塊化內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道和旋成體彈體融合的布局,見(jiàn)圖18.

圖18 模塊化內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道構(gòu)型Fig.18 Configuration of modular inward-turning inlets

內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道基本都是由內(nèi)錐形壓縮流場(chǎng)通過(guò)截取特定的截面形狀構(gòu)成,為了便于內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道與飛行器匹配,發(fā)展出了進(jìn)出口形狀可控的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)技術(shù),NASA Langley研究中心提出了矩形轉(zhuǎn)橢圓REST進(jìn)氣道[44],國(guó)內(nèi)譚慧俊等[45]提出了基于樣條曲面的內(nèi)收縮段內(nèi)通道設(shè)計(jì)方法,尤延鋮等[46-47]提出了變截面內(nèi)乘波進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法,通過(guò)氣動(dòng)過(guò)渡,進(jìn)氣道可實(shí)現(xiàn)內(nèi)乘波并完全捕獲流量.Xiao等[48]提出了等收縮比變截面設(shè)計(jì)方法等.從國(guó)內(nèi)外研究?jī)?nèi)容來(lái)看,主要技術(shù)核心都是通過(guò)幾何過(guò)渡和氣動(dòng)過(guò)渡兩種手段實(shí)現(xiàn)內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道特定形式下所需的捕獲形狀,為飛行器外形和動(dòng)力系統(tǒng)內(nèi)通道一體化設(shè)計(jì)提供了技術(shù)解決方法.

美國(guó)與澳大利亞在高超聲速聯(lián)合推進(jìn)技術(shù)項(xiàng)目HyCAUSE中開(kāi)展了三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣發(fā)動(dòng)機(jī)方案的研究[49],這是一種從氣動(dòng)外形上看較為細(xì)長(zhǎng)的頭部下方進(jìn)氣布局,見(jiàn)圖19.進(jìn)氣道前緣直接作為飛行器前緣,細(xì)長(zhǎng)流道表明其可作為高超聲速導(dǎo)彈，也可以作為飛行器/推進(jìn)一體化的設(shè)計(jì)方案.Kothari[50]提出過(guò)類似的一種彈用或飛行器用頭部?jī)?nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法,并給出了一種用于空天入軌飛行器的頭部下方一體化貫穿進(jìn)氣布局,如圖20所示.細(xì)長(zhǎng)體飛行器采用頭部?jī)?nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣布局,飛行器的阻力系數(shù)相對(duì)較小,進(jìn)氣道正對(duì)前方來(lái)流,流場(chǎng)均勻、性能較高,有利于動(dòng)力系統(tǒng)的高性能,但貫穿的長(zhǎng)通道會(huì)占用大量容積,使得有效容積減小,因此這種進(jìn)氣道布局應(yīng)更適合大尺度飛行器,整體性能和總體方案還須綜合考量.

圖19 HyCAUSE內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化構(gòu)型Fig.19 Configuration of HyCAUSE vehicle with inlet

圖20 頭部?jī)?nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道構(gòu)型Fig.20 Configuration of vehicle with head inward turning inlet

美國(guó)和澳大利亞在錐形高超聲速飛行器項(xiàng)目研究中開(kāi)展了腹部多模塊化布局的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)[51],對(duì)3種形狀方案進(jìn)氣道開(kāi)展了研究,圖21所示為其中一種方案.飛行器工作速度最大到Ma=12,因此整體采用了尖錐體布局,腹部采用3個(gè)或4個(gè)模塊化的矩形轉(zhuǎn)橢圓內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道.進(jìn)氣道進(jìn)口截面可以和錐體結(jié)構(gòu)相融合,錐形前體可以為進(jìn)氣道提供壓縮,并能提供基本均勻的流場(chǎng)條件.

圖21 腹部模塊化內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道構(gòu)型Fig.21 Configuration of vehicle with 3 REST inlets installed

美國(guó)在Hyper X計(jì)劃研究中對(duì)矩形轉(zhuǎn)橢圓REST內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道以及超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展了詳細(xì)的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)[52],進(jìn)氣道設(shè)計(jì)工作點(diǎn)在Ma=7.1,工作范圍Ma=4.5～8.投影呈矩形的進(jìn)氣道頂板前緣型線和平面幾何直接過(guò)渡連接,保證了進(jìn)入進(jìn)氣道前方的流動(dòng)均勻性,這種設(shè)計(jì)可以使得頂板和飛行器底板融合,從方案來(lái)看,這是一種采用平面腹部布局多模塊化安裝的REST進(jìn)氣道方案,見(jiàn)圖22.

圖22 腹部平面模塊化REST進(jìn)氣道Fig.22 Configuration of vehicle with REST inlets

國(guó)內(nèi)向先宏等[53]提出了基于一種內(nèi)轉(zhuǎn)咽式Jaws進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)構(gòu)型,如圖23所示.這是一種變形的類似單獨(dú)腹部進(jìn)氣布局,該方案將一種咽式進(jìn)氣道幾何外形和激波系結(jié)構(gòu)進(jìn)行了適當(dāng)改變,得到了能與楔形乘波前體進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)的類咽式進(jìn)氣構(gòu)型,將兩側(cè)乘波體與進(jìn)氣道進(jìn)行展向拼接,使飛行器同時(shí)實(shí)現(xiàn)兩側(cè)乘波與進(jìn)氣道的高流量捕獲.

圖23 類咽式腹部進(jìn)氣道一體化乘波構(gòu)型Fig.23 Configuration of vehicle with Sim-Jaws inlet

美國(guó)Falcon項(xiàng)目中HTV-3X高超聲速技術(shù)驗(yàn)證飛行器采用了翼身融合體雙內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道布局[54].飛行器前方兩側(cè)進(jìn)氣道采用近似水滴形的投影形狀,并且直接將進(jìn)氣道前緣型面和飛行器前緣型面融合作為飛行器前體,實(shí)現(xiàn)了機(jī)體前緣兩側(cè)進(jìn)氣道內(nèi)乘波的效果.內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道接近頭部位置,前方來(lái)流較為均勻,不會(huì)受到有前體狀態(tài)時(shí)非均勻流場(chǎng)的影響,進(jìn)氣效率較高,見(jiàn)圖24.

圖24 HTV-3X飛行器進(jìn)氣道布局Fig.24 Configuration of HTV-3X with inlets

Falcon項(xiàng)目中還公布了進(jìn)一步可重復(fù)使用高超聲速巡航飛機(jī)方案HCV[55],相比HTV-3X方案,為實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間巡航需求,內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道位置更接近下游兩側(cè),且兩個(gè)進(jìn)氣道之間距離增加,和機(jī)體前緣之間的幾何聯(lián)系減弱,使得前體對(duì)進(jìn)氣道的影響更小,進(jìn)一步提高了中間部分的容積,是一種典型的雙側(cè)內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣翼身融合體方案,如圖25所示.但是這種兩側(cè)布置的進(jìn)氣道在側(cè)滑角狀態(tài)下會(huì)出現(xiàn)性能差異,須從總體性能方面綜合考慮.

圖25 HCV飛行器進(jìn)氣道Fig.25 HCV vehicle with two inlets

國(guó)內(nèi)南向軍等[56]采用吻切錐乘波前體、壓升規(guī)律可控的內(nèi)收縮進(jìn)氣道,將進(jìn)氣道進(jìn)口前緣尖點(diǎn)貼在乘波前體的前緣線上,進(jìn)氣道外型面和前體外表面之間采用了簡(jiǎn)單的曲面進(jìn)行過(guò)渡,形成了乘波體兩側(cè)內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道一體化布局,見(jiàn)圖26.計(jì)算表明進(jìn)氣道流量捕獲能力強(qiáng),不受前體附面層影響,流場(chǎng)結(jié)構(gòu)較好,壓縮效率較高.同樣地,這種兩側(cè)布局須考慮側(cè)滑角條件下帶來(lái)的兩進(jìn)氣道性能差異問(wèn)題.

圖26 兩側(cè)進(jìn)氣道構(gòu)型Fig.26 Inlet configuration on both sides

美國(guó)在高超聲速空天全球運(yùn)輸系統(tǒng)HSGTS項(xiàng)目[57]中對(duì)其二級(jí)入軌飛行器氣動(dòng)布局方案提出了一種背負(fù)式進(jìn)氣布局,見(jiàn)圖27.該方案采用了位于飛行器頭部的兩個(gè)內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道,但卻布置在飛行器背部,每個(gè)進(jìn)氣道一側(cè)的壓縮前緣和飛行器前緣融合設(shè)計(jì),工作速度Ma=4～10.一般飛行器以迎角姿態(tài)飛行,背部布局設(shè)計(jì)須考慮特定迎角條件下的工作特性,背部進(jìn)氣道通常受到背風(fēng)流場(chǎng)影響性能會(huì)有所變化甚至降低,因此須從飛行器綜合角度方面評(píng)價(jià)這種布局下的飛發(fā)一體化性能.

圖27 HSGTS背部進(jìn)氣道Fig.27 HSGTS vehicle with two inlets

美國(guó)積極發(fā)展的高速打擊武器HSSW[58]項(xiàng)目中,明確了一種高超聲速空射巡航導(dǎo)彈的概念,洛馬公司公布了兩種彈用布局器方案,其中之一見(jiàn)圖28.兩種導(dǎo)彈均采用了位于彈體腹部的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道布局方案,這種上游為較長(zhǎng)彈體產(chǎn)生的流場(chǎng)會(huì)嚴(yán)重影響內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì),為保證和實(shí)現(xiàn)內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道和前體的一體化設(shè)計(jì),一是須精細(xì)設(shè)計(jì)并分析前體流場(chǎng),并選擇合適的內(nèi)轉(zhuǎn)投影構(gòu)型來(lái)匹配,二是在前體不均勻流場(chǎng)前提下,設(shè)計(jì)出內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道流線形成型面.

圖28 HSSW彈用進(jìn)氣道方案[58]Fig.28 HSSW missile with inlets[58]

由于內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)核心是基于內(nèi)收縮流場(chǎng),因此適應(yīng)比較均勻的來(lái)流條件,當(dāng)前方來(lái)流不均勻時(shí),會(huì)在進(jìn)氣道內(nèi)部引發(fā)橫向的渦流,帶來(lái)進(jìn)氣道性能的降低、甚至不起動(dòng).目前主要設(shè)計(jì)手段還是保證內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道前方的流場(chǎng)盡可能不受影響,實(shí)現(xiàn)前體和進(jìn)氣道匹配.另外就是不斷研究新的非均勻來(lái)流下內(nèi)轉(zhuǎn)流場(chǎng)和外流動(dòng)一體化的氣動(dòng)設(shè)計(jì)方法,實(shí)現(xiàn)和飛行器前體真正融合,這也是當(dāng)前和今后一段時(shí)間內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的一個(gè)重要研究方向.

2 高超進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)

高超聲速飛行器飛行高度和速度的跨度大,而寬速域、臨近空間飛行的最終目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)高超飛行器具備從地面水平起降、臨近空間高速巡航直至具備單級(jí)入軌的能力.由于跨越亞、超及高超聲速,單一的發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)無(wú)法滿足,須采用組合動(dòng)力系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)寬域飛行.實(shí)現(xiàn)上述目的的吸氣式動(dòng)力系統(tǒng)對(duì)進(jìn)氣道提出了更高的要求,其中的一個(gè)重要條件就是進(jìn)氣道須具備可調(diào)節(jié)功能,以實(shí)現(xiàn)從低空到高空、從低速到高速飛行中發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)流量范圍變化、壓縮效率變化的寬廣需求.高超聲速可調(diào)進(jìn)氣道按照進(jìn)氣道和動(dòng)力系統(tǒng)的連接關(guān)系以及數(shù)量關(guān)系可以分為串聯(lián)和并聯(lián)兩大類.按照進(jìn)氣道形狀基本可以分為軸對(duì)稱類型、二元平面類型和三維內(nèi)轉(zhuǎn)類型.

2.1 軸對(duì)稱類型

軸對(duì)稱可調(diào)類型通常采用串聯(lián)方式,進(jìn)氣道下游為燃燒室,主要采用中心錐體相對(duì)外罩做水平運(yùn)動(dòng)來(lái)實(shí)現(xiàn)不同的收縮比和流量調(diào)節(jié).目前在超聲速進(jìn)氣道領(lǐng)域,美國(guó)SR-71偵察機(jī)裝配的J-58渦輪沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)了中心錐可調(diào)節(jié)軸對(duì)稱進(jìn)氣道的工程應(yīng)用.該可調(diào)進(jìn)氣道中心錐在Ma=1.6～3.2之間平移調(diào)節(jié),飛行速度超過(guò)Ma=1.6 以后隨飛行Mach數(shù)增加,中心錐逐漸縮進(jìn),收縮比逐漸增大,Ma=3.2達(dá)到最里端位置.而在高超聲速軸對(duì)稱可調(diào)進(jìn)氣道領(lǐng)域,目前在國(guó)際上還沒(méi)有工程應(yīng)用的實(shí)例,但絕大多數(shù)公布的方案也都采用了上述中心錐體平移的調(diào)節(jié)方式.

前文提到的美國(guó)GTX[13-14]發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道采用三旁側(cè)布局,以Ma=6為設(shè)計(jì)點(diǎn),每個(gè)進(jìn)氣道采用了中心體前后運(yùn)動(dòng)的可調(diào)節(jié)方式.NASA公開(kāi)的風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)氣道采用中心體錐角12°,唇口內(nèi)表面為平面的構(gòu)型.進(jìn)氣道工作包含4個(gè)工作模態(tài):火箭/沖壓模態(tài)(011),中心錐體處于最靠后位置,進(jìn)氣道被完全堵死,發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力完全由中心錐體后方的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)提供,見(jiàn)圖29.

圖29 GTX可調(diào)進(jìn)氣道工作模態(tài)Fig.29 Variable inlet modes of GTX

日本JAXA在ATREX項(xiàng)目[59-60]中開(kāi)展了飛行速度Ma=0～6.0的寬域吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)研究,其采用中心進(jìn)氣軸對(duì)稱變幾何進(jìn)氣道,利用可移動(dòng)中心體控制進(jìn)口前的錐形激波,使得進(jìn)氣道在不同來(lái)流Mach數(shù)下喉道Mach數(shù)保持在1.3左右,實(shí)現(xiàn)較高的壓縮性能.ATREX計(jì)劃中對(duì)可移動(dòng)中心錐的軸對(duì)稱進(jìn)氣道波系配置、設(shè)計(jì)Mach數(shù)和激波錐半錐角的選取進(jìn)行了詳細(xì)的研究,并進(jìn)行了詳細(xì)的風(fēng)洞試驗(yàn),見(jiàn)圖30.

圖30 ATREX的可調(diào)進(jìn)氣道Fig.30 Variable inlet of ATREX

前文所述SABRE[15-17]發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道也是一種串聯(lián)式組合動(dòng)力可調(diào)進(jìn)氣道,所不同的是采用了一種較為新穎的中心錐體前后移動(dòng)加3層可動(dòng)調(diào)節(jié)環(huán)的組合調(diào)節(jié)方式.日本在ATREX發(fā)動(dòng)機(jī)項(xiàng)目中設(shè)計(jì)了一種多列組合圓盤(multi-row disk，MRD)軸對(duì)稱變幾何進(jìn)氣道[61],如圖31所示,該進(jìn)氣道由一個(gè)圓錐和若干個(gè)圓盤組成中心體,圓錐和圓盤均可單獨(dú)控制,氣流在圓錐與圓盤或兩圓盤間空腔內(nèi)形成回流流動(dòng),形成氣動(dòng)壓縮面.MRD型軸對(duì)稱變幾何進(jìn)氣道有多道外壓激波,且每道外壓激波均可通過(guò)移動(dòng)圓錐或圓盤單獨(dú)控制;需要減小流量,增大壓縮效率時(shí),可以通過(guò)向后移動(dòng)中心體后端的圓盤或向前移動(dòng)中心體的前端圓錐來(lái)實(shí)現(xiàn).當(dāng)需要增大流量,減小壓縮效率時(shí)則移動(dòng)方向相反.通過(guò)調(diào)整圓盤間的距離來(lái)調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的壓縮效率和流量捕捉能力,這是一種新穎的幾何加氣動(dòng)調(diào)節(jié)方式,但在減弱圓盤之間的分離、脈動(dòng)等氣動(dòng)問(wèn)題及面臨的結(jié)構(gòu)、熱防護(hù)等工程問(wèn)題上還須進(jìn)一步深入研究.

圖31 MDR可調(diào)進(jìn)氣道Fig.31 Variable MDR inlet

2.2 二元平面類型

二元平面類型的可調(diào)節(jié)進(jìn)氣道在超聲速進(jìn)氣道領(lǐng)域已經(jīng)有大量工程實(shí)用案例,比如各型軍用飛機(jī)的二元矩形進(jìn)氣道.高超聲速可調(diào)進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)原理沒(méi)有出現(xiàn)本質(zhì)變化,基本仍采用壓縮楔面旋轉(zhuǎn)、唇口板旋轉(zhuǎn)等措施改變進(jìn)氣道的收縮比、進(jìn)口面積,以實(shí)現(xiàn)不同的流量捕獲特性或特殊的起動(dòng)要求.目前公布的研究中,采用二元平面類型調(diào)節(jié)的進(jìn)氣道方案較多.前文所述Strujet-RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)[38,62]通過(guò)調(diào)節(jié)進(jìn)氣道頂板和燃燒室頂板位置來(lái)改變進(jìn)氣道和燃燒室的幾何構(gòu)型,從而實(shí)現(xiàn)不同Mach數(shù)下對(duì)來(lái)流空氣的壓縮程度,如圖32所示.在引射和亞燃模態(tài)下,進(jìn)氣道壓縮頂板處于最上方位置,對(duì)壓縮程度相對(duì)較弱;在超燃模態(tài),進(jìn)氣道和燃燒室頂板向下偏轉(zhuǎn),流道變窄,進(jìn)氣道對(duì)來(lái)流的壓縮程度顯著增強(qiáng);純火箭模態(tài),進(jìn)氣道頂板位置降至最低位置,將流道堵死,發(fā)動(dòng)機(jī)不再吸氣轉(zhuǎn)而使用純火箭模式工作.雖然Strujet的進(jìn)氣道采用了側(cè)壓方案,但可調(diào)方式與二元進(jìn)氣道相同,即通過(guò)楔板旋轉(zhuǎn)達(dá)到調(diào)節(jié)目的,具有調(diào)節(jié)范圍寬,便于設(shè)計(jì)等優(yōu)點(diǎn),與常規(guī)側(cè)壓式可調(diào)進(jìn)氣道通過(guò)移動(dòng)中心支板的調(diào)節(jié)方法不同,后者設(shè)計(jì)難度較大.

圖32 Strujet可調(diào)進(jìn)氣道模式Fig.32 Variable inlet modes of Strujet

日本在ATREX計(jì)劃中為單級(jí)入軌飛行器研究了二元矩形變幾何進(jìn)氣道[63],如圖33所示.該進(jìn)氣道為矩形進(jìn)口,在飛行器腹部為模塊化布置.每個(gè)通道由兩個(gè)二元進(jìn)氣道壓縮楔板底面對(duì)置組成,工作Mach數(shù)范圍為0～6,采用2級(jí)外壓斜激波,并由2～6道內(nèi)壓縮激波完成氣流減速增壓.進(jìn)氣道單側(cè)通道由4個(gè)可動(dòng)平板組成,第1壓縮楔角固定,當(dāng)Ma>3.5時(shí),第2,3,4,5壓縮面與來(lái)流的夾角開(kāi)始隨著來(lái)流Mach數(shù)的增大而增大,這樣通過(guò)對(duì)各個(gè)壓縮板的調(diào)整,實(shí)現(xiàn)了在不同的來(lái)流Mach數(shù)下,調(diào)整進(jìn)氣道壓縮效率和捕獲流量的目的.

圖33 ATREX二元可調(diào)進(jìn)氣道Fig.33 Variable geometry inlet of ATREX

美國(guó)在X-43項(xiàng)目中開(kāi)展了二元進(jìn)氣道唇口打開(kāi)機(jī)構(gòu)和調(diào)節(jié)的研究[64],如圖34所示.通過(guò)作動(dòng)器作動(dòng)連桿,帶動(dòng)唇口轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道進(jìn)口的關(guān)閉和打開(kāi),這是一種簡(jiǎn)易的單向調(diào)節(jié),以實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道工作中特殊目的的調(diào)節(jié)方案.由于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在最低工作Mach數(shù)以下不能自行起動(dòng),因此在助推加速的過(guò)程中通常須安裝進(jìn)氣道堵蓋或封閉進(jìn)口,以降低阻力和避免激波振蕩.X-43飛行器的入口打開(kāi)機(jī)構(gòu)就是在助推結(jié)束、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)接力點(diǎn)火前將進(jìn)氣道入口打開(kāi).打開(kāi)過(guò)程進(jìn)氣道的唇口內(nèi)角逐漸減小,收縮比慢慢增大,進(jìn)氣道容易從不起動(dòng)快速進(jìn)入起動(dòng)狀態(tài).該種簡(jiǎn)單調(diào)節(jié)已經(jīng)在地面演示驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)GDE-2[65]上完成了自由射流試驗(yàn),并成功完成飛行器的飛行試驗(yàn).

圖34 X-43二元可調(diào)進(jìn)氣道Fig.34 Variable geometry inlet of X-43

前文所述JAPHAR[3，33]計(jì)劃中的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道也采用了唇口調(diào)節(jié)的方案來(lái)實(shí)現(xiàn)起動(dòng)和不同的收縮比.在后期的普羅米修斯PROMETHEE[3，66]高超聲速導(dǎo)彈計(jì)劃中對(duì)Ma=1.8～8的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)提出了進(jìn)氣道唇罩板整體旋轉(zhuǎn)的調(diào)節(jié)概念,以實(shí)現(xiàn)在亞燃到超燃區(qū)域內(nèi)進(jìn)氣道、燃燒室整體調(diào)節(jié)的功能,如圖35所示.

圖35 PROMETHEE可調(diào)進(jìn)氣道概念Fig.35 Concept of PROMETHEE variable geometry inlet

美國(guó)在TBCC組合動(dòng)力方案中開(kāi)展了外并聯(lián)布局形式的組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)CCE二元可調(diào)進(jìn)氣道研究[67-68].進(jìn)氣道和機(jī)體為升力體布局,特征是低速、高速流路分開(kāi),上部為低速流道,下部為高速流道.進(jìn)氣道前體提供預(yù)壓縮,低速通道最大工作速度至Ma=4.0,其2級(jí)壓縮面和第3級(jí)喉道段通過(guò)連桿機(jī)構(gòu)可以調(diào)節(jié),實(shí)現(xiàn)不同的收縮比和喉道尺寸.低速通道的唇口板也是可動(dòng)分流擋板,設(shè)計(jì)為可動(dòng),通過(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)一定的角度來(lái)調(diào)節(jié)兩個(gè)流道的流量分配.在Ma=4.0模態(tài)轉(zhuǎn)換完畢,分流擋板將低速通道完全封閉,渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)換至雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)所在的高速通道工作,最大工作速度至Ma=7.0.高速通道唇口板也能夠轉(zhuǎn)動(dòng)調(diào)節(jié),以實(shí)現(xiàn)高超進(jìn)氣道不同的內(nèi)收縮比,可調(diào)節(jié)進(jìn)氣道見(jiàn)圖36.

圖36 TBCC二元可調(diào)進(jìn)氣道Fig.36 TBCC variable geometry inlet

NASA在組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)大尺度進(jìn)氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗(yàn)CCE-LIMX[69]項(xiàng)目中進(jìn)一步開(kāi)展了雙通道可調(diào)進(jìn)氣道各項(xiàng)調(diào)節(jié)及發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換調(diào)節(jié)試驗(yàn),見(jiàn)圖37,驗(yàn)證了TBCC二元并聯(lián)可調(diào)進(jìn)氣道的各項(xiàng)設(shè)計(jì)技術(shù).CCE-LIMX項(xiàng)目是目前外并聯(lián)可調(diào)進(jìn)氣道技術(shù)集成度最為全面的試驗(yàn),通過(guò)復(fù)雜的進(jìn)氣道調(diào)節(jié),實(shí)現(xiàn)了不同動(dòng)力系統(tǒng)銜接工作,為這一類組合動(dòng)力飛行器進(jìn)氣道工程研究提供了重要技術(shù)方向.

圖37 CCE-LIMX項(xiàng)目試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.37 CCE-LIMX inlet model

2.3 三維內(nèi)轉(zhuǎn)類型

內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道基于內(nèi)收縮流場(chǎng)設(shè)計(jì),壓縮面通常為非規(guī)則曲面形狀,不易實(shí)現(xiàn)變幾何調(diào)節(jié),因此目前公布的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)方案較為有限.美國(guó)Jacobsen等[70]基于Busemann進(jìn)氣道不容易起動(dòng)的特點(diǎn),設(shè)計(jì)了唇口滑移門,通過(guò)一個(gè)平動(dòng)的滑移門向下游滑動(dòng),增加放氣面積,降低進(jìn)入進(jìn)氣道的流量,使得內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道可以在低于起動(dòng)Mach數(shù)條件下起動(dòng),起動(dòng)后再反向關(guān)閉滑移門,又將進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比進(jìn)一步提高,抗反壓能力提升,得到了較高的壓縮性能,見(jiàn)圖38.這是針對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道不易起動(dòng)而采用的一種簡(jiǎn)單機(jī)械調(diào)節(jié)方案,解決了內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道起動(dòng)和性能兼顧的問(wèn)題.

圖38 Busemann可調(diào)進(jìn)氣道模型Fig.38 Busemann variable inlet model

隨著內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道前緣和飛行器一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)融合程度越來(lái)越高,內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道入口形狀通常為非規(guī)則形狀,從易于調(diào)節(jié)考慮,目前的內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)方案主要還是在內(nèi)并聯(lián)通道方案中實(shí)現(xiàn).美國(guó)為HTV-3X飛行器開(kāi)展了Falcon組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)FaCET[54,71]的研究和地面試驗(yàn).FaCET發(fā)動(dòng)機(jī)是一種Ma=0～6的并聯(lián)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng),如圖39所示.進(jìn)氣道為翼身融合體雙內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道,每個(gè)進(jìn)氣道入口為三維形狀,但通過(guò)型面控制,在通道內(nèi)較為規(guī)則的一側(cè)型面上設(shè)計(jì)有可轉(zhuǎn)動(dòng)的調(diào)節(jié)板,實(shí)現(xiàn)氣流分流,為發(fā)動(dòng)機(jī)提供流量分配并在模態(tài)轉(zhuǎn)換中起調(diào)節(jié)作用.在Ma=0～4為低速渦輪通道工作,Ma=2.5～5為亞燃沖壓模式工作,Ma=5～6為超燃沖壓模式工作.

圖39 FaCET內(nèi)轉(zhuǎn)可調(diào)進(jìn)氣道Fig.39 Variable inward turning inlets of FaCET

美國(guó)Aerojet公司提出一種新型三組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)TriJet[72-73],采用三通道并聯(lián)發(fā)動(dòng)機(jī),這是一種內(nèi)并聯(lián)布局的組合動(dòng)力方案.進(jìn)氣道采用了頭部雙側(cè)三維內(nèi)轉(zhuǎn)形式,進(jìn)氣道前緣和飛行器一體化設(shè)計(jì),入口設(shè)計(jì)為近似梯形,這樣內(nèi)收縮型面就具有規(guī)則的兩個(gè)近似平面,易于實(shí)現(xiàn)內(nèi)通道的可調(diào)節(jié)設(shè)計(jì).在進(jìn)氣道收縮段后部的這兩個(gè)平面上各設(shè)計(jì)有一個(gè)分流通道,通過(guò)可轉(zhuǎn)動(dòng)的隔板打開(kāi)并關(guān)閉,將進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流分為3路:主流道通過(guò)矩形轉(zhuǎn)圓形設(shè)計(jì),為高速通道,下游和Ma=4～7雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室連接;分流出的兩路低速通道連接兩臺(tái)Ma=0～4量級(jí)高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī),飛行器及進(jìn)氣道布局如圖40所示.由于Ma=4量級(jí)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)難度高,因此TriJet在后期為降低技術(shù)難度,保持原高速雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道不變,將另外兩個(gè)低速通道中的一個(gè)改為Ma=0～2.5成熟渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道,另一個(gè)改造為Ma=2.5～4的亞燃沖壓引射通道,使TriJet技術(shù)不再依賴高M(jìn)ach數(shù)Ma=4的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī),實(shí)現(xiàn)了用3種動(dòng)力的無(wú)縫銜接.3組合動(dòng)力的內(nèi)轉(zhuǎn)可調(diào)進(jìn)氣道模型簡(jiǎn)圖見(jiàn)圖41.

圖40 TriJet飛行器內(nèi)轉(zhuǎn)可調(diào)進(jìn)氣道布局Fig.40 Variable inward turning inlets of TriJet vehicle

圖41 TriJet內(nèi)轉(zhuǎn)可調(diào)進(jìn)氣道模型Fig.41 Variable inlet model of TriJet

TriJet發(fā)動(dòng)機(jī)有效解決了并聯(lián)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)接力困難問(wèn)題,但3種發(fā)動(dòng)機(jī)通道并聯(lián),結(jié)構(gòu)復(fù)雜,2017年國(guó)內(nèi)北京動(dòng)力機(jī)械研究所提出了一種渦輪輔助火箭增強(qiáng)沖壓組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(turbo-aided rocket-augmented ramjet combined cycle engine,TRRE)方案[74],為空天動(dòng)力的發(fā)展提供了一種新思路.TRRE采用成熟渦輪與火箭沖壓復(fù)合燃燒室并聯(lián)、共用進(jìn)排氣系統(tǒng)的方案,能夠在Ma=0～6+,H=0～33 km范圍內(nèi)穩(wěn)定工作.TRRE公布的技術(shù)方案采用了二元上下并聯(lián)進(jìn)氣方案,共用前體.低速通道壓縮楔面、喉道以及擴(kuò)張段可調(diào)節(jié),可配有氣動(dòng)或物理整流裝置,以滿足低速通道壓縮需求和流場(chǎng)匹配.分流隔板前部可以轉(zhuǎn)動(dòng),實(shí)現(xiàn)高速、低速通道流量的分配并在模態(tài)轉(zhuǎn)換完畢關(guān)閉低速通道.分流隔板下游的流道楔面均可調(diào)節(jié),以達(dá)到高速通道所需的收縮比.TRRE發(fā)動(dòng)機(jī)給出了2015—2030年發(fā)展思路,最終預(yù)計(jì)2030年通過(guò)技術(shù)融合,滿足更高性能的水平起降用兩級(jí)入軌一級(jí)平臺(tái)或單級(jí)入軌飛行器動(dòng)力需求.TRRE發(fā)動(dòng)機(jī)及可調(diào)進(jìn)氣道方案見(jiàn)圖42.

圖42 TRRE發(fā)動(dòng)機(jī)可調(diào)進(jìn)氣道方案[74]Fig.42 Variable inlet of TRRE engine[74]

高超聲速進(jìn)氣道本身面臨諸多技術(shù)難題,而可調(diào)節(jié)進(jìn)氣道又是寬域飛行的必要條件之一,調(diào)節(jié)涉及到進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)技術(shù)和氣動(dòng)性能的權(quán)衡,還面臨氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱、結(jié)構(gòu)以及材料等諸多復(fù)雜問(wèn)題,工程難度極高,因此高超聲速可調(diào)節(jié)進(jìn)氣道始終是當(dāng)前和將來(lái)的主要技術(shù)方向.

3 面臨的技術(shù)難題

高超聲速飛行面臨高空、高速、高溫以及長(zhǎng)時(shí)間工作等實(shí)際工程需求,進(jìn)氣道作為關(guān)鍵部件,也面臨以下技術(shù)難題.

3.1 高超聲速內(nèi)流自身復(fù)雜性難題

高空條件下大氣壓力大幅降低,密度降低,燃燒室往往需要進(jìn)氣道具備充裕的流量捕獲能力;長(zhǎng)時(shí)間巡航的高比沖需求則需要進(jìn)氣道具有高的總壓恢復(fù)系數(shù)和工作穩(wěn)定性,這是動(dòng)力系統(tǒng)對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流的基本需求.然而,相比亞聲速或超聲速流動(dòng),高超聲速內(nèi)流面臨更為復(fù)雜的激波與激波、激波與邊界層干擾問(wèn)題,內(nèi)通道壓力梯度變化劇烈、干擾與分離等難題往往無(wú)法避免,必須采取一定的措施來(lái)解決激波/邊界層干擾,抑制分離,為發(fā)動(dòng)機(jī)提供高品質(zhì)的進(jìn)氣.甚至在更高M(jìn)ach數(shù)要考慮到高溫真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)設(shè)計(jì)技術(shù)的影響,可調(diào)進(jìn)氣道要考慮模態(tài)轉(zhuǎn)換等動(dòng)態(tài)過(guò)程非定常氣動(dòng)問(wèn)題.正是由于高超聲速流動(dòng)的復(fù)雜性,進(jìn)氣道氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)始終是動(dòng)力系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)之一.

3.2 進(jìn)氣道和飛行器一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題

低速飛行器進(jìn)氣道設(shè)計(jì)受到的干擾因素較少,甚至可以和發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)“解耦”設(shè)計(jì).而高超聲速飛行器和進(jìn)氣道的融合趨勢(shì)則進(jìn)一步加強(qiáng),是飛行器的一個(gè)重要發(fā)展趨勢(shì),帶來(lái)進(jìn)氣道氣動(dòng)性能、結(jié)構(gòu)特性和飛行器總體方案的高度耦合.比如升力體、乘波體飛行器需要進(jìn)氣道前緣承擔(dān)一定的乘波需求,而進(jìn)氣道前體設(shè)計(jì)又影響飛行器氣動(dòng)力、升阻比以及力矩特性等.正是由于飛行器前體的流場(chǎng)、附面層狀態(tài)、轉(zhuǎn)捩等因素會(huì)影響到進(jìn)氣道的氣動(dòng)設(shè)計(jì)和內(nèi)部激波/附面層干擾情況,因此發(fā)展前體均勻流場(chǎng)、非均勻流場(chǎng)和乘波進(jìn)氣道的融合設(shè)計(jì)方法也一直是當(dāng)前的一個(gè)重要發(fā)展方向.另外,進(jìn)氣道內(nèi)通道的設(shè)計(jì)需要考慮飛行器截面形狀,降低流阻,要在有限的容積下減小內(nèi)流通道體積以增加容積.特別是多通道進(jìn)氣道方案,還要權(quán)衡考慮各通道之間的位置并為總體外形設(shè)計(jì)和設(shè)備安排留出空間.最后,高超聲速進(jìn)氣道和機(jī)體融合度進(jìn)一步加強(qiáng),進(jìn)氣道除了作為氣動(dòng)部件，也是主要的承力部件,在高速飛行、壓縮來(lái)流的情況下,面臨高動(dòng)壓、高熱流問(wèn)題,這就需要和飛行器一體化考慮進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和熱防護(hù)問(wèn)題.綜合來(lái)看,進(jìn)氣道和飛行器在氣動(dòng)、空間布局、結(jié)構(gòu)與熱防護(hù)方面存在很強(qiáng)的一體化設(shè)計(jì)耦合,須全面考慮.

3.3 進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)的技術(shù)難題

高超聲速進(jìn)氣道是壓縮部件,內(nèi)部承壓高,載荷大,且在飛行器中進(jìn)氣道部件尺寸大,占用的容積也較大,在高熱環(huán)境下如何實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)輕量化面臨很強(qiáng)的技術(shù)難題.除了要考慮新的材料外,美歐等國(guó)也基于傳統(tǒng)金屬材料較早提出了利用燃料主動(dòng)冷卻進(jìn)氣道通道的理念,并在飛行試驗(yàn)中成功應(yīng)用.特別地,對(duì)于高M(jìn)ach數(shù)可調(diào)進(jìn)氣道技術(shù),在高熱環(huán)境、設(shè)備可用空間緊張、驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)與能源矛盾突出的問(wèn)題下要解決輕質(zhì)運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)、高溫動(dòng)密封、重復(fù)使用等技術(shù)問(wèn)題難度更加巨大.

上述3部分技術(shù)難點(diǎn)并非完全獨(dú)立,而是在設(shè)計(jì)中相互耦合,相互影響.這是高超聲速進(jìn)氣道在目前也是將來(lái)要重點(diǎn)考慮的方向.

4 結(jié)論

經(jīng)過(guò)幾十年技術(shù)的發(fā)展,人類實(shí)現(xiàn)了高超聲速飛行,超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)和組合動(dòng)力技術(shù)不斷進(jìn)步.本文結(jié)合國(guó)內(nèi)外技術(shù)進(jìn)展和典型研究項(xiàng)目,按照外形分類給出了高超聲速進(jìn)氣道和飛行器一體化技術(shù)的進(jìn)展,并結(jié)合寬域可調(diào)進(jìn)氣道的典型技術(shù)進(jìn)行了概述,總結(jié)了高超進(jìn)氣道設(shè)計(jì)面臨的技術(shù)難題.由于進(jìn)氣道和飛行器一體化融合程度不斷加強(qiáng),進(jìn)氣方式也呈現(xiàn)多樣化,采用何種進(jìn)氣方式、何種布局都和飛行器的具體設(shè)計(jì)方案和技術(shù)指標(biāo)息息相關(guān).可以預(yù)見(jiàn),隨著人類對(duì)臨近空間探索飛行的追求,吸氣式飛行器技術(shù)會(huì)不斷進(jìn)步,飛行器集成度也會(huì)不斷加強(qiáng),高超聲速進(jìn)氣道技術(shù)還會(huì)不斷發(fā)展,并出現(xiàn)新的進(jìn)氣形式和流動(dòng)特征,面臨的技術(shù)問(wèn)題也會(huì)不斷涌現(xiàn),有待我們?nèi)ミM(jìn)一步研究并解決.