并聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)氣動(dòng)特性研究

張丁午，王 強(qiáng)，胡海洋

(北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191)

并聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)氣動(dòng)特性研究

張丁午，王 強(qiáng)，胡海洋

(北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100191)

針對(duì)一并聯(lián)式渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)的氣動(dòng)方案，對(duì)其從渦輪向沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中的典型工作點(diǎn)上的流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。結(jié)果顯示：模態(tài)轉(zhuǎn)換中渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的流量系數(shù)逐漸下降，反壓承受能力逐漸減弱，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的流量系數(shù)逐漸增加。模態(tài)轉(zhuǎn)換中，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)噴管在不同落壓比(NPR=20～80)下均無明顯流動(dòng)分離現(xiàn)象；沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)噴管分離區(qū)逐漸減小，且隨著落壓比的增加分離程度逐漸減弱。

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)；進(jìn)氣系統(tǒng)；排氣系統(tǒng)；并聯(lián)布局；模態(tài)轉(zhuǎn)換；數(shù)值模擬

1 引言

渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)具有飛行包線寬、重復(fù)使用性好等優(yōu)點(diǎn)，成為當(dāng)前高速飛行器動(dòng)力領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)[1]。對(duì)于這類飛行器，面臨飛行工況多變的條件，因此要求TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道和噴管，能在整個(gè)飛行過程中通過改變自身形狀來達(dá)到適應(yīng)飛行狀態(tài)變化的目的[2]。美國(guó)NASA的Green研究中心[3，4]、Langley研究中心[5]等，都進(jìn)行了TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)式進(jìn)氣道的相關(guān)研究。Langley研究中心對(duì)組合發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)式和串聯(lián)式進(jìn)氣系統(tǒng)進(jìn)行了對(duì)比分析，認(rèn)為并聯(lián)式進(jìn)氣道在高超聲速熱防護(hù)技術(shù)上具有優(yōu)越性，在減小裝機(jī)尺寸和機(jī)匣冷卻面積方面也有更好的優(yōu)化效果[6]。我國(guó)對(duì)TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的研究起步較晚，目前在該領(lǐng)域，有關(guān)院校和研究所都開展了相關(guān)工作[7～10]。本文以并聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣系統(tǒng)為對(duì)象，重點(diǎn)研究從渦輪模態(tài)到?jīng)_壓模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中進(jìn)氣道和噴管的氣動(dòng)性能。

2 計(jì)算方法

2.1 求解方程和物理模型

本文所有計(jì)算基于自編CFD程序完成。N-S方程采用LUSGS隱式時(shí)間推進(jìn)法求解，對(duì)流通量采用三階精度Roe格式離散，擴(kuò)散通量采用可克服奇偶不耦合問題的中心差分格式求解，湍流模型輸運(yùn)方程采用特殊的混合隱式迭代和解析算法求解，在低數(shù)值耗散的前提下保證對(duì)間斷解的高精度捕捉；湍流模型輸運(yùn)方程采用二階TVD格式離散，用以克服低雷諾數(shù)k-ε模型的計(jì)算剛性，保證計(jì)算的穩(wěn)定性和收斂精度。圖1為模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)、排氣系統(tǒng)的二維結(jié)構(gòu)示意圖。采用Gridgen軟件對(duì)計(jì)算區(qū)域分塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、近壁面區(qū)域加密處理，保證近壁面網(wǎng)格的最大y+＜5，網(wǎng)格數(shù)約8萬。

圖1 進(jìn)排氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic diagram of the inlet and exhaust system

2.2 算例驗(yàn)證

為驗(yàn)證自編CFD程序的準(zhǔn)確性，特做以下兩個(gè)驗(yàn)證算例。首先選擇Langley研究中心[11]針對(duì)X-43A進(jìn)氣道的實(shí)驗(yàn)研究，模型示意圖見圖2，外壓段楔角為11°，唇罩下表面與外壓段上表面的夾角分別為3°、6°和9°，隔離段高10.16 mm，隔離段長(zhǎng)高比5.6。實(shí)驗(yàn)中來流參數(shù)：馬赫數(shù)4.03，靜溫216.6 K，靜壓8 728.8 Pa，總溫920.6 K，總壓1.38 MPa。

第二個(gè)驗(yàn)證算例模型同樣來自NASA[12]，其具體的幾何尺寸如圖3所示。噴管高15.24 mm，噴管進(jìn)口馬赫數(shù)1.665，總壓172 kPa，總溫478 K；外部自由來流馬赫數(shù)6，總壓2 520 kPa，總溫478 K。

從圖4中的壁面壓力分布可看出，計(jì)算結(jié)果模擬出的壓力分布趨勢(shì)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好，因此可認(rèn)為本文所采用的模擬方法可靠。

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 模態(tài)轉(zhuǎn)換下進(jìn)氣系統(tǒng)的性能

當(dāng)飛行馬赫數(shù)達(dá)到4時(shí)，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)將進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道將分級(jí)關(guān)閉。選取四個(gè)關(guān)鍵轉(zhuǎn)換工作點(diǎn)進(jìn)行數(shù)值模擬研究，其馬赫數(shù)等值線圖見圖5?？梢姡D(zhuǎn)換過程中整個(gè)流場(chǎng)無明顯分離現(xiàn)象，隨著渦輪進(jìn)氣道的逐漸關(guān)閉，沖壓進(jìn)氣道上下壁面的夾角逐漸增大，導(dǎo)致激波強(qiáng)度增加，沖壓進(jìn)氣道出口氣流馬赫數(shù)逐漸降低。

圖2 進(jìn)氣道模型示意圖Fig.2 Scheme of inlet model

圖3 噴管結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.3 Scheme of nozzle model

圖4 實(shí)驗(yàn)與計(jì)算壁面壓力結(jié)果比較Fig.4 Comparison between experiment and numerical calculation of wall pressure

圖5 進(jìn)氣道馬赫數(shù)等值線圖Fig.5 Contours of inlet Mach number

圖6 質(zhì)量流量系數(shù)圖Fig.6 Mass flow coefficient

圖6給出了渦輪楔板逐漸關(guān)閉過程中進(jìn)氣系統(tǒng)的質(zhì)量流量系數(shù)變化?？梢?，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中渦輪進(jìn)氣道流量系數(shù)逐漸降低，沖壓進(jìn)氣道流量系數(shù)呈平穩(wěn)增加趨勢(shì)。主要原因?yàn)?，整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中氣體流動(dòng)均勻，避免了氣體流量突變導(dǎo)致的不起動(dòng)問題，有利于沖壓燃燒室組織點(diǎn)火燃燒。圖7給出了渦輪楔板逐漸關(guān)閉過程中進(jìn)氣系統(tǒng)的總壓恢復(fù)系數(shù)變化，其中渦輪通道和沖壓通道性能分別以喉道截面和隔離段出口截面參數(shù)表征。從圖中發(fā)現(xiàn)，渦輪進(jìn)氣道和沖壓進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)均呈下降趨勢(shì)，尤其是達(dá)到轉(zhuǎn)換點(diǎn)(d)時(shí)，渦輪進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)降到17.53%，性能嚴(yán)重惡化；沖壓進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)整體保持在63%以上。

3.2 進(jìn)氣道相互影響特性分析

圖7 總壓恢復(fù)系數(shù)圖Fig.7 Total pressure recovery coefficient

模態(tài)轉(zhuǎn)換是一個(gè)極其復(fù)雜的動(dòng)態(tài)過程，涉及到渦輪、沖壓兩個(gè)進(jìn)氣道的相互作用。本小節(jié)對(duì)進(jìn)氣道相互影響特性進(jìn)行了研究，針對(duì)上述四個(gè)典型的轉(zhuǎn)換點(diǎn)，通過改變渦輪進(jìn)氣道出口背壓(取值范圍從15p0到60p0)(p0為遠(yuǎn)場(chǎng)壓力)，分析不同狀態(tài)對(duì)沖壓進(jìn)氣道氣動(dòng)性能的影響。圖8給出了四個(gè)轉(zhuǎn)換點(diǎn)狀態(tài)下進(jìn)氣道的壁面壓力分布，從中不難發(fā)現(xiàn)，模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中渦輪進(jìn)氣道承受反壓的能力逐漸減弱。對(duì)于轉(zhuǎn)換點(diǎn)(b)和(c)兩種狀態(tài)，當(dāng)背壓過低時(shí)，渦輪進(jìn)氣道壁面壓力會(huì)產(chǎn)生振蕩現(xiàn)象，容易導(dǎo)致出口氣流均勻性變差，對(duì)后面工作部件不利。

在四個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)狀態(tài)下，當(dāng)背壓增加到一定程度時(shí)，渦輪進(jìn)氣道壁面壓力都會(huì)出現(xiàn)突躍現(xiàn)象，表明此時(shí)激波被推出造成渦輪進(jìn)氣道不起動(dòng)，但同時(shí)，壓力曲線顯示沖壓進(jìn)氣道的壁面壓力分布，并未受到渦輪進(jìn)氣道不起動(dòng)的影響，這與文獻(xiàn)[3]的實(shí)驗(yàn)結(jié)論一致。因此，對(duì)于外并聯(lián)式發(fā)動(dòng)機(jī)，當(dāng)某一個(gè)進(jìn)氣道不起動(dòng)時(shí)，對(duì)另一個(gè)進(jìn)氣道不會(huì)產(chǎn)生影響。

3.3 模態(tài)轉(zhuǎn)換下排氣系統(tǒng)的性能

當(dāng)飛行馬赫數(shù)達(dá)到4時(shí)，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)將進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)噴管將分級(jí)關(guān)閉。選取四個(gè)關(guān)鍵轉(zhuǎn)換工作點(diǎn)進(jìn)行數(shù)值模擬研究，其馬赫數(shù)等值線圖見圖9。從圖中可明顯發(fā)現(xiàn)，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)噴管存在十分復(fù)雜的激波、膨脹波結(jié)構(gòu)，隨著模態(tài)轉(zhuǎn)換的進(jìn)行，噴管從欠膨脹狀態(tài)轉(zhuǎn)變成過膨脹狀態(tài)，整個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中噴管出口流場(chǎng)均勻，沒有出現(xiàn)大的分離區(qū)，只是從轉(zhuǎn)換點(diǎn)(h)中觀察到，渦輪通道出口的激波與其上壁面邊界層相互作用形成了較大的分離區(qū)，這可能導(dǎo)致噴管性能惡化。

在沖壓通道上壁面出現(xiàn)了兩部分回流區(qū)，第一部分是由于上壁面型面轉(zhuǎn)折造成的，第二部分是沖壓通道與渦輪通道兩股氣流相互作用的結(jié)果。隨著渦輪通道逐漸關(guān)閉，沖壓通道上壁面的轉(zhuǎn)折角變小導(dǎo)致分離區(qū)變小，而第二部分的分離區(qū)略有增加，這主要是由于沖壓通道上壁面擴(kuò)張角變大、與渦輪通道出口膨脹波作用增強(qiáng)所致。

圖8 不同轉(zhuǎn)換點(diǎn)狀態(tài)下進(jìn)氣道壁面壓力分布Fig.8 Pressure distribution at different transition points

圖9 噴管馬赫數(shù)等值線圖Fig.9 Contours of nozzle Mach number

3.4 不同工況下排氣系統(tǒng)的性能

由于TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)飛行條件復(fù)雜，模態(tài)轉(zhuǎn)換也不可能在單一工況下進(jìn)行，因此有必要研究不同工況下噴管的性能。本小節(jié)對(duì)不同落壓比(NPR=80～20)下的流場(chǎng)進(jìn)行分析，研究落壓比對(duì)噴管性能的影響規(guī)律。圖10、圖11給出了不同落壓比時(shí)渦輪噴管在轉(zhuǎn)換點(diǎn)(e)和(g)狀態(tài)下的馬赫數(shù)等值線圖?？梢?，隨著落壓比的增加，渦輪噴管出口由過膨脹狀態(tài)過渡到欠膨脹狀態(tài)，沖壓噴管出口一直保持過膨脹狀態(tài)，沖壓通道上壁面出口處的回流區(qū)逐漸縮小，其它區(qū)域的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)無明顯改變。

4 結(jié)論

(1)從文中進(jìn)氣系統(tǒng)的性能看，在模態(tài)轉(zhuǎn)換過程中，渦輪進(jìn)氣道和沖壓進(jìn)氣道均無明顯的流動(dòng)分離現(xiàn)象；沖壓進(jìn)氣道的出口馬赫數(shù)逐漸降低，流量系數(shù)平穩(wěn)增加，有利于燃燒室點(diǎn)火起動(dòng)。

(2)改變渦輪進(jìn)氣道出口背壓對(duì)沖壓進(jìn)氣道的氣動(dòng)特性無影響，但是當(dāng)渦輪進(jìn)氣道出口背壓過低時(shí)，其壁面壓力會(huì)產(chǎn)生振蕩現(xiàn)象，導(dǎo)致出口氣流均勻性變差。

圖10 轉(zhuǎn)換點(diǎn)(e)狀態(tài)下的馬赫數(shù)等值線圖Fig.10 Mach number contours at transition point(e)

(3) 從文中排氣系統(tǒng)的性能看，在相同落壓比下，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)噴管隨著模態(tài)轉(zhuǎn)換的進(jìn)行，從欠膨脹狀態(tài)轉(zhuǎn)變成過膨脹狀態(tài)；在沖壓噴管轉(zhuǎn)折點(diǎn)位置及其出口處，均出現(xiàn)了小面積的回流區(qū)；當(dāng)渦輪噴管關(guān)閉75%時(shí)，其上壁面出現(xiàn)了較大面積的回流區(qū)，導(dǎo)致噴管性能惡化。

(4) 針對(duì)渦輪噴管不關(guān)閉和關(guān)閉一半這兩個(gè)模態(tài)轉(zhuǎn)換點(diǎn)，隨著落壓比的增加，TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)噴管均由過膨脹狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)榍放蛎洜顟B(tài)，回流區(qū)范圍逐漸減小，噴管氣動(dòng)性能有所改善。

[1] Watanabe Y，Miyagi H，Sekido H，et al.Conceptual De?sign Study on Combined-Cycle Engine for Hypersonic Transport[R].ISABE 93-7018，1993.

[2] Spoth K A，Moses P L.Structural Design and Analysis of a MachZerotoFiveTurbo-RamjetSystem[R].AIAA 93-1983，1993.

[3] Sanders B W，Weir L J.Aerodynamic Design of a Du?al-Flow Mach 7 Hypersonic Inlet System for a Tur?bine-Based Combined-Cycle Hypersonic Propulsion Sys?tem[R].NASA CR-2008-215214，2008.

圖11 轉(zhuǎn)換點(diǎn)(g)狀態(tài)下的馬赫數(shù)等值線圖Fig.11 Mach number contours at transition point(g)

[4] Fernandez R，Reddy D R，Benson T J，et al.Design Issues for Turbine-Based and Rocket-Based Combined Cycle Propulsion System Inlets[R].AIAA 98-3774，1998.

[5] Kumar A，Drummond J P，McClinton C R，et al.Research in Hypersonic Airbreathing Propulsion at the NASA Lang?ley Research Center[R].ISABE 2001-1007，2001.

[6] Weidner J P.Conceptual Study of a Turbojet/Ramjet Inlet [R].NASA TM-80141，1979.

[7] 劉增文.渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)一體化數(shù)值模擬[D].西安：西北工業(yè)大學(xué)，2007.

[8] 蔡元虎，張建東，王占學(xué).TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)用進(jìn)氣道設(shè)計(jì)及沿飛行軌跡斜板角度優(yōu)化分析[J].西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，2007，25(5)：615—619.

[9] 莫建偉，徐驚雷，喬松松.并聯(lián)式TBCC發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)性能數(shù)值模擬[J].推進(jìn)技術(shù)，2013，34(4)：463—469.

[10]張華軍，郭榮偉，謝旅榮.TBCC進(jìn)氣道變幾何泄流腔研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2012，27(12)：2714—2723.

[11]Emami S，Trexler C A，Auslender A H.Experimental In?vestigation of Inlet-Combustor Isolators for a Dual-Mode Scramjet at a Mach Number of 4[R].NASA TP-3502，1995.

[12]Spaid F W，Keener E R.Hypersonic Nozzle-Afterbody CFD Code Validation,Part I:Experimental Measurements [R].AIAA 93-0607，1993.

Aerodynamic Characteristics of the Over-Under TBCC Inlet and Exhaust System

ZHANG Ding-wu，WANG Qiang，HU Hai-yang
(School of Energy and Power Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

According to an over-under turbine based combined cycle(TBCC)engine air inlet and exhaust systems solution,typical operating points of the flow field from turbine mode to scramjet mode were numeri?cally studied.The calculating results show that turbine engine inlet flow coefficient is gradually decreased during mode transition,and the ability to withstand back pressure is gradually weakened,however,scramjet inlet flow coefficient is gradually increased.Under different pressure ratio(=20～80),the turbine engine nozzle had no obvious flow separation phenomenon during mode transition,but the scramjet nozzle separa?tion zone decreased,and the degree of separation gradually weakened as the pressure ratio decreased.

TBCC engine；inlet system；exhaust system；over-under type；mode transition；numerical simulation

V236

A

1672-2620(2013)06-0035-05

2013-11-14；

2013-12-02

張丁午(1983-)，男，河北邯鄲人，博士研究生，研究方向?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流氣動(dòng)熱力學(xué)。