一种组合循环发动机变几何进气道方案①

刘晓伟，石 磊，刘佩进，何国强

(西北工业大学 航天学院，西安 710072)

一种组合循环发动机变几何进气道方案①

刘晓伟，石 磊，刘佩进，何国强

(西北工业大学 航天学院，西安 710072)

用于空天往返的组合循环发动机工作马赫数范围宽，为此提出了一种采用双通道调节的变几何进气道设计方案：用一道隔板将进气道内压段分为上下2个通道，低马赫数时，上下2个通道同时进气，高马赫数时，通过旋转外压段最后一道压缩面关闭下通道后，仅上通道进气，从而实现进气道压缩角和收缩比的大范围调节。研究表明，该变几何进气道在Ma=2.2～7.0范围内具有较高的总压恢复系数，尤其是具有很高的流量系数，且大部分区间出口马赫数合适，该变几何进气道方案调节过程简单、可靠，容易实现。

组合循环发动机；变几何进气道；数值模拟

0 引言

未来第三代可重复使用航天运输系统将采用吸气式组合推进取代传统的仅使用火箭动力的工作模式，以增强发射的灵活性，并大幅降低运载成本，运输系统的安全性和可靠性也会随之显著提高。吸气式组合循环动力，典型的如火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)发动机和涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)发动机，是未来最具应用潜力的候选动力之一，一直以来都是该领域研究的热点[1-5]。

用于空天往返的吸气式组合循环发动机，应具有宽广的工作范围。进气道是吸气式发动机的主要部件，如何保证进气道在宽马赫数范围内具有较高的性能，是吸气式组合动力设计的研究重点之一[6]。变几何进气道已成为国内外普遍采用的设计方法。

国际上，各典型RBCC发动机方案均采用了变几何进气道技术，如Strutjet的顶板调节方案[7]、GTX的中心锥前后移动方案[8]、ASTRX-RBCC喉道调节门放气方案[5]，日本JAXA顶板升降方案[9]。目前，公开报道的最接近工程样机的ISTAR发动机，采用了旋转内压段顶板和唇口的调节方案[10]。国内学者也开展了RBCC可调进气道探索研究，如一种支板升降的侧压式进气道调节方案[11]。

各种TBCC发动机也均采用了变几何进气道技术。应用于SR-71的串联式TBCC发动机采用了中心锥前后移动，以及可开闭的放气活门方案[12]。日本ATREX发动机为串联式TBCC发动机，其轴对称进气道采用了中心锥前后移动方案[13]，而二元进气道采用了移动前缘，以便调节压缩面的变几何方案[14]。X43-B外并联式TBCC发动机通过内压段中间隔板的旋转，实现进气道上下通道的流量匹配[15]。20世纪80年代，NASA兰利研究中心针对某乘波飞行器设计的内并联TBCC发动机，则采用了进气道内压段升降的方案[16]。

从上述组合循环发动机进气道变几何方案可看出，为适应很宽的来流马赫数范围，并在较低马赫数下起动，进气道调节时，有必要实现压缩角和收缩比两个主要参数的大范围变化。为此，本文提出了一种新型的基于双流道的进气道调节方法，通过下通道的开闭并配合上唇口的旋转，可同时实现这2个参数的大范围调节。本文的方法有别于双模态冲压发动机普遍采用的仅通过溢流以实现流量匹配的调节方法[17-19]，毕竟溢流量很多时，会导致捕获流量的严重浪费，附加阻力也会(本质为飞行器阻力)显著增加，不符合飞行器/动力一体化设计思想，很难适应于更宽的飞行范围需求。

1 方案设计

本文进气道调节方案如图1所示。高马赫数时，进气道型面由A-B-C-D-E和F-G-H组成(记为构型A)，为一典型的混压式双模态冲压发动机进气道。低马赫数时，进气道型面由A-B-C-D'、I-J、D-E和F'-G-H组成(记为构型B)，此时内压段被隔板D-E隔开为上下两个通道。低马赫数时，型面特征点D'和I之间留有一定的空隙，可将顶板附面层低速气流排除，改善进气道性能。进气道最后一道外压缩面和唇口的旋转轴心位于特征点C和G。型线AB、BC、FG(F'G)为直线，CD(C'D)为直线转圆弧。内压段型线GH、DE、IJ为曲线转直线，使得气流以水平方向流出。

本文进气道上下通道出口面积取相等数值，高马赫数型面总收缩比为7.0，低马赫数流道总收缩比约降低为前者的一半，为3.6。高马赫数三级外压缩角依次为7°、9°和8°，第一道内压缩角为11°；低马赫数时两级压缩角依次为7°、9°，即取消三级外压缩型面的最后一道压缩，第一道内压缩角为7°。进气道压缩角也显著降低。

来流空气经进气道外压段和内压段压缩后，从喉道H-E-J面流出，在下游可通过过渡段或扩压段的进一步设计流入同一或两个燃烧室。本文只针对外压段和内压段开展研究，并通过简单的两级调节方案分析进变几何方案的性能。

图1 进气道调节方案Fig.1 Inlet regulation scheme

2 数值模拟方法

本文利用在进气道研究领域已得到广泛应用的FLUENT软件求解二维N-S方程，选取SSTk-ω湍流构型，此构型对于逆压梯度引起的流动分离，以及超声速中的激波和膨胀波现象都具有较好的模拟准确度。

采用结构化网格(图2)，网格过渡比不超过1.1，壁面网格局部加密，近壁第一层网格距壁面约0.05 mm。模拟气体为变比热容空气。进气道出口条件为超声速外推，不考虑燃烧室反压的影响。所有残差指标下降到10-3以下、进出口流量相对误差小于10-4，且变化平稳，表示计算结果收敛[11]。

(a)构型A

(b)构型B图2 网格划分Fig.2 The calculation grid

3 结果分析

进气道调节过程中，经历了构型A和构型B，本文通过对2个构型性能和流场结构的分析，获得型面调节转级马赫数，形成变几何方案。本文基于进气道自起动性能开展研究。

3.1 构型A分析

图3为数值模拟获得的构型A不同来流马赫数Ma时的流场马赫数分布。图4为计算获得的主要性能参数：流量系数φ、总压恢复系数σ和出口马赫数Maout。

(a)Ma=3.9

(b)Ma=4.0

(c)Ma=5.0

(d)Ma=6.0

(e)Ma=7.0图3 构型A流场马赫数分布Fig.3 Mach number contours of scheme A

从图3可看出，Ma=3.9时，虽然进气道唇口外没有出现脱体激波，但肩点处出现了严重的气流分离现象，Ma=4.0时，该分离现象消失。分离消失的过程中，进气道性能参数均出现了不同幅度的阶跃，尤以总压恢复系数变化最为明显。此时，总压恢复系数显著增加，和其随来流马赫数增加而减小的整体趋势不同。因此，构型A在Ma=3.9时不起动，Ma=4.0时起动后，才具有了较好的性能。

图4 构型A性能参数Fig.4 Performance parameters of scheme A

从图3还可看出，进气道起动后，流场中再未出现气流分离现象。Ma=6.0时，进气道外压三道斜激波相交于唇口。Ma=7.0时，三道斜激波叠加后打到唇口内，但并未在唇口附近产生严重的气流分离或滑移层，进气道总压恢复系数仍以接近等斜率的线性规律减小(图4)。可见，构型A可工作到Ma=7.0。

3.2 构型B分析

图5和图6分别为数值模拟获得的构型B不同来流马赫数时的流场马赫数分布和性能参数。

从图5可看出，Ma=2.1时，进气道内压段上通道入口存在由正激波和“γ”激波耦合引起的激波/附面层分离结构，进气道上通道没有起动，下通道起动；Ma=2.2时，进气道内压段上下通道均已起动。图6中，Ma=2.1～2.2的过程中，进气道性能参数均有一定程度的阶跃，也说明直到Ma=2.2进气道才完全起动。

从图5也可看出，进气道起动后，流动顺畅，未出现附面层分离现象，流场结构合理。从图6可看出，来流马赫数增加到3.5后，进气道出口即喉道马赫数有些偏高。

RBCC发动机和TBCC发动机均需要进气道在较低的马赫数起动，从而为模态过渡做准备，模态过渡马赫数一般为2.5～3.0。因此，进气道起动马赫数应低于此区间。为保证本文的低马赫数构型(即构型B)能满足上述条件，本文采用了附面层吸除技术。

附面层吸除会带来流量损失和额外的阻力，吸除系统越小、吸除量越少越好，通常只将壁面附近低能量的气流吸除掉[20]。本文结合最后一道外压缩面的旋转，采用了类似文献[21]的附面层放气方法，以实现附面层吸除。

表1给出了不同马赫数时构型B的吸除流量百分比。进气道起动后，吸除量不断降低，最大吸除量为进气道刚起动时，小于5%，实际中可接受。

(a)Ma=2.1

(b)Ma=2.2

(c)Ma=3.0

(d)Ma=4.0

(e)Ma=5.0图5 构型B流场马赫数分布Fig.5 Mach number contours of scheme B

图6 构型B性能参数Fig.6 Performance parameters of scheme B

3.3 变几何进气道方案

构型A为典型的双模态冲压发动机进气道，起动马赫数为4.0，在Ma=4.0～7.0均能以较好的性能工作。构型B由于压缩量较低，虽然流量系数指标较高，有利于提高发动机的推力，但来流马赫数较高时，出口马赫数偏高，若燃烧室以亚燃冲压模态工作，燃烧前气流所经历的正激波会偏强，从而导致更大的总压损失，可能引起发动机比冲性能降低。

表1 构型B吸除量Table 1 Suction mass flow percentage of scheme B

针对本文的进气道构型，采用最简单的两级调节方案，选取Ma=4.0作为转级马赫数较合适；Ma<4.0，变几何进气道采用构型B；Ma>4.0，通过旋转唇口和外压段最后一道压缩面，进气道型面变为构型A。

图7为变几何进气道Ma=2.2～7.0的性能。Ma=4.0时，由于进气道型面转级，性能参数均有较大幅度的阶跃。从图3和图6可看出，变几何进气道在Ma=2.2～7.0区间内，均具有良好的流场结构。

图7 变几何进气道性能参数Fig.7 Performance parameters of the variable geometry inlet

从图7可看出，变几何进气道在宽广的来流马赫数范围内，均具有很高的流量系数，即使低马赫数时，也接近0.5。高的捕获流量意味着飞行器阻力的降低，也意味着高比冲冲压工作模式对飞行器机械能贡献越大，从而降低整个飞行过程中发动机的燃料消耗。变几何进气道性能的上述特点，可使飞行器/发动机一体化设计难度显著降低，飞行器有效载荷也会提高。

本文变几何进气道方案采用最简单的两级调节方案，旋转部位仅为唇口和最后一道外压缩面两段较短的型线，方案相对容易实现。

4 结论

(1)变几何方案可将进气道起动马赫数降低到组合循环发动机模态过渡马赫数之下。在Ma=2.2～7.0时，变几何进气道均具有较高的总压恢复系数；除Ma=3.5～4.0偏高外，大部分区间出口马赫数合适。

(2)变几何进气道在宽广的来流马赫数范围内，尤其低马赫数时，具有很高的流量系数，从而提高了飞行器的整体性能。

(3)变几何方案调节过程简单、可靠，容易实现，适应性好。

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(编辑：崔贤彬)

Investigation of a variable geometry combined cycle engine inlet with double passage

LIU Xiao-wei,SHI Lei,LIU Pei-jin,HE Guo-qiang

(College of Astronautics,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072,China)

Combined cycle engines,used for the spaceflight launch vehicle,have wide Mach number operation range.Therefore,a variable geometry inlet scheme with double passage regulation was put forward in the paper.The inlet inner passage was divided into two passages by a baffle.The lower passage could be close by rotating the last compress face at high fight Mach number,so only the upper passage allows air flow into the engine.The wide operation range regulation of inlet compress angle and contraction ratio could be achieved at the same time.Investigation shows that:present variable geometry inlet has higher total pressure recovery coefficient from flight Mach number 2.2 to 7.0,especially higher flow coefficient,and proper exit Mach number during most of the Mach number range.It is most important that the inlet has high mass flow during the wide flight Mach number.In addition,the regulation process is simple,dependable and easily actualized.

combined cycle engine;variable geometry inlet;numerical simulation

2016-05-08；

2016-06-28。

刘晓伟(1982—)，男，博士，研究方向为吸气式组合循环推进系统。E-mail：xiaowei420@aliyun.com

V435

A

1006-2793(2016)06-0746-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.06.002