串联式TBCC原理样机冲压进气混合器方案研究

张彦军 张超 王海龙

摘 要：模态转换是串联式涡轮冲压发动机的关键技术之一，基于某小型涡轮发动机全新设计加力/冲压燃烧室、冲压进气混合器，构建小型串联式TBCC模态转换技术验证平台，开展模态转换原理验证。文章重点介绍冲压进气混合器的结构方案研究、结构设计优化和试验验证情况，根据试验结果提出了冲压进气混合器后续优化方向，对后续串联式TBCC发动机的冲压进气混合器的工程研制具有一定借鉴价值。

关键词：高超声速；模态转换；涡轮冲压发动机；串联式；冲压进气混合器

1 概述

涡轮/冲压组合动力装置串联方案具有迎风面积小、推进系统结构紧凑、重量轻、耗油率低等优势，是国内外发展的重点方向。

日本高超声速运输推进系统研究计划[1]（HYPR计划），研究人员进行了涡轮基组合循环发动机的结构研究，并最终在12种不同方案中选取了涡轮/冲压组合动力装置串联方案，并制造了涡轮冲压组合循环发动机的十分之一缩尺验证机HYPR90-C，该发动机具有双外涵，6处可变几何结构，其主要任务是验证发动机在马赫数2.5-3.0时进行工作模态转换的可行性。（图1）

图1 HYPR90-C结构示意图

由于涡轮/冲压组合动力装置串联方案采用加力/冲压燃烧室共用模式，在模态转换过程中，当马赫数低于一定值时，涡轮出口的总、静压明显高于压气机进口，可能出现气流从冲压管道回流现象，造成压气机工作不稳定和加力/冲压燃烧室燃烧不稳定等诸多问题。因此，保证涡轮模态与冲压模态转换过程的燃烧稳定成为串联式涡轮冲压发动机加力/冲压燃烧室设计的主要技术难点[2-5]。

为掌握模态转换技术，基于某小型涡轮发动机，全新设计加力/冲压燃烧室、冲压进气混合器，构建小型串联式TBCC模态转换技术验证平台，开展模态转换的原理验证试验。其中冲压进气混合器是小型串联式TBCC原理样机的关键部件之一，文章根据原理验证试验要求重点开展冲压进气混合器的结构方案研究、数值计算分析、结构参数优化和试验验证。

2 混合器方案

2.1 设计要求

2.1.1 功能要求。HYPR90为典型的串联式组合循环发动机方案，见图2，图中蓝、红线条分别代表外涵、内涵气流，混合后进入冲压燃烧室。为开展串联式TBCC模态转换技术研究，设计冲压进气混合器试验件，重点模拟图中圈出部分-冲压进气混合器功能，即实现气体由外涵流入并与内涵气流混合，以满足冲压燃烧室需求。

图2 内外涵气流掺混

冲压进气混合器需实现外涵气单独供气给冲压燃烧室，或将外涵气与内涵燃气掺混后供给冲压燃烧室，见图3。

2.1.2 性能要求。冲压进气混合器需要满足在进气加压和进气加温加压条件下冲压燃烧室进口参数的要求，性能参数，见表1。通过串联式TBCC原理样机性能匹配计算程序得到了冲压进气混合器的流量需求为0～3kg/s；流过冲压外涵的气流最高温度为488K；承受的最高压力不小于200Kpa；出口速度系数0.15-0.24；出口的总压恢复系数≮0.83；出口处总压压力不均匀度≯10%。

表1 性能参数要求

2.2 结构方案

冲压进气混合器用于连接台架气源、小型涡轮发动机和冲压燃烧室，为冲压燃烧室提供冲压引气。冲压进气混合器应包括进气管路、集气腔、分流腔道、混合段等部分。其中，进气管路用于连接台架气源和冲压进气混合器；集气腔用于对台架气源来流进行整流，减少台架气源对冲压燃烧室进气条件的影响；分流腔用于将整流后的气流供给混合段与内涵气流掺混，与内涵气流混合后进入冲压燃烧室。

2.2.1 基本结构参数确定。冲压进气混合器需满足基本的功能要求，结构参数还需要满足性能要求、外廓限制、台架连接、主机连接、冲压燃烧室连接等要求。由于本次试验为原理验证性试验，因此冲压进气混合器的结構设计力求简单，方便加工，满足原理验证基本要求即可。冲压进气混合器的最大外廓直径由台架安装条件确定，最大直径为400mm，见图4。

图4 冲压进气混合器外廓限制

与台架连接的管路直径由流量要求、台架气源条件和台架改造难度确定：拟采用2根引气管与台架管路连接。根据流量连续的原则，确定了管路的内径为Ф96mm，见图5，根据材料库选择外径Ф108mm的不锈钢管。分流腔道的总面积根据流量流量连续原则确定，分流腔道的总面积不小于14469mm2，为保证所需流量全部流过去确定了分流腔道的总面积14778mm2。冲压进气混合器与主机接口参数由小型涡轮发动机出口尺寸确定，进口直径170mm；冲压进气混合器与冲压燃烧室接口参数由冲压燃烧室进口尺寸确定，出口直径200mm；冲压进气混合器的材料由温度要求确定，同时考虑主机气流和冲压燃烧室气流可能会发生倒流现象，冲压进气混合器采用高温合金材料[6]。

2.2.2 结构分析。为保证冲压进气混合器出口速度系数、总压恢复系数、出口总压压力满足性能要求，进行了结构方案分析以确定基本方案。集气腔进气方式和分流腔道结构形式对流场的压力分布影响较大，且集气腔和分流腔道为关键结构件，因此对集气腔和分流腔道的方案进行了对比分析。根据集气腔进气方式不同和分流腔道形式不同设计了不同的方案。集气腔进气方式分为切向进气和撞击环面进气，见图6。集气腔采用切向进气，空气沿环面进入，压力损失小，总压恢复系数高；但轴向速度低，不易于流通。而采用撞击环面进气气流降速明显，流场均匀度好；但气流压力损失大，总压恢复系数低，由于气流压力损失和总压恢复系数是重点考虑参数，因此选择切向进气方案。

图6 集气腔进气方案对比

分流腔道分为管路进气和“门洞”进气方案，见图7、图8。分流腔道采用分流管路的形式，重量轻，但需要采用焊接结构，热变形大，不利于加工。采用“门洞”型分流腔道，可以单独加工分流腔道后与集气腔采用螺栓连接，利于加工，但是重量大，由于本次为小型原理验证试验，重量不做要求，因此选用“门洞”型分流腔道。

图7 管路型分流腔道方案

图8 门洞型分流腔道方案

2.2.3 强度分析。由于冲压进气混合器为压力容器不仅要承受台架高压气源的冲击，且发动机主机高温燃气或冲压燃烧室高温燃气会倒流混合器，因此在结构设计过程中要考虑结构件的强度。除与内涵连接部分采用焊接结构以外，集气腔、分流腔道、混合段的连接均采用安装边连接方式，在图纸的设计要求中增加了对焊缝质量控制的要求，同时对各零组件的壁厚进行了要求，均不小于3mm。

2.2.4 数值计算分析。通过结构和强度分析，基本确定了冲压进气混合器的结构方案，见图9。

图9 冲压进气混合器的结构方案

根据冲压进气混合器的结构方案，建立UG模型进行数值计算分析，数值计算过程考虑了分流腔面积、分流腔个数、混合段外壁角度、内涵的长度对出口界面的性能参数的影响，计算了多组模型，计算结果见图10，同时确定了最佳的结构参数见表2。

图10 冲压进气混合器的结构方案

表2 最优结构参数

通过数值计算得到了最优结构参数条件下混合器出口界面压力分布图，见图11。

图11 冲压进气混合器出口界面压力分布图

冲压进气混合器计算结果与设计要求的对比，见表3，计算结果满足设计要求。

表3 计算结果与设计要求对比

3 试验验证

冲压进气混合器随串联式TBCC原理样机完成了模态转换原理验证试验。试验过程对冲压进气混合器性能参数进行了测试，试验结果与数值计算结果和设计要求对比见表4。从试验结果来看，总压恢复系数偏低，压力不均匀度偏大，通过分析发现分流腔道的结构是导致总压恢复系数偏低的主要因素，因此在后续改进过程中需要对分流腔道的结构进行优化，即增加分流腔道的数量或改为整流叶栅结构。

表4 试验结果与计算结果对比

4 结束语

模态转换是串联TBCC发动机的一项关键技术，在分析冲压进气混合器功能、性能要求基础上，完成了结构方案研究、数值计算优化和试验验证，满足模态转换原理验证试验要求。根据试验结果提出了冲压进气混合器后续结构优化方向，对后续串联式TBCC发动机的冲压进气混合器的工程研制具有一定借鉴价值。

参考文献

[1]朱大明，等.日本HYPR计划中组合循环发动机研究[A].高超声速组合循环动力文集[C].

[2]李锋，等.串联式涡轮冲压发动机加力/冲压燃烧室设计及流场计算[J].航空发动机.

[3]刘增文，等.高马赫数涡轮发动机性能模拟[A].第二屆组合动力学术交流会[C].

[4]张津，洪杰，陈光.现代航空发动机技术与发展[M].北京：北京航空航天大学出版社，2006：117-118.

[5]High Mach Turbine Engines for Access to Space Launch Systems[Z].AIAA 2003-5036.

[6]刘长福，邓明.航空发动机结构分析[M].西北工业大学出版社.

作者简介：张彦军（1983-），男，硕士，工程师，研究方向：空天动力总体设计。