蔡澤君，胡占倉(cāng)，余聯(lián)郴，洪唐寶，朱呈祥，尤延鋮

(廈門大學(xué) 航空航天學(xué)院，廈門 361000)

0 引 言

隨著吸氣式推進(jìn)技術(shù)的深入發(fā)展，基于國(guó)防以及經(jīng)濟(jì)等各方面的戰(zhàn)略需求，可重復(fù)使用寬速域飛行器成為各國(guó)的必爭(zhēng)高地[1-3]。從推進(jìn)系統(tǒng)角度出發(fā)，單一模態(tài)的動(dòng)力系統(tǒng)已不再滿足寬速域飛行需求，因此近些年國(guó)內(nèi)外多種組合動(dòng)力形式應(yīng)運(yùn)而生，如渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)（Turbine Based Combined Cycle engine，TBCC）[4-6]、火 箭 基 組 合 循 環(huán) 發(fā) 動(dòng) 機(jī)（Rocket Based Combined Cycle engine，RBCC）[7]，以及火箭增強(qiáng)的組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)：TRRE（Turbo-aided Rocket-augmented Ramjet combined cycle Engine）[8-10]、預(yù)冷空氣渦輪火箭PATR（Pre-cooling Air Turbo Rocket）[11]、SERJ（Super Charged Ejector Ramjet）[12]等。

組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展不斷推動(dòng)著進(jìn)氣道等部件的設(shè)計(jì)技術(shù)進(jìn)步，而進(jìn)氣道作為吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)的關(guān)鍵部件之一，其性能也決定了推進(jìn)系統(tǒng)的工作狀態(tài)。為了匹配組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)寬速域的工作需求，進(jìn)氣道也必須從單一模態(tài)轉(zhuǎn)向多模態(tài)工作，譬如“SR-71”采用的通過(guò)移動(dòng)激波錐匹配不同工況的串聯(lián)型組合進(jìn)氣道[13]。針對(duì)馬赫數(shù)4及以上的寬域工作需求，目前國(guó)際上已經(jīng)形成了以二元為主的各類組合進(jìn)氣道方案，典型的包括NASA的X43-B進(jìn)氣道[14]、洛馬的外并聯(lián)型組合進(jìn)氣道[15-16]、南京航空航天大學(xué)的內(nèi)并聯(lián)型組合進(jìn)氣道[17]等。

由于強(qiáng)壓縮、高流量捕獲、迎風(fēng)面積小等優(yōu)勢(shì)，三維內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道近年來(lái)正在被高度關(guān)注，新近披露的SR-72[18]、HAWC[19]、波音高超聲速飛機(jī)[20]等均不約而同采用了三維內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道方案。事實(shí)上，Kothari等在20世紀(jì)90年代開(kāi)發(fā)高超聲速飛行器設(shè)計(jì)代碼時(shí)，就發(fā)現(xiàn)內(nèi)收縮進(jìn)氣道在寬域內(nèi)表現(xiàn)出更高的性能[21]。美國(guó)Aerojet公司在“Trijet”三通道組合動(dòng)力系統(tǒng)的研究中，專門對(duì)其三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道開(kāi)展了大量風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了可觀的該類進(jìn)氣道的穩(wěn)態(tài)/動(dòng)態(tài)性能數(shù)據(jù)[22]。閔浩等也根據(jù)“Trijet”的理念設(shè)計(jì)了一種三通道內(nèi)并聯(lián)可調(diào)內(nèi)收縮進(jìn)氣道，并對(duì)其通道間的干擾特性展開(kāi)了研究[23]。田方超等則研究了內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)出口形狀對(duì)其氣動(dòng)特性的影響，并通過(guò)控制泄流槽位置以及泄流量改善了內(nèi)收縮進(jìn)氣道的低馬赫數(shù)起動(dòng)問(wèn)題[24]。張航等從工程角度研究了不同前緣鈍化半徑對(duì)內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道性能特性的影響，發(fā)現(xiàn)鈍化半徑在3 mm以內(nèi)時(shí)，對(duì)進(jìn)氣道性能及流場(chǎng)結(jié)構(gòu)影響較小[25]。鄔鳳林等針對(duì)進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)展開(kāi)了研究，通過(guò)調(diào)節(jié)二元斜板，拓寬了單通道可調(diào)內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的工作范圍[26]。朱呈祥等基于Xiamen Turbine Ejector Ramjet（XTER）組合發(fā)動(dòng)機(jī)的總體需求，設(shè)計(jì)了工作速域馬赫數(shù)0～6的內(nèi)收縮多通道組合進(jìn)氣道，并針對(duì)低速通道開(kāi)展了風(fēng)洞試驗(yàn)，得到了渦輪通道的出口氣流特性[27]。胡占倉(cāng)等[28]進(jìn)一步針對(duì)XTER進(jìn)氣道開(kāi)展了模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的特性分析，發(fā)現(xiàn)在區(qū)間馬赫數(shù)完成模態(tài)轉(zhuǎn)換將具有更優(yōu)的氣動(dòng)性能。

本文將詳細(xì)梳理并介紹XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)理念，重點(diǎn)分析XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的復(fù)雜多通道流動(dòng)結(jié)構(gòu)、全速域流量特性及反壓規(guī)律，旨在進(jìn)一步探究寬速域內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的性能變化規(guī)律，為組合進(jìn)氣道的穩(wěn)定工作及協(xié)同控制提供依據(jù)。

1 XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道設(shè)計(jì)理念

1.1 內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道設(shè)計(jì)要素分析

寬速域組合進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)難點(diǎn)在于兼顧進(jìn)氣道的高、低馬赫數(shù)性能，并同時(shí)在受限空間約束下滿足不同發(fā)動(dòng)機(jī)的流量需求。因此，組合進(jìn)氣道設(shè)計(jì)過(guò)程應(yīng)當(dāng)充分考慮全速域的綜合性能。圖1給出了XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)理念，其中橢圓框均為進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的輸入條件，圓角矩形框均為設(shè)計(jì)約束。

內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)輸入為基本流場(chǎng)、入口形狀，內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的約束條件為幾何尺寸約束、全速域性能需求以及驅(qū)動(dòng)功率限制。由圖1可以看出，內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道是否滿足約束條件與進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)輸入條件直接相關(guān)，但輸入條件與約束條件之間存在復(fù)雜的信息傳遞，因此難以直接通過(guò)入口形狀及基本流場(chǎng)判斷內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道是否能夠滿足各類約束要求。而一旦在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的中間過(guò)程發(fā)現(xiàn)輸入?yún)?shù)無(wú)法滿足約束要求，則需修改相應(yīng)輸入?yún)?shù)并進(jìn)行進(jìn)氣道的重新設(shè)計(jì),這將極大延長(zhǎng)設(shè)計(jì)周期。因此，首先有必要梳理各設(shè)計(jì)要素對(duì)內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道尺寸約束、性能需求以及驅(qū)動(dòng)功率限制的影響機(jī)制。

圖1 XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)理念圖Fig. 1 Design concept of XTER inlet

內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的尺寸約束主要包括長(zhǎng)度約束及周向輪廓約束。圖2（a）為基本流場(chǎng)及入口形狀對(duì)內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道幾何特性的影響機(jī)制，圖2（b）為入口形狀在基本流場(chǎng)中進(jìn)行流線追蹤得到進(jìn)氣道壓縮型面的示意圖。進(jìn)氣道壓縮型面長(zhǎng)度主要受入口面積及基本流場(chǎng)的影響?；玖鲌?chǎng)的設(shè)計(jì)參數(shù)包括設(shè)計(jì)點(diǎn)條件、流場(chǎng)構(gòu)型及中心體高度。其中，設(shè)計(jì)點(diǎn)條件（包含來(lái)流馬赫數(shù)、來(lái)流靜壓、來(lái)流靜溫）決定了進(jìn)氣道的入射激波角度，入射激波與中心體的交點(diǎn)則決定了基本流場(chǎng)的唇口點(diǎn)，唇口點(diǎn)及反射激波的角度最終決定了基本流場(chǎng)的出口高度及位置。由此，基本流場(chǎng)的無(wú)量綱長(zhǎng)度得以確定，再根據(jù)入口面積及捕獲流量需求確定縮放因子，即可計(jì)算出進(jìn)氣道的壓縮型面長(zhǎng)度。

內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道周向輪廓約束主要對(duì)入口形狀進(jìn)行了限制。內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道入口形狀僅決定組合進(jìn)氣道的最小周向輪廓，組合進(jìn)氣道的最大周向輪廓需結(jié)合調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)引起的型面變化考慮。

入口形狀影響了調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的周向形狀設(shè)計(jì)，基本流場(chǎng)影響了調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的流向形狀設(shè)計(jì)，換言之，基本流場(chǎng)也受到了周向輪廓約束的間接限制。若將傳統(tǒng)的ICFC、ICFD等基本流場(chǎng)應(yīng)用于組合進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)，在型面上任意位置設(shè)計(jì)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)后，即使小幅偏轉(zhuǎn)也將出現(xiàn)明顯的氣流膨脹角，并且彎曲壁面也增加了大幅偏轉(zhuǎn)的實(shí)現(xiàn)難度。而雙波入射基本流場(chǎng)則表現(xiàn)出明顯的優(yōu)勢(shì)，雙波入射基本流場(chǎng)是采用兩道入射激波和一道反射激波構(gòu)成壓縮波系的軸對(duì)稱基本流場(chǎng)，其構(gòu)型如圖2（b）所示。該構(gòu)型的二級(jí)壓縮型面適合作為繞二級(jí)壓縮角處轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)，其型面僅在二級(jí)壓縮型面偏轉(zhuǎn)量大于二級(jí)壓縮角度時(shí)才會(huì)導(dǎo)致氣流膨脹，因此雙波入射基本流場(chǎng)既具有內(nèi)收縮進(jìn)氣道高壓縮效率的優(yōu)點(diǎn)，又具有滿足組合進(jìn)氣道型面調(diào)節(jié)需要的優(yōu)秀可調(diào)能力。內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的高可調(diào)性對(duì)入口形狀提出的特殊要求主要體現(xiàn)在調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)對(duì)流量的分配上，即組合進(jìn)氣道的分流面積比變化，該部分內(nèi)容將在下文結(jié)合調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的具體構(gòu)型展開(kāi)介紹。

圖2 幾何約束要素分析圖Fig. 2 Analysis of geometric constraints

在性能約束方面，本文著重考慮組合進(jìn)氣道最關(guān)鍵的流量分配問(wèn)題。由于無(wú)量綱型面與實(shí)際尺寸模型的縮放因子是根據(jù)設(shè)計(jì)點(diǎn)的流量需求確定的，因此設(shè)計(jì)點(diǎn)通常不會(huì)出現(xiàn)流量不足的問(wèn)題，以下將著重梳理非設(shè)計(jì)點(diǎn)的情況。圖3給出了基本流場(chǎng)及入口形狀對(duì)通道間流量分配的影響機(jī)制。組合進(jìn)氣道寬速域流量特性與入口形狀的關(guān)系主要通過(guò)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)體現(xiàn)，而與基本流場(chǎng)的關(guān)系則主要體現(xiàn)在非設(shè)計(jì)點(diǎn)的捕獲流量。在總捕獲流量不變的情況下，調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的流量分配作用在組合進(jìn)氣道中顯得格外重要。以下將重點(diǎn)梳理組合進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)對(duì)流量分配的影響機(jī)制。

圖3 流量特性要素分析圖Fig. 3 Analysis of flow characteristics

雖然不同構(gòu)型的分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)在調(diào)節(jié)方式、調(diào)節(jié)規(guī)律上存在較大差異，但其影響機(jī)制是大同小異的，因此本文以圖4（a）所示的雙分流板構(gòu)型分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)為例進(jìn)行影響機(jī)制分析。該調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)由布置于進(jìn)氣道上壁面的兩塊旋轉(zhuǎn)分流板構(gòu)成，其中前分流板繞軸1旋轉(zhuǎn)，在控制通道開(kāi)閉的同時(shí)也起著調(diào)節(jié)喉道面積的作用，當(dāng)上通道完全關(guān)閉時(shí)，前分流板構(gòu)成了進(jìn)氣道的內(nèi)收縮型面。后分流板為前分流板的輔助機(jī)構(gòu)，同樣采用繞軸旋轉(zhuǎn)的運(yùn)動(dòng)方式，其主要作用在于使流過(guò)前分流板的氣流經(jīng)可控?cái)U(kuò)張比進(jìn)入上通道。兩個(gè)通道在分流截面前為共用流道，其流通面積隨前分流板的運(yùn)動(dòng)而相應(yīng)改變。

圖4 分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)要素分析圖Fig. 4 Mass distribution mechanism

通道入口截面積在分流截面的占比是計(jì)算通道流量的重要參數(shù)。為建立組合進(jìn)氣道分流板偏轉(zhuǎn)量與截面積的關(guān)系，根據(jù)式（1）定義分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)效率：

式中：η為調(diào)節(jié)效率，Amax為分流截面最大面積，其中分流截面為經(jīng)過(guò)分流點(diǎn)的豎直截面，Amin為分流截面最小面積，Ai為分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)在任意位置時(shí)的分流截面積 ，θi為分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)從當(dāng)前位置偏轉(zhuǎn)至最小面積經(jīng)過(guò)的角度。顯然，前分流板的調(diào)節(jié)效率與其長(zhǎng)度、寬度以及偏轉(zhuǎn)角度有關(guān)。但上述參數(shù)均為幾何參數(shù)，要確定不同通道的流量還需結(jié)合分流截面的氣動(dòng)參數(shù)。

分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)對(duì)進(jìn)氣道流量特性的影響機(jī)制如圖4（b）所示。通過(guò)偏轉(zhuǎn)前分流板雖然能夠增大上通道在分流截面的面積占比，從而增加上通道分得的流量，但型面變化導(dǎo)致進(jìn)氣道收縮比減小的同時(shí)也導(dǎo)致共用流道內(nèi)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生變化。因此，隨著前分流板偏轉(zhuǎn)量的增大，分流機(jī)構(gòu)的流量調(diào)節(jié)效率逐漸減小。調(diào)節(jié)效率的減小將使調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)消耗更多的能量。

調(diào)整分流板的轉(zhuǎn)軸位置，以及分流板的形狀同樣會(huì)對(duì)調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的功率需求和能量需求產(chǎn)生影響。將分流板轉(zhuǎn)軸向上游移動(dòng)，將使分流板的長(zhǎng)度增加，能夠使分流板在小幅度的偏轉(zhuǎn)內(nèi)實(shí)現(xiàn)更大范圍的流量控制，但會(huì)使分流板受到的力矩增大，增加了驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的負(fù)擔(dān)。反之，將分流板轉(zhuǎn)軸向下游移動(dòng)，將降低分流板的流量調(diào)節(jié)效率，但也使分流板所需的驅(qū)動(dòng)功率減小。換言之，當(dāng)分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的功率需求高于功率限制時(shí)，可通過(guò)該方法調(diào)節(jié)分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)方案。類似的，通過(guò)改變分流板的形狀，增加分流板的寬度將提高調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)效率，但會(huì)增加分流板彎扭的風(fēng)險(xiǎn)。

在完成調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)后，隨之而來(lái)的問(wèn)題是組合進(jìn)氣道的通道設(shè)計(jì)以及調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)規(guī)律。根據(jù)上文可知，內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道通常以高馬赫數(shù)為設(shè)計(jì)點(diǎn)，因此其高速通道設(shè)計(jì)與傳統(tǒng)的單通道進(jìn)氣道類似。以下將重點(diǎn)分析組合進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)規(guī)律及低速通道的設(shè)計(jì)。

首先需要確定的是組合進(jìn)氣道不同非設(shè)計(jì)點(diǎn)的分流截面積占比，從而確定調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的控制規(guī)律。由于調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)引起的型面變化既改變了各通道分流截面積的占比，又改變了組合進(jìn)氣道的波系結(jié)構(gòu)，因此無(wú)法簡(jiǎn)單根據(jù)流量需求確定機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)量，但可以根據(jù)改進(jìn)的MFQE方法[29]進(jìn)行快速評(píng)估。該方法可以通過(guò)流線確定調(diào)節(jié)量與流量分配的定量關(guān)系，從而明確組合進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)規(guī)律。

其次是低速通道的型面設(shè)計(jì)。在確定的調(diào)節(jié)規(guī)律下，低速通道的入口最大截面形狀也是確定的，低速通道是由該截面形狀光順過(guò)渡至出口截面的變截面通道。為了保證組合進(jìn)氣道的模態(tài)轉(zhuǎn)換性能，低速通道的擴(kuò)張比必須可調(diào)且可控，如圖4所示，通過(guò)后分流板隨前分流板的同步偏轉(zhuǎn)，通道內(nèi)的擴(kuò)張比變化連續(xù)且平緩。

基于以上分析，內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道要實(shí)現(xiàn)兼顧設(shè)計(jì)點(diǎn)及非設(shè)計(jì)點(diǎn)的各類約束要求，需對(duì)各設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行全面的統(tǒng)籌，其中入口形狀、基本流場(chǎng)、分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)尤為重要。入口形狀、基本流場(chǎng)作為設(shè)計(jì)輸入，在設(shè)計(jì)過(guò)程中演化出進(jìn)氣道的型面，并使分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)受到限制。不同構(gòu)型的基本流場(chǎng)具有不同的型面調(diào)節(jié)能力，雙波入射基本流場(chǎng)是一種具有良好可調(diào)性并且適用于組合進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的基本流場(chǎng)。入口形狀的設(shè)計(jì)將影響型面調(diào)節(jié)對(duì)應(yīng)的組合進(jìn)氣道分流截面積變化量，從而影響調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的流量分配效果。分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)是進(jìn)氣道設(shè)計(jì)過(guò)程中的一個(gè)重要節(jié)點(diǎn)，需要同時(shí)滿足幾何要求、性能要求、驅(qū)動(dòng)功率限制的要求，導(dǎo)致其設(shè)計(jì)難度較大。分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)難度大的另一個(gè)原因是分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)是非設(shè)計(jì)點(diǎn)型面的設(shè)計(jì)的直接輸入，對(duì)非設(shè)計(jì)點(diǎn)的型面設(shè)計(jì)影響極大。分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的構(gòu)型在設(shè)計(jì)點(diǎn)型面設(shè)計(jì)過(guò)程中已經(jīng)確定，但其工作特性是否滿足要求則需非設(shè)計(jì)點(diǎn)型面設(shè)計(jì)完成后才能全部確定。這不僅使分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)從設(shè)計(jì)到工作特性確定的中間過(guò)程變得更為復(fù)雜，也使內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道設(shè)計(jì)參數(shù)間的相互制約、相互影響問(wèn)題更為突出。此外，調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)也是低速通道設(shè)計(jì)的直接輸入，據(jù)此設(shè)計(jì)擴(kuò)張比可控可調(diào)的低速通道能夠提高模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的氣流品質(zhì)。

1.2 XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道方案

根據(jù)XTER組合動(dòng)力系統(tǒng)的幾何及性能要求，其內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道需滿足兩側(cè)雙渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、上側(cè)引射亞燃發(fā)動(dòng)機(jī)及下側(cè)超燃發(fā)動(dòng)機(jī)的工作需求?；诘?.1節(jié)設(shè)計(jì)要素分析，首先采用具有兩道入射激波的雙波入射內(nèi)收縮基本流場(chǎng)開(kāi)展馬赫數(shù)0～6的進(jìn)氣道氣動(dòng)型面設(shè)計(jì)。為保證分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的可實(shí)現(xiàn)性，進(jìn)氣道入口形狀設(shè)計(jì)為類矩形；為了兼顧分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的流量控制能力、提高擴(kuò)張通道的抗反壓能力，采用雙旋轉(zhuǎn)分流板的分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)。通過(guò)流線追蹤、附面層修正等技術(shù)[24]，生成高速通道壓縮型面，隔離段則設(shè)置設(shè)計(jì)為類矩形轉(zhuǎn)橢圓形的微擴(kuò)通道。最終得到的XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道模型如圖5所示。

圖5 三維內(nèi)轉(zhuǎn)組合進(jìn)氣道氣動(dòng)模型示意圖Fig. 5 Schematic diagram of inward-turning combined cycle inlet

XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道采用雙波入射基本流場(chǎng)進(jìn)行壓縮型面設(shè)計(jì)，根據(jù)通道出口的畸變及性能要求，對(duì)兩側(cè)渦輪通道及引射亞燃通道采用基于中心線方程、面積變化規(guī)律及圓角規(guī)律的CST（Class Shape function Transformation）[30]理論方法進(jìn)行快速構(gòu)型，同步實(shí)現(xiàn)了“S”彎的通道畸變抑制及出口性能提升。XTER內(nèi)收縮進(jìn)氣道的分流機(jī)構(gòu)為位于渦輪通道兩側(cè)及引射亞燃通道上側(cè)的雙旋轉(zhuǎn)分流板[29]，兩次模態(tài)轉(zhuǎn)換的分流板旋轉(zhuǎn)方式如圖6所示。到目前為止，已對(duì)XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的全速域工況進(jìn)行了仿真，并對(duì)其低速特性開(kāi)展了試驗(yàn)驗(yàn)證。下文將著重介紹XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道與下游發(fā)動(dòng)機(jī)的流量及反壓匹配特性。

圖6 模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程示意圖Fig. 6 Schematic diagram of mode transition

2 數(shù)值方法及驗(yàn)證

2.1 數(shù)值方法及邊界條件

本文所涉及的數(shù)值仿真均采用ANSYS Fluent軟件進(jìn)行模擬，求解基于密度的三維雷諾平均Navier-Stokes方程，湍流模型選用k-ωSST模型，無(wú)黏對(duì)流通量采用二階迎風(fēng)Roe-FDS差分格式求解。計(jì)算過(guò)程以連續(xù)方程、動(dòng)量方程、能量方程及k-ω方程殘差下降至少三個(gè)數(shù)量級(jí)且進(jìn)氣道出口截面流量穩(wěn)定作為收斂判據(jù)。假定空氣為理想氣體，定壓比熱cp選用Piecewise-Polynomial擬合，黏度采用Sutherland公式求解。定義來(lái)流迎風(fēng)面為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件，各通道出口截面為壓力出口條件，壁面均不考慮傳熱采用絕熱無(wú)滑移邊界條件。

為了滿足不同馬赫數(shù)的計(jì)算域尺度需求且兼顧組合進(jìn)氣道的通道調(diào)節(jié)工況，本文共涉及11套計(jì)算網(wǎng)格。其中，渦輪模態(tài)、引射亞燃模態(tài)各2套，超燃模態(tài)1套，兩個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程各3套。每套網(wǎng)格均對(duì)近壁面進(jìn)行加密，且保證y+不大于30。表1匯總了本文涉及的計(jì)算工況的來(lái)流條件、工作模態(tài)及網(wǎng)格量。表中Ma為來(lái)流馬赫數(shù)，H為飛行高度，Mesh為網(wǎng)格量，Mode為工作模態(tài)，其中TUR為渦輪模態(tài)，ERJ為引射亞燃模態(tài)，SCR為超燃模態(tài)，MT-TUR-ERJ為渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換，MT-ERJ-SCR為引射亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換，百分?jǐn)?shù)代表模態(tài)轉(zhuǎn)換進(jìn)程。

表1 本文計(jì)算狀態(tài)匯總表Table 1 Summary of numerical cases

2.2 數(shù)值驗(yàn)證

為了驗(yàn)證計(jì)算結(jié)果的可靠性，首先開(kāi)展了馬赫數(shù)4.5典型工況的網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。通過(guò)圖7所示粗網(wǎng)格（200萬(wàn)）、中等網(wǎng)格（400萬(wàn)）和細(xì)網(wǎng)格（600萬(wàn)）結(jié)果的對(duì)比，發(fā)現(xiàn)采用中等網(wǎng)格可以較好地兼顧收斂性與計(jì)算效率。其他計(jì)算狀態(tài)網(wǎng)格量則參考該工況，并根據(jù)計(jì)算域及通道數(shù)進(jìn)行適度增減調(diào)整。

圖7 不同網(wǎng)格量計(jì)算結(jié)果圖Fig. 7 Calculation results of different mesh quality

采用2.1節(jié)數(shù)值方法對(duì)文獻(xiàn)[31]中的試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了仿真計(jì)算，模型截面如圖8（a）所示，來(lái)流條件參考文獻(xiàn)[31]。圖8（b）為試驗(yàn)與仿真的上下壁面壓力分布結(jié)果對(duì)比，可以發(fā)現(xiàn)，無(wú)論是數(shù)值還是曲線變化趨勢(shì)，仿真結(jié)果均與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。以上驗(yàn)證表明了所用計(jì)算方法可以支撐本文氣動(dòng)性能的仿真研究。

圖8 沿程壁面壓力分布的對(duì)比Fig. 8 Streamwise variation of wall-pressure

3 結(jié)果分析與討論

3.1 XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道典型流動(dòng)結(jié)構(gòu)

根據(jù)上文介紹的XTER組合進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)理念及氣動(dòng)型面，可以發(fā)現(xiàn)該進(jìn)氣道無(wú)論是壓縮型面還是各個(gè)通道的型面，都具有突出的三維特征。在馬赫數(shù)0～6的全速域范圍內(nèi)，進(jìn)氣道幾何外形隨工作模態(tài)不斷變化，內(nèi)部三維流動(dòng)表現(xiàn)出差異性，但最具代表性的要數(shù)各通道全部打開(kāi)（即渦輪模態(tài)）的流動(dòng)結(jié)構(gòu)。

如前所述，在渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)可能的工作速域范圍（馬赫數(shù)0～2.5），渦輪通道分流板的開(kāi)合角度取決于總體推力需求及各子動(dòng)力的工作特性。為了體現(xiàn)XTER內(nèi)收縮進(jìn)氣道的典型多通道流動(dòng)結(jié)構(gòu)，選取渦輪模態(tài)最高工作馬赫數(shù)2.5且各通道均打開(kāi)的通流狀態(tài)進(jìn)行剖析。圖9為該狀態(tài)下的進(jìn)氣道流向切片馬赫數(shù)云圖。圖中顯示進(jìn)氣道入口產(chǎn)生一道入射激波，此時(shí)由于來(lái)流馬赫數(shù)相對(duì)較低，入射激波的激波角較大，激波并未封口。氣流進(jìn)入壓縮段，由于分流板打開(kāi)分流，在渦輪、引射亞燃通道分流板轉(zhuǎn)軸處產(chǎn)生膨脹波使氣流加速，另外引射亞燃通道分流段側(cè)面與渦輪通道分流段上壁形成的“臺(tái)階”結(jié)構(gòu)，使氣流在分流段受到橫向及縱向的壓縮，因此在分流段形成壓縮波并逐漸匯聚成一道激波，且越靠近下壁面，激波強(qiáng)度越大。這是由于唇口之后為擴(kuò)張通道，氣流進(jìn)入唇口加速，靠近下壁面氣流的馬赫數(shù)上升，進(jìn)而提高了激波的強(qiáng)度。經(jīng)過(guò)分流，氣流過(guò)渡到各個(gè)通道，從圖中可以看出，渦輪通道上壁面以及下壁面均存在分離區(qū)，增加了通道內(nèi)氣流的不均勻性。結(jié)合圖10的密度梯度云圖發(fā)現(xiàn)，渦輪通道上側(cè)的分離是由于通道入口激波與附面層發(fā)生干擾導(dǎo)致的，而下壁面的流動(dòng)分離主要是由于S彎型面引起的局部逆壓梯度。此外，在引射亞燃通道出口處可以看到上壁面的附面層較厚，這是因?yàn)橐鋪喨纪ǖ廊肟谏媳诿娴木植糠蛛x逐漸向下游發(fā)展所致，引射亞燃通道與超燃通道型面相對(duì)平緩過(guò)渡，通道內(nèi)并無(wú)明顯分離，且通道出口氣流相對(duì)均勻。

圖9 馬赫數(shù)2.5進(jìn)氣道流向切片馬赫數(shù)云圖Fig. 9 Mach number distributions of streamwise slices in the inlet at Mach 2.5

在圖10所示密度梯度云圖中可以清晰地分辨通道內(nèi)波系結(jié)構(gòu)的形狀，包括入射激波、唇口處的反射激波及分流板轉(zhuǎn)軸處的膨脹波等。同時(shí)，在對(duì)稱面以及渦輪通道切片圖中，可以清晰地看到上文所述分流段內(nèi)壓縮波匯聚形成的激波，該道激波呈現(xiàn)明顯的三維彎曲特征，并逐漸發(fā)展交匯于超燃通道下壁面，與下壁面附面層干擾導(dǎo)致局部分離，并誘導(dǎo)產(chǎn)生分離激波。此外，各個(gè)通道的入口均存在一道激波，是由于在分流面位置，氣流要過(guò)渡到各個(gè)通道，通過(guò)該道激波使超聲速氣流的流動(dòng)方向改變。在引射亞燃通道的上側(cè)壁面，由于通道入口的誘導(dǎo)激波與上側(cè)壁面附面層干擾，導(dǎo)致了局部的小分離，使附面層變厚并逐漸發(fā)展到下游出口。

圖10 馬赫數(shù)2.5進(jìn)氣道密度梯度的切片圖Fig. 10 Density gradient in the inlet at Mach 2.5

通過(guò)以上分析，XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道內(nèi)部存在多波系結(jié)構(gòu)，通道內(nèi)有明顯的激波相交以及激波-邊界層干擾現(xiàn)象，并出現(xiàn)不同尺寸的分離，渦輪模態(tài)下S彎通道內(nèi)的上述特征尤為明顯。但需要指出的是，在實(shí)際XTER組合動(dòng)力工作中，渦輪通道受出口壓力影響會(huì)產(chǎn)生結(jié)尾激波，且結(jié)尾激波的位置波動(dòng)會(huì)帶來(lái)通道內(nèi)流動(dòng)結(jié)構(gòu)的變化，并促使S彎通道展現(xiàn)出氣流摻混降畸變的優(yōu)勢(shì)。只要通道出口壓力不高于許用壓力，結(jié)尾激波便不會(huì)對(duì)壓縮段及通道入口處的波系結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響。

當(dāng)XTER組合發(fā)動(dòng)機(jī)工作于引射亞燃模態(tài)時(shí)，內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道僅剩上下兩個(gè)通道。根據(jù)前文介紹的XTER工作模式，引射亞燃模態(tài)下通道的分流板也會(huì)根據(jù)總體工作需求進(jìn)行適度調(diào)節(jié)。圖11給出了引射亞燃模態(tài)、馬赫數(shù)4、通流，且引射亞燃通道分流板旋轉(zhuǎn)至與上游壓縮面光順過(guò)渡狀態(tài)的流向馬赫數(shù)切片云圖，此時(shí)可以明顯觀察到入射激波的三維彎曲特征。與馬赫數(shù)2.5狀態(tài)下的入射激波相比，此時(shí)入射激波距離唇口更近，進(jìn)氣道具有較高的流量捕獲能力。經(jīng)過(guò)壓縮段，氣流經(jīng)過(guò)分流面過(guò)渡到兩個(gè)通道，在引射亞燃通道的上側(cè)壁面產(chǎn)生局部分離。結(jié)合圖12對(duì)稱面內(nèi)的馬赫數(shù)及密度梯度云圖，發(fā)現(xiàn)這時(shí)是由于引射亞燃通道入口的激波與后分流板壁面附面層干擾較強(qiáng)，局部邊界層顯著增厚，且在角區(qū)逐漸卷起低能低速橫向渦向通道出口上壁面發(fā)展。同樣在超燃通道內(nèi)，由于型面從類矩形過(guò)渡到橢圓形出口，在角區(qū)過(guò)渡位置形成局部渦并向下游發(fā)展，在圖中超燃通道出口上側(cè)壁面可以看到。

圖11 馬赫數(shù)4進(jìn)氣道流向切片馬赫數(shù)云圖Fig. 11 Mach number contours at several streamwise slices in the inlet at Mach 4

圖12 馬赫數(shù)4對(duì)稱面馬赫數(shù)及密度梯度云圖Fig. 12 Mach number and density gradient on symmetry plane at Mach 4

圖12為該狀態(tài)下進(jìn)氣道對(duì)稱面馬赫數(shù)和密度梯度云圖。此時(shí)入射激波及唇口處的反射激波在馬赫數(shù)和密度梯度云圖中均可觀測(cè)到。由于此時(shí)馬赫數(shù)較高，黏性效應(yīng)增強(qiáng)，壓縮型面上的附面層沿流向明顯變厚，采用抽吸方式進(jìn)行近壁流動(dòng)控制，保證喉道處的氣動(dòng)性能。在密度梯度云圖中，唇口上方存在一道壓縮波，這是由于側(cè)面的二級(jí)壓縮型面向內(nèi)收縮產(chǎn)生的。在喉道分流位置，兩側(cè)通道入口均存在一道誘導(dǎo)激波使氣流過(guò)渡到兩個(gè)通道，引射亞燃通道入口處的激波經(jīng)反射相交于通道下壁面，由于通道型面擴(kuò)張，激波強(qiáng)度也逐漸增強(qiáng)。此外，由于引射亞燃通道后分流板的旋轉(zhuǎn)，其與通道間存在明顯的轉(zhuǎn)角過(guò)渡，因此產(chǎn)生了較強(qiáng)且長(zhǎng)的彎曲激波結(jié)構(gòu)，該激波與上述反射激波均交匯于引射亞燃通道下壁面，誘導(dǎo)附面層發(fā)生了大尺度分離。在圖12的馬赫數(shù)云圖中可以明顯觀察到引射亞燃通道下壁面的低速低能區(qū)，而從密度梯度云圖可以清晰地發(fā)現(xiàn)激波/附面層干擾及誘導(dǎo)分離。

以上對(duì)XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道渦輪模態(tài)與引射亞燃模態(tài)的兩個(gè)典型狀態(tài)進(jìn)行了流動(dòng)結(jié)構(gòu)剖析。在單通道的超燃模態(tài)下，進(jìn)氣道接近設(shè)計(jì)狀態(tài)，入射激波幾乎封口，反射激波在隔離段內(nèi)反射，波系相對(duì)常規(guī)，在此不再贅述。

模態(tài)轉(zhuǎn)換對(duì)組合進(jìn)氣道的全速域工作至關(guān)重要，XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道在工作過(guò)程中將完成渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換及引射亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換。由于渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中涉及的通道數(shù)多，流動(dòng)也更具代表性，因此下面重點(diǎn)分析該模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的流動(dòng)特征。

圖13為馬赫數(shù)2.5渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換的密度梯度云圖。百分?jǐn)?shù)代表模態(tài)轉(zhuǎn)換的進(jìn)程，渦輪模態(tài)為0%，引射亞燃模態(tài)為100%。隨著模態(tài)轉(zhuǎn)換的進(jìn)行，入射激波未發(fā)生變化，前分流板轉(zhuǎn)軸處由分流板偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的膨脹波逐漸減弱。由于分流板的偏轉(zhuǎn)，進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比逐漸增大，渦輪通道入口截面馬赫數(shù)降低，入射激波角度逐漸增大，并在后分流板上壁面形成誘導(dǎo)分離。在模態(tài)轉(zhuǎn)換75%進(jìn)程時(shí)，該激波未與后分流板相交，而是由兩分流板間的泄流口排出，但由于渦輪通道此時(shí)的擴(kuò)張比較大，氣流在通道內(nèi)膨脹加速，在后分流板轉(zhuǎn)軸處發(fā)生偏轉(zhuǎn)，形成強(qiáng)度較大的激波。

圖13（b）為組合進(jìn)氣道唇口點(diǎn)處的切片密度梯度云圖。前文所述角區(qū)匯聚形成的三維激波隨著模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的進(jìn)行，激波角度逐漸增大，因此切片圖中激波在該截面的截曲線逐漸向?qū)ΨQ面靠近?？梢钥闯?5%進(jìn)程時(shí)的激波截曲線與0%～50%進(jìn)程的方向相反，該截曲線是截取了由內(nèi)收縮進(jìn)氣道左右半模的角區(qū)激波在該截面的上游相交并形成的透射波。結(jié)合圖13（a）可以看出，在0%～50%進(jìn)程中，該透射波進(jìn)入超燃沖壓通道，未對(duì)渦輪通道產(chǎn)生影響，而75%進(jìn)程時(shí)，該透射波進(jìn)入渦輪通道。

圖13 渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換的密度梯度云圖Fig. 13 Density gradient at lip section during the mode transition of turbine to ejector

本節(jié)對(duì)兩個(gè)典型工況通流狀態(tài)下的進(jìn)氣道流動(dòng)結(jié)構(gòu)以及馬赫數(shù)2.5渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程流動(dòng)特性進(jìn)行了介紹，相關(guān)剖析有利于進(jìn)一步揭示XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)理念，也為后續(xù)型面優(yōu)化指明了方向。在對(duì)XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道流動(dòng)結(jié)構(gòu)形成清晰認(rèn)識(shí)的基礎(chǔ)上，下文將重點(diǎn)介紹該進(jìn)氣道在全速域范圍內(nèi)，尤其是模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的性能變化規(guī)律。

3.2 全速域特性

XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道涉及的流道多，工作狀態(tài)復(fù)雜，需結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)的總體需求及各子動(dòng)力工作特性確定實(shí)際工況。但就進(jìn)氣道部件本身而言，必須對(duì)其全速域的各種可能工況進(jìn)行分析，以便為XTER發(fā)動(dòng)機(jī)的集成工作提供更為全面的數(shù)據(jù)支撐。

圖14給出了XTER進(jìn)氣道在馬赫數(shù)0～6全速域范圍內(nèi)的流量系數(shù)及總壓恢復(fù)特性。這里涉及的渦輪模態(tài)均為四個(gè)通道全開(kāi)的通流狀態(tài)；馬赫數(shù)3時(shí)引射亞燃通道全開(kāi)，馬赫數(shù)4時(shí)引射亞燃通道半開(kāi)；超燃模態(tài)引射亞燃通道開(kāi)小角度泄流。圖14中柱狀圖代表XTER進(jìn)氣道的總流量系數(shù)，空心點(diǎn)為各通道出口的流量系數(shù)φ，而實(shí)心點(diǎn)為各通道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)σ。由圖可以發(fā)現(xiàn)，在整個(gè)飛行包線范圍內(nèi)，XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的總流量系數(shù)變化比較緩和，數(shù)值一直在0.75以上，表明該進(jìn)氣道優(yōu)秀的捕獲能力。同時(shí)，隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增加，進(jìn)氣道的總流量系數(shù)逐步增大至1，能夠確保XTER組合進(jìn)氣道具有好的高速特性，且全馬赫數(shù)范圍內(nèi)具備較小的溢流阻力。另一反面，隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增加，進(jìn)氣道內(nèi)的流動(dòng)損失也逐漸升高，例如馬赫數(shù)0.5時(shí)各通道出口接近1的總壓恢復(fù)系數(shù)在馬赫數(shù)6超燃通道出口降至不到0.4。

圖14 XTER進(jìn)氣道全速域工作特性圖Fig. 14 Operating characteristics of XTER inlet in full speed range

對(duì)于組合進(jìn)氣道而言，模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的特性規(guī)律十分關(guān)鍵。為此，本文針對(duì)該多通道進(jìn)氣道在渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換及引射亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的性能規(guī)律進(jìn)行了研究。

考慮到XTER發(fā)動(dòng)機(jī)的工作模態(tài)，分析了馬赫數(shù)2及馬赫數(shù)2.5時(shí)進(jìn)行渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換的兩種情況。圖15為該進(jìn)氣道在馬赫數(shù)2進(jìn)行渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)的工作特性圖。其中，橫坐標(biāo)為分流板關(guān)閉渦輪通道面積的百分比，左側(cè)縱坐標(biāo)代表實(shí)際出口流量與理論捕獲流量之比的流量系數(shù)，右側(cè)縱坐標(biāo)代表出口總壓與來(lái)流總壓之比的總壓恢復(fù)系數(shù)。圖中實(shí)心點(diǎn)均表示流量系數(shù)變化，空心點(diǎn)均表示總壓恢復(fù)系數(shù)變化；紅色、藍(lán)色與綠色分別代表引射亞燃通道參數(shù)、超燃通道參數(shù)和渦輪通道參數(shù)；黑色實(shí)線為進(jìn)氣道的總流量系數(shù)?？梢园l(fā)現(xiàn)，在模態(tài)轉(zhuǎn)換的前50%進(jìn)程中，進(jìn)氣道總流量系數(shù)受分流板泄流量增大的影響由0.75小幅下降至0.74。具體到各通道而言，隨著渦輪通道分流板的關(guān)閉，渦輪通道流量系數(shù)由0.32下降至0.18；引射亞燃通道流量系數(shù)由0.26增加至0.32；超燃通道流量系數(shù)由0.16增加至0.23。相應(yīng)地，渦輪通道總壓恢復(fù)系數(shù)由0.63下降至0.38；引射亞燃通道總壓恢復(fù)系數(shù)由0.84增加至0.87；超燃通道總壓恢復(fù)系數(shù)由0.78增至0.92。但是當(dāng)模態(tài)轉(zhuǎn)換進(jìn)一步進(jìn)行至75%時(shí)，可以發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道總流量系數(shù)出現(xiàn)了0.15的急劇下降，且各通道總壓損失均在增加，這表明此時(shí)進(jìn)氣道已經(jīng)進(jìn)入流量擁塞的不起動(dòng)狀態(tài)。換言之，該組合進(jìn)氣道在馬赫數(shù)2進(jìn)行渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)將面臨困難，在設(shè)計(jì)XTER發(fā)動(dòng)機(jī)控制律時(shí)需重點(diǎn)關(guān)注。

圖15 馬赫數(shù)2渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換特性Fig. 15 Mode transition from turbine to ejector at Mach 2

鑒于馬赫數(shù)2要進(jìn)行渦輪-引射亞燃的完整模態(tài)轉(zhuǎn)換存在困難，因此進(jìn)一步考慮馬赫數(shù)2.5的可行性。圖16為馬赫數(shù)2.5時(shí)渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的工作特性。隨著渦輪通道的逐漸關(guān)閉，進(jìn)氣道壓縮激波角度略有增加，進(jìn)氣道總流量系數(shù)穩(wěn)中有降。具體到各通道出口參數(shù)可以發(fā)現(xiàn)，隨著渦輪通道流通面積逐漸減小，渦輪通道流量系數(shù)顯著降低，由0.32下降至0；引射亞燃通道及超燃通道流量系數(shù)均線性增加且增長(zhǎng)幅度相當(dāng)?？倝夯謴?fù)方面，渦輪通道逐漸關(guān)閉時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)相應(yīng)降低，結(jié)合圖13可以看出，在模態(tài)轉(zhuǎn)換50%進(jìn)程時(shí)，后分流板與通道入口氣流形成明顯的膨脹角度，通道入口激波在上壁面形成分離并沿膨脹型面迅速向下游發(fā)展，導(dǎo)致渦輪通道出口總壓恢復(fù)性能顯著下降，由0.58下降至0.38，在關(guān)閉75%時(shí)渦輪通道內(nèi)已出現(xiàn)大范圍低能區(qū)，總壓恢復(fù)系數(shù)僅為0.16，此時(shí)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的推力貢獻(xiàn)將十分有限。另一方面，渦輪通道的逐漸關(guān)閉使得引射亞燃通道及超燃通道總壓恢復(fù)系數(shù)均穩(wěn)步提升，至模態(tài)轉(zhuǎn)換結(jié)束時(shí)，引射亞燃通道與超燃通道的出口總壓恢復(fù)系數(shù)均接近或超過(guò)0.85。當(dāng)然，以上分析僅針對(duì)XTER工作模態(tài)要求中的兩個(gè)典型馬赫數(shù)進(jìn)行了渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換特性的分析，實(shí)際進(jìn)氣道調(diào)節(jié)規(guī)律及馬赫數(shù)轉(zhuǎn)換區(qū)間還需根據(jù)XTER發(fā)動(dòng)機(jī)的總體規(guī)劃進(jìn)行優(yōu)選。

圖16 馬赫數(shù)2.5渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換特性Fig. 16 Mode transition from turbine to ejector at Mach 2.5

針對(duì)引射亞燃-超燃的模態(tài)轉(zhuǎn)換，考慮了另一種寬?cǎi)R赫數(shù)區(qū)間轉(zhuǎn)級(jí)的可能性。XTER進(jìn)氣道在馬赫數(shù)3時(shí)仍保持引射亞燃通道全開(kāi)狀態(tài)，模態(tài)轉(zhuǎn)換的主要過(guò)程在馬赫數(shù)4進(jìn)行，由0%進(jìn)行至62.5%，并在62.5%之后逐漸加速至馬赫數(shù)4.5再幾乎完全關(guān)閉，如圖17所示。圖中曲線同樣表示引射亞燃通道及超燃通道出口流量及總壓恢復(fù)性能的變化?？梢园l(fā)現(xiàn)，從馬赫數(shù)3至馬赫數(shù)4，來(lái)流馬赫數(shù)的增加帶來(lái)入射激波角度的減小，因此進(jìn)氣道的總流量系數(shù)由0.81提升至0.90。在隨后的模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，總流量系數(shù)均維持在0.9以上，這也表明了XTER進(jìn)氣道的高流量捕獲能力。具體到各通道而言，隨著引射亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程的進(jìn)行，引射亞燃通道及超燃通道的流量分配發(fā)生了顯著變化，引射亞燃通道流量系數(shù)由0.48降至0，超燃通道流量則相應(yīng)增加。在總壓恢復(fù)方面，引射亞燃通道在整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中總壓恢復(fù)系數(shù)是逐漸下降的，而且在前62.5%過(guò)程中總壓恢復(fù)由0.81下降至0.58，在后37.5%的過(guò)程中才完全降至0。這也表明引射亞燃通道在前半程的模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中仍然具有較強(qiáng)的工作能力，XTER發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)結(jié)合通道特性綜合考慮其推力分配。超燃通道在引射亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換的全過(guò)程中總壓恢復(fù)系數(shù)由0.83降至0.64，該性能并不特別理想，后續(xù)可考慮在馬赫數(shù)4.5時(shí)進(jìn)一步排移壓縮面的近壁低能流。

圖17 引射亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換特性Fig. 17 Mode transition from ejector to scramjet

基于以上分析，XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道可以實(shí)現(xiàn)寬速域范圍內(nèi)的連續(xù)正常工作，具體的模態(tài)轉(zhuǎn)換規(guī)律應(yīng)結(jié)合XTER發(fā)動(dòng)機(jī)的總體規(guī)劃與部件匹配進(jìn)行綜合考量。

4 總 結(jié)

本文對(duì)XTER組合動(dòng)力系統(tǒng)的三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)行了梳理與分析，形成以下主要結(jié)論：

1）XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道眾多設(shè)計(jì)要素的耦合關(guān)系增大了設(shè)計(jì)難度，尤其是分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)。分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)受到幾何尺寸、性能需求、驅(qū)動(dòng)功率等約束，同時(shí)其作為非設(shè)計(jì)點(diǎn)型面設(shè)計(jì)的直接輸入，還需滿足非設(shè)計(jì)點(diǎn)的工作需要。因此，分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)難度大，也使設(shè)計(jì)參數(shù)間的相互制約問(wèn)題更為突出。

2）XTER內(nèi)收縮進(jìn)氣道的內(nèi)部流動(dòng)具有明顯的三維特征。在馬赫數(shù)2.5的渦輪模態(tài)下，三維特征體現(xiàn)在分流段內(nèi)壓縮波匯聚形成的三維彎曲激波。該彎曲激波在馬赫數(shù)2.5渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中激波角逐漸增大，透射波在0%～50%進(jìn)程中進(jìn)入超燃沖壓通道，在75%進(jìn)程時(shí)進(jìn)入渦輪通道。在馬赫數(shù)4的引射亞燃模態(tài)下，三維特征體現(xiàn)在入射激波的彎曲，以及對(duì)稱面唇口上方出現(xiàn)一道強(qiáng)度較大的壓縮波，該壓縮波是由二級(jí)壓縮型面的側(cè)壁面的內(nèi)收縮引起的。

3）XTER內(nèi)收縮組合進(jìn)氣道的總流量系數(shù)在整個(gè)飛行包線范圍內(nèi)變化比較緩和，數(shù)值一直在0.75以上。在模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，通過(guò)控制分流調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)流量的平穩(wěn)過(guò)渡，并保證了通道出口的性能參數(shù)。

4）馬赫數(shù)2.5渦輪-引射亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，總流量系數(shù)維持在0.75以上，且在模態(tài)轉(zhuǎn)換完成時(shí)引射亞燃通道與超燃通道的出口總壓恢復(fù)系數(shù)均接近或超過(guò)0.85。在馬赫數(shù)3～4.5進(jìn)行的引射亞燃-超燃模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中，引射亞燃通道在前62.5%總壓恢復(fù)系數(shù)下降有限，由0.81下降至0.58，表明該通道在前半程的模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程中仍具有較強(qiáng)的工作能力。

致謝：感謝1912項(xiàng)目組對(duì)本文工作的支持。