鄧詩雨，金志光，柯玉祥

(南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院，江蘇 南京 210016)

0 引言

隨著高超聲速飛行器工作范圍不斷拓寬，傳統(tǒng)單一發(fā)動機難以同時滿足工作范圍廣、寬域加速性能好、經(jīng)濟性高等需求，將各種發(fā)動機相互組合，能確保在飛行器從地面零速起飛至臨近空間再水平著陸的飛行階段中，推進系統(tǒng)始終能提供動力保障。常見的組合循環(huán)發(fā)動機包括渦輪基組合循環(huán)(turbine based combined cycle, TBCC)發(fā)動機[1]、火箭基組合循環(huán)(rocket based combined cycle, RBCC)發(fā)動機[2]、空氣渦輪火箭(air turbo rocket, ATR)組合循環(huán)發(fā)動機[3]和液化空氣循環(huán)火箭(liquefied air cycle engine, LACE)等[4-5]。除此之外，還形成了以協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機(synergistic air-breathing rocket engine, SABRE)[6]、三通道組合循環(huán)動力系統(tǒng)(trijet)等為代表的組合發(fā)動機。其中，預(yù)冷類組合循環(huán)發(fā)動機以其寬飛行馬赫數(shù)范圍、高推重比和可重復(fù)使用等優(yōu)點受到了各國研究者們的青睞[7]。例如日本開展ATREX(air-turbo ramjet engine)研究計劃[8]、英國提出的佩刀發(fā)動機SABRE以及國內(nèi)提出的PATR(pre-cooling air turbo rocket)發(fā)動機[9-11]。國內(nèi)的PATR發(fā)動機通過進氣道內(nèi)布置的換熱器對來流空氣進行預(yù)冷，拓寬渦輪發(fā)動機的工作范圍，一定程度上規(guī)避了“推力陷阱”現(xiàn)象，解決了高馬赫數(shù)飛行條件下渦輪發(fā)動機成為“死重”的問題。

組合循環(huán)發(fā)動機進氣道在設(shè)計時采用變幾何技術(shù)可選擇沖壓/渦輪發(fā)動機交替工作，在低馬赫數(shù)飛行狀態(tài)下發(fā)動機面臨著進氣道沖壓通道增壓效果差、沖壓燃燒室無法正常工作的問題。部分型號發(fā)動機選擇直接關(guān)閉沖壓通道的進氣道調(diào)節(jié)方案，如X43-B飛行器的TBCC發(fā)動機[12]、SR-72飛行器發(fā)動機[13]、獵鷹組合循環(huán)發(fā)動機(FaCET)[14]等。同時也存在低馬赫數(shù)飛行條件不關(guān)閉沖壓通道的解決方案，如20世紀80年代美國航空航天局和洛克希德馬丁公司聯(lián)合研制的一款馬赫數(shù)0～5組合發(fā)動機[15-16]，此款發(fā)動機起飛狀態(tài)時沖壓通道不工作但是斜板打開，通過這種方式降低阻力[17]；另一款為NASA設(shè)計的7Ma雙流路高超聲速二元進氣系統(tǒng)[18]，此進氣道沖壓通道從起飛狀態(tài)開始一直為冷態(tài)工作，直至沖壓燃燒室達到燃燒條件才進行點火操作，此方案意在減小低馬赫數(shù)飛行阻力。由于在氣流以冷態(tài)形式通過沖壓發(fā)動機和以溢流形式從發(fā)動機外部繞流兩種情況下，發(fā)動機整體受力大小有所不同，因此對組合發(fā)動機低馬赫數(shù)條件下渦輪通道所需流量以外富余氣流走向問題進行分析。

本文針對組合發(fā)動機低馬赫數(shù)飛行條件下富余氣流走向問題進行研究，采用兩種受力分析方式對不同富余氣流處理方式下發(fā)動機總受力進行評估比較，對比兩種狀態(tài)下進氣道性能變化，提出一種通過沖壓通道下游節(jié)流(調(diào)節(jié)噴管喉道大小)的變幾何方式以減小發(fā)動機所受總阻力。

1 發(fā)動機進氣道設(shè)計及低馬赫數(shù)下氣流走向

1.1 進氣道氣動型面設(shè)計

本文所研究的組合發(fā)動機進氣道在來流馬赫數(shù)為2時，具體設(shè)計尺寸如圖1所示。設(shè)計唇口捕獲高度與分流板前緣點高度保持一致，其目的在于能滿足Ma∞=5工況下進氣道捕獲面積保持不變的前提下實現(xiàn)沖壓通道的完全關(guān)閉。中心錐外壓縮段采用曲面壓縮設(shè)計，與常規(guī)曲面壓縮不同的是此模型采用外凸型曲面壓縮方式。在相同外壓縮段壓縮程度下，這種設(shè)計一方面能夠增大頭錐激波波后氣流方向角，減弱低來流馬赫數(shù)時的唇口處氣流膨脹程度；另一方面能夠減弱低來流馬赫數(shù)時唇口后續(xù)激波在中心錐上的反射激波強度，防止反射激波脫體。

圖1 Ma∞=2.0狀態(tài)氣動型面

外壓段由半錐角17°直線段、外凸曲線段和半錐角12°直線段這3段構(gòu)成。為減小氣流在渦輪通道擴張段的總壓損失，同時提升渦輪通道的抗反壓能力，中心錐后錐面采用緩后錐角設(shè)計，渦輪通道擴張趨勢為先緩后急，最終選取后錐角起始角度為19.5°。

1.2 進氣道寬范圍調(diào)節(jié)方案

組合發(fā)動機的寬速域工作特性使得進氣道需要相應(yīng)的變幾何技術(shù)來滿足寬馬赫數(shù)范圍(Ma∞=0～5)高流量捕獲需求，但由于本組合發(fā)動機軸對稱進氣道的結(jié)構(gòu)特殊性，無法通過轉(zhuǎn)動機構(gòu)實現(xiàn)變幾何操作，于是采用中心錐和唇罩協(xié)調(diào)水平移動、分流板保持不動的方法進行高/低馬赫寬范圍調(diào)節(jié)，圖2為進氣道變幾何調(diào)節(jié)方案示意簡圖。中心錐錐面與分流板內(nèi)壁面形成先收縮后擴張的渦輪流道，唇罩內(nèi)壁面與分流板外壁面形成先收縮后擴張的沖壓通道。渦輪通道內(nèi)收縮段較長，喉道位置較為靠后。沖壓通道內(nèi)收縮段較短，喉道位置較為靠前。隨著來流馬赫數(shù)升高，中心錐緩慢后移，唇罩快速后移，沖壓/渦輪通道喉道面積均逐漸減小，壓縮量持續(xù)上升，這有利于保證高馬赫數(shù)下進氣道性能。Ma∞=0～2為低馬赫數(shù)工作范圍，此過程中進氣道構(gòu)型保持不變，由渦噴發(fā)動機為飛行器提供動力，當飛行馬赫數(shù)到達2時，渦輪通道擴張段內(nèi)換熱器將高溫來流預(yù)冷至合適溫度，同時沖壓燃燒室開始點火工作為飛行器提供額外推力，當飛行速度達到5Ma時沖壓通道關(guān)閉，沖壓發(fā)動機不工作，發(fā)動機僅由渦噴發(fā)動機提供動力。

圖2 變幾何調(diào)節(jié)原理

1.3 低馬赫數(shù)進氣道富余氣流走向

低馬赫數(shù)來流情況下(Ma∞=0～2)沖壓發(fā)動機無法正常工作，進氣道理論捕獲氣流除提供渦輪發(fā)動機正常工作所需流量外富余的氣流面臨兩種走向：

1)氣流首先被進氣道捕獲進入內(nèi)流道，并以冷態(tài)形式流經(jīng)沖壓燃燒室最終由尾噴管排出發(fā)動機，整個過程中沖壓通道處于開啟狀態(tài)，進氣道構(gòu)型保持不變；

2)氣流不被進氣道捕獲以溢流形式繞流過發(fā)動機，此過程中唇罩與分流板貼合，沖壓通道處于關(guān)閉狀態(tài)。通過數(shù)值仿真結(jié)果可對比兩種模型下發(fā)動機總體所受阻力大小。

本文發(fā)動機為寬范圍組合循環(huán)發(fā)動機，發(fā)動機噴管為幾何可調(diào)部件，可以通過改變噴管喉道大小來改變排氣速度以適應(yīng)不同高度的飛行需求?，F(xiàn)提出一種下游尾噴管節(jié)流以減小沖壓通道內(nèi)阻力的減阻措施，即通過減小尾噴管喉道面積以提高沖壓燃燒室內(nèi)壓力的變幾何方式，將擴張段內(nèi)結(jié)尾正激波前推至沖壓通道喉道處，使進氣道處于臨界狀態(tài)。

2 數(shù)值模擬方法

本文對低來流馬赫數(shù)下工作的進氣道利用商業(yè)軟件FLUENT進行了數(shù)值模擬?？紤]湍流模型要求，劃分網(wǎng)格時，對附面層近壁面和激波的附近采取局部加密。模型近壁面第1層網(wǎng)格高度均設(shè)置為0.1 mm，網(wǎng)格加密比率為1.2，保證壁面y+在30以內(nèi)，壁面采用絕熱無滑移壁面條件，網(wǎng)格單元總數(shù)約為1.5×105。來流假設(shè)為理想氣體，分子黏性系數(shù)采用Sutherland公式計算，采用密度基的RNGk-ε模型，對流項二階迎風(fēng)格式離散。計算過程中，監(jiān)測方程殘差及質(zhì)量流量，當各殘差下降到10-3以下且進出口流量守恒時認為計算收斂。圖3的邊界條件采用絕熱無滑移壁面條件、壓力遠場和壓力出口，近壁面網(wǎng)絡(luò)加密趨勢如圖4所示。Ma∞=0.5～2.0來流條件見表1。

表1 計算來流條件

圖3 CFD計算域

圖4 近壁面網(wǎng)格加密示意圖

針對研究過程中所采用的計算方法及湍流模型，通過一種軸對稱進氣道模型[19](如圖5所示)的實驗數(shù)據(jù)進行對比分析，數(shù)值計算與實驗結(jié)果的中心錐沿程壓力分布如圖6所示，兩者吻合較好，表明所選數(shù)值計算方法可行。

圖5 軸對稱進氣道模型(單位：in)

圖6 數(shù)值計算與實驗結(jié)果對比

針對網(wǎng)格劃分方法，通過等比例調(diào)整全局節(jié)1.4×105、1.7×105和2.0×105等5套網(wǎng)格并進行數(shù)值模擬，計算完成后通過對比進氣道喉道總壓恢復(fù)系數(shù)可以發(fā)現(xiàn)，當總網(wǎng)格量達到1.4×105之后，進氣道喉道總壓恢復(fù)系數(shù)基本不變，考慮到在不同工況條件下，仿真模型有一定變化，選擇1.5×105的網(wǎng)格量進行數(shù)值計算比較合適。在不同網(wǎng)格量條件下，數(shù)值計算模型的喉道總壓恢復(fù)系數(shù)變化如圖7所示。

圖7 喉道總壓恢復(fù)系數(shù)隨總網(wǎng)格量變化規(guī)律

3 計算結(jié)果及數(shù)據(jù)分析

3.1 沖壓通道開啟/關(guān)閉發(fā)動機受力分析

不同來流馬赫數(shù)、沖壓通道開啟/關(guān)閉兩種狀態(tài)下，發(fā)動機內(nèi)外流場結(jié)構(gòu)如圖8所示，工況1對應(yīng)開啟沖壓通道狀態(tài)，工況2對應(yīng)關(guān)閉沖壓通道狀態(tài)，兩種狀況下均保證渦輪通道進氣道處于臨界狀態(tài)，渦輪通道出口截面壓比π、馬赫數(shù)Ma、總壓恢復(fù)系數(shù)σ等性能參數(shù)對比如圖9所示。對比分析發(fā)現(xiàn)，在相同來流馬赫數(shù)條件下，沖壓通道開啟/關(guān)閉對渦輪通道流量及出口氣動性能影響差距較小，渦輪通道出口壓比基本一致，出口馬赫數(shù)差距相對較大，最大相對差值為9.52，出口總壓恢復(fù)系數(shù)在Ma∞=2.0時相差最大，最大相對差值為2.32。因此可以認為兩種情況下渦輪發(fā)動機均處于同一工作狀態(tài)。

圖8 沖壓通道開啟/關(guān)閉狀態(tài)下進氣道流場圖(左：工況1；右：工況2)

圖9 沖壓通道開啟/關(guān)閉狀態(tài)下渦輪通道出口性能參數(shù)對比

為評估發(fā)動機總受力大小可從動量定理分析法及壁面積分法兩種不同的方法進行計算[20]。

3.1.1 動量定理分析法

如圖10所示，取整個發(fā)動機為控制體，進氣道捕獲面積為Ac，面1～5分別表示中心錐表面、分流板內(nèi)表面、分流板外表面、唇罩內(nèi)表面、唇罩外表面，由發(fā)動機推力計算公式可得發(fā)動機凈推力為所有出口富余沖量與入口富余沖量之差減去外罩阻力及附加阻力[21]。

圖10 發(fā)動機流管控制體

根據(jù)流管控制體選取范圍，發(fā)動機所受總力

(1)

溢流阻力為

(2)

外罩阻力為

(3)

3.1.2 壁面積分法

根據(jù)仿真結(jié)果提取各部件壁面，利用積分方式求得所有受力，即

(4)

式中F1、F2、F3、F4、F5分別為氣流作用在1～5面上壓力與摩擦力在x方向投影之和。

選取沖壓通道開啟狀態(tài)仿真流場進行發(fā)動機受力分析，根據(jù)兩種推力分析方法分別計算出發(fā)動機總受力值，對比計算結(jié)果如表2所示。

表2 兩種受力分析方式計算結(jié)果對比

由表2中數(shù)據(jù)可知Ma∞=2.0時發(fā)動機總受力為負值，即受力方向與流向反向，表現(xiàn)為推力，其余馬赫數(shù)下發(fā)動機總受力為阻力，由動量定理分析法及壁面積分法得到的發(fā)動機總受力相對誤差均低于2，表明兩種分析方式均能準確計算發(fā)動機受力情況。將發(fā)動機總受力值無量綱化，定義總受力系數(shù)C為

(5)

不同來流馬赫數(shù)下，兩種狀態(tài)的發(fā)動機受力系數(shù)對比如圖11所示，從圖中可以看出，沖壓通道開啟時發(fā)動機所受阻力比關(guān)閉狀態(tài)小，且來流馬赫數(shù)越低沖壓通道關(guān)閉前后阻力系數(shù)變化越大。主要原因為當氣流在不同來流馬赫數(shù)條件下以冷態(tài)流經(jīng)沖壓發(fā)動機時，相比于沖壓通道外壁面所受壓差阻力，沖壓通道內(nèi)阻力對發(fā)動機總受力的貢獻更小。

圖11 開啟/關(guān)閉沖壓通道發(fā)動機受力系數(shù)對比

3.2 沖壓通道下游節(jié)流前后發(fā)動機受力分析

當氣流在不同來流馬赫數(shù)條件下以冷態(tài)流經(jīng)沖壓發(fā)動機且沖壓通道噴管出口無節(jié)流作用時，沖壓通道喉道處氣流速度為聲速/超聲速，氣流在沖壓通道下游擴張段繼續(xù)膨脹減壓加速形成一定的超聲速區(qū)域，然后經(jīng)過一道正激波增壓至進氣道出口壓力大小，氣流速度降為亞聲速，此時沖壓通道內(nèi)阻力主要由收縮段壓差阻力、擴張段及等直段摩擦阻力組成。通過調(diào)節(jié)沖壓通道下游尾噴管喉道大小直至進氣道處于臨界狀態(tài)，此時進氣道下游擴張段內(nèi)壓力升高，結(jié)尾正激波前移，超聲速區(qū)域消失，摩擦阻力減小。不同來流馬赫數(shù)下對應(yīng)流場如圖12所示，各工況下對應(yīng)噴管喉道面積如表3所示。

圖12 沖壓通道下游節(jié)流流場

表3 不同來流馬赫數(shù)下噴管喉道面積

圖13所示為噴管節(jié)流前后發(fā)動機受力對比，圖中工況2對應(yīng)噴管無節(jié)流作用的發(fā)動機，工況3對應(yīng)噴管有節(jié)流作用的發(fā)動機，由圖中趨勢可以看出Ma∞=0.5時，兩種方案所受阻力幾乎相同，其原因是此來流馬赫數(shù)下噴管喉道未調(diào)節(jié)前進氣道沖壓通道已接近臨界狀態(tài)，較小的喉道面積變化對內(nèi)阻力影響較?。籑a∞=0.8、1.0時減阻效果較為明顯，最高減阻54.0；Ma∞=1.5、2.0時尾噴管節(jié)流后有一定減阻效果，雖然沖壓通道下游擴張段內(nèi)超聲速區(qū)域消失，摩擦阻力減小，但由于噴管喉道面積較小，沖壓燃燒室內(nèi)壓力較高，噴管收縮段所受壓差阻力較大，導(dǎo)致發(fā)動機整體受力變化不明顯。

圖13 沖壓通道下游節(jié)流前后受力對比

4 結(jié)論

針對組合發(fā)動機低馬赫數(shù)工況沖壓燃燒室無法點火工作情況下富余氣流是否冷態(tài)通過沖壓發(fā)動機問題，開展了沖壓通道開啟/關(guān)閉兩種方案下發(fā)動機總體受力對比分析研究，同時提出了一種沖壓通道尾噴管節(jié)流減阻措施，結(jié)果表明：

1)采用動量定理法及壁面積分法分別計算發(fā)動機總體受力情況，不同來流馬赫數(shù)下兩種分析方式計算結(jié)果誤差較小，最大相對誤差僅為1.57；

2)針對本文的研究條件，在低馬赫數(shù)來流條件下，沖壓通道開啟/關(guān)閉兩種方案下，發(fā)動機渦輪通道臨界狀態(tài)性能總體差距不大，沖壓通道開啟方案相比關(guān)閉方案發(fā)動機總體所受阻力更小，且來流馬赫數(shù)越低兩種方案阻力系數(shù)相差越大；

3)針對本文所研究的情況，沖壓通道開啟、氣流冷態(tài)流過沖壓發(fā)動機時，通過沖壓通道下游節(jié)流方式(減小尾噴管喉道面積大小)降低擴張段及等直段內(nèi)氣流流速，減小沿摩擦阻力，從而降低沖壓通道所受總阻力；此方法在各馬赫數(shù)下均有一定減阻效果，Ma∞=0.8、1.0時減阻效果較為明顯，最高減阻54.0。