串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析

刘君， 袁化成， 葛宁

南京航空航天大学 能源与动力学院 江苏省航空动力系统重点实验室， 南京 210016

串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析

刘君， 袁化成*， 葛宁

南京航空航天大学 能源与动力学院 江苏省航空动力系统重点实验室， 南京 210016

为了实现涡轮基组合循环(TBCC)推进系统平稳模态转换过程的模拟，在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明：该模拟器不仅需要模拟发动机工况改变引起的背压变化，而且能通过流通截面面积线性变化，实现两个通道的流量分配。该装置的特点是能保证模态转换过程中每一点的涡轮/冲压通道的总堵塞比不变，使本文所研究的进气道在总堵塞比保持为65%时进行模态转换，结尾激波基本维持在喉道等直段内且进气道出口马赫数基本维持在0.30，流量系数基本为0.45，涡轮/冲压通道流量呈线性变化，与预期目标一致。

吸气式高超声速推进系统； 涡轮基组合循环(TBCC)； 串联式TBCC进气道； 模态转换模拟器； 风洞试验

随着空天一体化战略的提出，未来空中优势的争夺将逐渐转变成空天优势的争夺。空天飞行器以其独有的作战优势，受到世界各强国的广泛关注[1-3]。由于空天飞行器的飞行包线较宽，飞行马赫数从亚声速一直延伸至高超声速，因此单一的吸气式推进系统无法满足其飞行任务需求。涡轮基组合循环(TBCC)推进系统综合了涡轮发动机在低速的优势和冲压/超燃冲压发动机在高速的优势，因此可满足该飞行器宽飞行包线的需求。

按照布局方式的不同可将涡轮基组合循环推进系统分为串联式和并联式。本文研究的TBCC进气道是为串联形式组合循环发动机而设计，该形式采用涡轮发动机在前，冲压发动机在后的布局，具有发动机基线小、重量轻等优点。TBCC发动机在工作过程中必然要经历一个工作模态的转换，即由涡轮发动机模态转向冲压发动机模态或者冲压发动机模态转向涡轮发动机模态。在模态转换过程中，进气道需要同时向涡轮发动机和冲压发动机提供所需气流，配合发动机完成动力模态的转换，且在此转换过程中组合发动机的流量和推力保持平稳过渡等都将成为 TBCC 发动机研制成败的关键[4]。因此世界各国的对TBCC发动机模态转换过程展开深入研究。德国的Sänger计划提出了一种串联式组合循环发动机用于两级入轨飞行器的推进系统。为了满足组合循环发动机在不同来流条件下对流量的需求，在低速时通过调节压缩面将进气道捕获的多余的流量通过旁路流入喷管，在高速时旁路关闭。同时还设计了模态转换时，涡轮通道关闭及冲压通道开启的方案[5-6]。日本的HYPR计划设计了一种变循环涡扇和冲压发动机的共轴串联式 TBCC 发动机，即HYPR-90C验证机，并对其进行了地面模态转换试验，验证了模态转换过程通过调节变循环涡扇发动机的几何机构能够实现总流量和总推力基本保持恒定的目标[7-8]。此外还进行了自由来流马赫数为5.0条件下，进气道与冲压发动机的整机试验，试验结果表明当进气道内结尾激波振荡现象增强，进气道的喘振裕度将下降，并且结尾激波位置的变化对发动机推力的影响却很明显[9]。美国的NASA研究中心对外并联式TBCC进气道进行了小尺度和大尺度的模态转换风洞试验研究，结果表明平稳的TBCC进气道模态转换过程是能够实现的[10-12]。陈敏等[13-15]对高超声速串联式TBCC方案进行了整体性能的分析，包括稳态性能和过渡态性能。通过涡轮/冲压模态转换过程的分析验证了模态转换过程总空气流量和发动机推力在整个转换过程中基本保证不变。刘增文[16]和黄红超[17]等阐述了串联式涡轮/冲压组合发动机模态转换点的选择原则,并选择马赫数3.0作为工作模态转换点，在此基础上进行TBCC发动机性能分析，结果表明模态转换过程中推力略有波动，但波幅不大于10%。上述针对串联式组合动力模态转换的研究侧重点各有不同，主要进行了概念设计、总体性能分析及发动机试验，并未对模态转换过程进气道的特性进行相关试验研究。

本文在前人研究的基础上，通过风洞试验的方法对串联式TBCC进气道模态转换规律进行探索，在此基础上采用线性化及非对称的思路对模态转换模拟器进行设计，并对其特性展开数值仿真研究，使其能模拟出平稳的模态转换过程。

1 串联式TBCC进气道试验模型及数据处理

本文所研究的串联TBCC进气道(如图1(a)所示)由超声速外压段、方转圆扩压段和涡轮/冲压发动机通道分流段3部分组成。外压段由3级压缩面组成，其中第2、3级压缩面角度可根据不同来流马赫数进行调整。模态转换点马赫数为2.0，此时外压缩角度分别为6°、2°和4°。通过压缩面角度的调整主要实现2个功能：一是保证扩压器入口的马赫数保持在1.3～1.5之间[18]，二是实现流量匹配。由于该进气道工作马赫数范围为0～3，进气道捕获面积由设计点马赫数(Ma=3.0)决定，在飞行马赫数小于设计马赫数时，进气道捕获流量大于发动机所需流量。根据文献[19]所述，当进气道捕获流量大于发动机所需流量时，可通过溢流的方式实现流量的匹配。溢流窗不仅实现了流量匹配，而且将上游压缩面的附面层排出进气道，从而提高进气道稳定工作的范围，防止模态转换过程进气道进入不起动状态。扩压段入口为矩形截面，出口为圆形截面，进出口面积扩张比为3.7，中间过渡截面由方转圆程序设计而成[20]。气流在扩压段内减速扩压至进气道出口，在进气道出口截面后气流被分流环分成2股，一股进入内部圆形截面的涡轮发动机通道，另一股进入外部环形截面的冲压发动机通道，涡轮发动机通道和冲压发动机通道的面积比为0.77。

在涡轮/冲压发动机通道出口串联布置了涡轮/冲压发动机通道节流装置(如图1(b)所示)，用于模拟涡轮/冲压发动机工作状态。涡轮冲压发动机通道节流装置由2个独立的电机控制，可单独控制任一节流装置的运动，因此可模拟模态转换过程涡轮/冲压发动机工作状态的切换。

图1 串联式TBCC进气道试验模型Fig.1 Test model of tandem type TBCC inlet

图2 进气道模型在NH-1风洞中Fig.2 Inlet model installed in NH-1 wind tunnel

试验在南京航空航天大学NH-1风洞(见图2)中进行。该风洞为直流暂冲式亚、跨、超声速风洞，马赫数范围为0.5～2.0。当来流马赫数为2.0时，来流总压为208 kPa，总温为300 K，风洞有效运行时间在40 s左右。试验段长为1 580 mm，试验段截面积尺寸为600 mm×600 mm，试验段两侧装有∅235 mm的观察窗，可以进行激波流态的观察。针对可调进气道模态转换的试验，进气道的迎角和侧滑角均为0° 且不进行模型姿态的改变。进气道出口截面沿周向等间隔分布6个静压测点以及6列总压测点，每列分布5个测点，各测点分布规律根据等环面积法原理求得。上述压力数据采用PSI9001系列压力扫描阀对进气道出口总静压进行采集。最后根据测得的总静压采用质量平均的方法计算该截面的马赫数、总压恢复系数等性能参数。

2 模态转换试验结果分析

串联TBCC进气道工作状态从涡轮模态向冲压模态转换过程，涡轮发动机逐渐从最大状态进入慢车状态，冲压燃烧室从未点火进入点火状态。当发动机工作状态改变时，进气道内涡轮/冲压发动机通道反压发生变化。因此要得到模态转换过程进气道性能的变化规律，首先需要获得涡轮/冲压发动机的工作状态的变化规律。本文通过涡轮/冲压发动机通道节流装置堵塞度的改变实现涡轮/冲压发动机通道反压的改变，可用于模拟发动机工作状态的改变。

为了降低模态转换过程中进气道内的流动对涡轮/冲压发动机工作特性的影响，设计了模态转换过程中进气道出口马赫数基本保持常数的转换规律。图3给出了模态转换过程进气道出口匹配马赫数为0.22时，两通道堵塞比的变化规律，其中横坐标TRturbojet为涡轮通道堵塞比，纵坐标TRramjet为冲压通道堵塞比，图中三角点为试验点，直线为试验结果的拟合，R2表示吻合程度。从图可知模态转换过程两通道堵塞比呈线性关系，冲压发动机通道堵塞比从100%降低至60%，涡轮发动机通道堵塞比从7%增大到46%。

图4给出了模态转换过程5个锥位进气道出口流量系数φ及马赫数随涡轮发动机通道堵塞比变化曲线，从图可知模态转换过程进气道的流量系数基本保持在0.48附近，出口马赫数基本维持在0.22附近，达到了预先期望的目标。

本节采用风洞试验的方法，证明了可采用涡轮/冲压通道的节流装置模拟模态转换过程发动机状态的改变，并且当进气道出口马赫数保持为一常数时，涡轮/冲压发动机通道的堵塞比呈线性变化。

图3 模态转换过程堵塞比变化规律Fig.3 Law of turbojet/ramjet flowpaths throttle ratios during mode transition

图4 模态转换过程流量系数及马赫数变化规律Fig.4 Law of mass flow ratio and Mach number at inlet out section during mode transition

3 模态转换模拟器设计

为了实现组合动力发动机状态的模拟，需要为该进气道设计一套合理节流装置，该节流装置不仅能实现单一节流装置提供背压的功能，而且能通过流通截面面积均匀变化，实现2个通道的流量分配的功能。

本试验所采用的涡轮/冲压发动机通道节流装置，如图5(a)所示。其中涡轮发动机通道的节流装置为圆锥形，其半锥角为20°，前缘钝化半径为5 mm，在移动过程中涡轮通道堵塞比与其移动距离呈二次曲线关系，如图5(b)中实线所示，图中L为节流装置长度。冲压通道的节流装置为环形，该装置的横截面为顶角24° 的等腰三角形，前缘钝化半径为1 mm，在移动过程中冲压通道堵塞比与其移动距离呈线性关系，如图5(b)中点划线所示。本试验所采用的节流装置仍采用单通道节流装置的设计思路，因此在涡轮通道节流装置移动过程中流通截面积的变化规律呈非线性，从而无法模拟出涡轮发动机状态平稳的转换过程。

图5 涡轮/冲压发动机通道节流装置及其堵塞比随无量纲位移变化曲线Fig.5 Curves of turbojet/ramjet flowpaths plugs and their throttle ratios vs non-dimensional displacement

针对上述问题，采用2种思路对串联TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。首先是采用线性节流装置的设计思路，即堵塞面积与节流装置移动距离呈线性关系设计涡轮通道节流装置的型面，从而满足流通截面面积均匀变化的要求。图6(a)给出了改进后涡轮通道节流装置的型面(实线)与初始节流装置的型面(虚线)。改进后型面当地的锥角是不断变化的，而初始型面的锥角为一固定值。其次，采用非对称的设计思路，对冲压发动机通道节流装置进行设计。冲压发动机节流装置的型面如图6(b)所示对称面采用近似直角三角形，气流通过该装置后向外排出试验模型。

图6 涡轮/冲压发动机通道改进后节流装置型面Fig.6 Geometry of new turbojet/ramjet flowpaths plugs

4 模态转换模拟器数值仿真分析

4.1 数值模拟方法

为了验证模态转换模拟器的设计思路，采用稳态数值仿真方法对模态转换过程中5个点的流动特性及进气道出口截面、涡轮/冲压通道的性能参数进行分析。

采用FLUENT商业软件对重新设计的TBCC 进气道模态转换模拟器进行三维流场计算，其中湍流模型为Jones和Launder提出的标准k-ε模型，近壁区采用标准壁面函数法[21]。方程的离散均选择二阶迎风格式。流体假设为理想气体，分子黏性系数采用Sutherland公式计算，采用绝热无滑移壁面边界条件。

为了校验本文采用的稳态数值方法的可信度，采用本试验测得的数据进行计算方法校核，来流条件与前文试验条件一致。图7给出了数值模拟得到的进气道上下壁面沿程静压分布曲线与试验结果对比，图中π为静压比。从图可以看出，数值仿真得到的沿程压力曲线与试验测量值变化规律基本一致，表明本文所采用的数值仿真方法可以较为准确地模拟此类进气道的流动，包括捕捉进气道外压激波及内通道结尾激波位置，数值仿真结果可信。

图7 进气道上下壁面沿程静压分布对比 Fig.7 Comparison of static pressure distribution on inlet upper and lower wall

4.2 模态转换模拟器特性分析

选取模态转换过程涡轮/冲压通道总堵塞比保持为65%，起始位置涡轮发动机通道堵塞比为22%，冲压发动机通道堵塞比为100%，终止位置涡轮发动机通道堵塞比为80%，冲压发动机堵塞比为52%。根据起始及终止位置即可确定出模态转换过程涡轮/冲压发动机节流装置堵塞比的变化规律，由于采用新方法设计的节流装置堵塞比与移动距离呈线性关系，因此其运动规律也呈线性变化(如图8(a))。图中：Xt为涡轮通道堵锥无量纲移动距离；Xr为冲压通道堵锥无量纲移动距离。在运动规律线上任一点的涡轮/冲压发动机通道堵塞比之和都保持为65%。图8(b)给出了5个点的涡轮/冲压通道节流装置的位置，其中实心箭头方向为节流装置移动方向。

图8 模态转换过程节流装置位移规律及其位置图Fig.8 Displacement law and positions of turbojet/ramjet flowpaths during mode transition

图9给出了模态转换过程5个状态点的上下壁面沿程压力变化规律，从图可知结尾激波基本维持在喉道等直段附近。以涡轮发动机通道节流装置堵塞比为22%，冲压发动机通道节流装置堵塞比为100%时，为第1个锥位，随着涡轮发动机通道堵塞比增大分别为第2至第5锥位。从不同锥位压缩面上压力完全重合，并且内通道上下壁面压力发生突跃的位置均在喉道等直段附近，可知模态转换过程中结尾激波始终在喉道等直段内。其中第1和5锥位时，下游压力相比于其他3个锥位的压力较大，结尾激波更靠近喉道等直段上游；第2至4锥位时上下壁面压力完全重合，说明结尾激波位置完全一致。

根据上述5个锥位沿程静压的分析结果，现对模态转换过程第1、3锥位流动特征展开分析。图10(a)、图10(b)给出了第1锥位对称面的马赫数云图、进气道出口、涡轮/冲压发动机通道截面总压恢复系数σ云图及通道内流线图。由图可知，第1锥位时，结尾激波位于喉道等直段上游，由于冲压发动机通道完全关闭气流进入冲压发动机通道后形成大的回流，上壁面气流动能较大，而下壁面的气流动能较小因此回流呈现出从上壁面流入冲压发动机通道下壁面流出冲压发动机通道的状态，从下壁面向上游回流的气体影响了进气道出口的总压分布，因此进气道出口下壁面靠近对称面位置出现了相对较高的总压区。图中涡轮发动机通道内的截面的总压分布明显比进气道出口的总压分布更加均匀，这对压气机的稳定性工作是有利的。图10(c)、图10(d)给出了第3锥位流场细节图。从图可知第3锥位时，结尾激波位于喉道等直段下游，冲压发动机流道内大的回流现象消失，进气道出口总压分布呈现上方高总压下方低总压区的规律，其中下方低总压是扩压段下壁面产生分离引起。

图9 模态转换过程上下壁面沿程静压分布Fig.9 Distribution of static pressure on upper and lower wall during mode transition

图10 模态转换过程进气道马赫数云图及流线图Fig.10 Mach number contour and streamline of inlet during mode transition

根据上述分析的模态转换过程进气道内沿程压力分布规律及不同锥位的流动细节，可知模态转换过程结尾激波的运动幅度较小，且都保持在喉道等直段内。说明采用该方法设计的节流装置以及其运动规律对模态转换过程中结尾激波位置控制较好。现通过对模态转换过程中进气道出口、涡轮/冲压发动机通道3个截面参数变化规律的分析，进一步揭示采用新方法设计的节流装置在模态转换过程中功能。图11 给出了模态转换过程3个截面的流量系数、马赫数、总压恢复系数和周向畸变指数|DC60|的变化规律。涡轮发动机通道流量系数从0.44线性降低至0.12，冲压发动机通道流量系数从0线性增大至0.32；从图11(b)可知模态转换过程中进气道出口马赫数保持在0.3～0.32之间，满足了模态转换过程中进气道出口马赫数基本保持恒定的要求。涡轮发动机通道的马赫数从0.5线性降低至0.14，冲压发动机通道的马赫数都小于0.3；图11(c)为模态转换过程总压恢复系数及|DC60|的变化规律，其中实线为进气道出口和涡轮发动机通道截面总压恢复系数曲线，虚线为进气道出口和涡轮发动机通道截面|DC60|值。从图可知涡轮发动机通道总压恢复系数都比进气道出口截面小，但进气道出口截面|DC60|值都比涡轮发动机通道大；进气道出口截面的|DC60|值在1.3～1.9之间，而涡轮发动机通道截面的|DC60|值在0.3～1.3之间。因此涡轮通道截面总压的周向分布更加均匀，这有利于涡轮发动机的稳定工作。

图11 模态转换过程流量系数、马赫数、总压恢复系数和周向畸变指数变化规律Fig.11 Flow ratio, Mach number, total pressure recovery and distortion index of inlet during mode transition

5 结 论

本文在对一种串联式TBCC进气道模态转换试验结果分析的基础上，总结了TBCC进气道模态转换过程模拟器的气动设计要求，提出了新的设计思路，据此，设计了进气道模态转换模拟器并对其气动特性开展了三维数值仿真分析,本文研究可得如下启示：

1) TBCC进气道模态转换模拟器不仅要模拟单个发动机工况变化对应的进气道节流特性，而且要模拟涡轮/冲压发动机工况同时变化，即模态转换流路切换过程中的涡轮/冲压发动机工况耦合变化过程。

2) 与传统的进气道直锥节流装置不同，采用曲面锥的节流装置可实现节流锥移动距离与节流面积呈线性关系变化。

3) 涡轮/冲压流道节流装置分别采用曲锥及非对称曲锥设计，实现了模态转换过程中总节流堵塞比保持不变，且节流锥移动距离与节流面积呈线性关系变化。三维数值模拟结果表明：当节流装置按总堵塞比为65%设计时，结尾激波基本稳定在喉道等直段内，进气道出口马赫数基本为0.3，流量系数基本为0.45，涡轮/冲压通道流量呈线性变化，与预期设计目标一致。

4) 本文给出的设计思路可拓展应用于不同类型串联TBCC进气道模态转换过程模拟装置设计，也可应用于常规进气道节流装置设计，以提高发动机状态的模拟精度，降低试验控制难度。

致 谢

感谢郭荣伟教授的关心与支持。感谢李光胜技师以及课题组的华正旭和陈文芳同学在试验模型准备过程中的帮助与支持。感谢评审专家提出的宝贵意见。

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刘君男， 博士研究生。主要研究方向： 组合动力进气道设计及仿真。Tel.： 025-84892200-2415E-mail： liujunnever@163.com

袁化成男， 博士， 副教授。主要研究方向： 高超声速进气道设计、 仿真及试验技术。Tel.： 025-84892200-2415E-mail： yuanhuacheng@nuaa.edu.cn

葛宁男， 博士， 教授。主要研究方向： 气轮机动力学及设计。Tel.： 025-84892200-2613E-mail： gening@nuaa.edu.cn

NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China

DesignandflowcharacteristicsanalysisofmodetransitionsimulatorfortandemtypeTBCCinlet

LIUJun,YUANHuacheng*,GENing

JiangsuProvinceKeyLaboratoryofAerospacePowerSystems,CollegeofEnergyandPowerEngineering,

Inordertosimulatethesmoothmodetransitionofturbinebasedcombinedcycle(TBCC)propulsionsystem,themodetransitionsimulatorfortandemtypeTBCCinletisredesignedbasedontheexperienceslearnedfromthehighspeedwindtunneltest.Thelinearandasymmetricmethodsarethenusedtodesignthissimulator,anditsflowcharacteristicsisanalyzedthroughnumericalsimulation.Theresultsindicatethatthesimulatorisusednotonlytosimulatethechangeofback-pressurecausedbythechangeofengineoperationcondition,butalsotodistributethemassflowintothetwoflowpathslinearlyduringthemodetransition.Thenewsimulatorcankeepthesumofthethrottleratiosofturbojet/ramjetflowpathsasaconstantineverymomentduringtheprocess.Fortheinletdiscussedinthispaper,whenthetotalthrottleratioisequalto65%duringthemodetransition,theterminalshocklocatesinthethroatoftheTBCCinlet,theMachnumberattheaerodynamicinterfaceplaneofthisinletisbasicallyequalto0.30,theflowratioofthissectionisbasicallyequalto0.45,andtheflowratiointotwoflowpathsisdistributedlinearly.Thissimulatorthuscanmeettheneedsofexpectedgoal.

airbreathinghypersonicpropulsionsystem;turbinebasedcombinedcycle(TBCC);tandemtypeTBCCinlet;modetransitionsimulator;windtunneltest

2016-01-18；Revised2016-03-15；Accepted2016-03-28；Publishedonline2016-03-301143

s：AeronauticalScienceFoundationofChina(2015ZB52016);theFundamentalResearchFundsfortheCentralUniversities(NS2015025)

2016-01-18；退修日期2016-03-15；录用日期2016-03-28； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-03-301143

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160330.1143.002.html

航空科学基金 (2015ZB52016)； 中央高校基本科研业务费 (NS2015025)

*

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10.7527/S1000-6893.2016.0103

V236

A

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