高超聲速進氣道飛行器一體化設(shè)計技術(shù)的發(fā)展

孟宇鵬, 楊 暉, 滿延進

(北京動力機械研究所高超聲速沖壓發(fā)動機技術(shù)重點實驗室,北京 100074)

引 言

飛得更高、更快、更遠始終是人類飛行器發(fā)展的主旋律,隨著技術(shù)的進步,近十多年來,高超聲速飛行器已經(jīng)成為各強國的一個重要技術(shù)競爭方向,開展了一系列的研究工作和計劃[1-7].不同于無動力的助推滑翔式高超聲速飛行器,吸氣式高超聲速飛行器采用超燃沖壓發(fā)動機或組合發(fā)動機為主要動力,可以充分利用大氣層內(nèi)的氧氣做氧化劑,使得飛行器具有連續(xù)可控的推力,具備更高的飛行靈活性和經(jīng)濟性,實現(xiàn)大氣層內(nèi)高超聲速飛行.超燃沖壓發(fā)動機是吸氣式高超推進系統(tǒng)的核心,而高超聲速進氣道則是超燃沖壓發(fā)動機的關(guān)鍵部件之一,其利用自身壓縮結(jié)構(gòu),將前方高速來流減速降低至燃燒室能夠工作的一個范圍,并提高壓力,將氣流動能有效轉(zhuǎn)化為勢能,為燃燒室提供所需流量和品質(zhì)的空氣,確保發(fā)動機穩(wěn)定可靠工作.高超聲速進氣道除了作為發(fā)動機關(guān)鍵部件外,也影響飛行器的升阻比、配平特性等氣動性能,與飛行器的整體布局和性能特性聯(lián)系也更加緊密.飛行器的任務(wù)特點、氣動特性以及動力系統(tǒng)性能都和進氣道的布局形式以及性能相耦合,須綜合考慮.

超聲速進氣道設(shè)計通?；诟餍奔げㄗ顑?yōu)理論設(shè)計或等強度激波設(shè)計,以實現(xiàn)進氣道在工作點的總壓恢復(fù)系數(shù)最優(yōu).高超聲速進氣道的設(shè)計須在考慮燃燒室入口速度的前提下設(shè)計壓縮波系、降低唇罩阻力,進氣道的外壓縮占比降低,內(nèi)壓縮占比提高,須考慮進氣道內(nèi)部激波邊界層干擾的影響,在較高收縮比條件下提高隔離段出口抗反壓能力,并保證良好的起動性能,設(shè)計技術(shù)難度進一步增加.

自20世紀60年代至2000年左右,美國、俄羅斯、日本和法國等基于一系列高超聲速項目開展了大量超燃沖壓發(fā)動機基礎(chǔ)技術(shù)研究,積累了技術(shù)基礎(chǔ).進入21世紀初,以美國為代表開展了X-51A和X-43A高超聲速工程技術(shù)集成和飛行試驗并獲得成功.這期間進氣道和飛行器一體化設(shè)計技術(shù)迅速發(fā)展,在傳統(tǒng)飛行器布局基礎(chǔ)上,高超聲速飛行器前體與進氣道的設(shè)計演變出多種布局形式,比如頭部進氣、腹部進氣以及兩側(cè)進氣等.從壓縮方式上又分為二元壓縮、軸對稱壓縮、三維壓縮等,以及在此基礎(chǔ)上以流線追蹤技術(shù)發(fā)展出的各種二維乘波技術(shù)和三維內(nèi)乘波設(shè)計技術(shù).

近些年,以美國為代表,正積極開展以TBCC和RBCC等組合動力為主的空天動力技術(shù)基礎(chǔ)研究和工程技術(shù)集成,以實現(xiàn)將來的空天領(lǐng)域?qū)捰蝻w行,這也是目前和今后的一個主要航天技術(shù)發(fā)展方向.組合動力可有效拓寬飛行器速域和空域,為實現(xiàn)這一目的,組合動力需要進氣道可調(diào)節(jié)設(shè)計,這對一體化氣動設(shè)計、結(jié)構(gòu)甚至熱防護提出了更高的技術(shù)難度.本文結(jié)合典型國內(nèi)外飛行器與進氣道方案介紹了高超聲速進氣道的布局形式和技術(shù)發(fā)展,以及面向?qū)捰蝻w行的高超可調(diào)進氣道最新技術(shù)進展情況.

1 高超聲速進氣道類型與布局

1.1 軸對稱進氣道

高超聲速軸對稱進氣道基于傳統(tǒng)超聲速進氣道技術(shù)發(fā)展而來,采用混合壓縮形式,外罩通常采用平直構(gòu)型或小角度以降低阻力.氣流通過一定角度的中心錐體實現(xiàn)外壓縮,再經(jīng)過錐體和外罩內(nèi)型線構(gòu)成的內(nèi)收縮段完成內(nèi)壓,實現(xiàn)減速增壓.隔離段內(nèi)通道通常為環(huán)形或過渡至圓形的形式.進氣道中心錐體的母線一般設(shè)計為多級錐式、局部等熵或曲面壓縮曲線等形式,流動在每個子午面上都具有準二維流動特征,多采用特征線法計算激波后流場.

蘇聯(lián)在Kholod“冷”[8-9]高超聲速飛行試驗計劃中的試飛器采用氫燃料亞/超燃沖壓發(fā)動機,采用單獨的頭部軸對稱進氣方案.公開資料顯示飛行器進氣道采用多級錐混合壓縮,錐體外壓縮采用了三級錐壓縮,外壓總角度40°,唇罩內(nèi)角10°,工作速度范圍Ma=3.5～6.4,如圖1所示.冷計劃后期在和俄CIAM合作的基礎(chǔ)上,美國開展了高超聲速飛行試驗計劃HRE[9-11],項目中改進了發(fā)動機進氣道和隔熱段以及燃燒室,并成功進行了飛行試驗,獲得了Ma=3.5～6.45速度范圍內(nèi)的發(fā)動機數(shù)據(jù).HRE計劃中美國基于前期軸對稱進氣道的大量試驗研究,在地面試驗發(fā)動機進氣道上采用了改進的混合壓縮方案,有限資料表明進氣道外壓縮初始錐角10°,經(jīng)曲面壓縮至22°,唇罩內(nèi)角12°,最大工作速度Ma=8,見圖2.

圖1 “冷”計劃中軸對稱進氣道幾何構(gòu)型Fig.1 Axisymmetric inlet geometry of Kholod

圖2 HRE計劃中軸對稱進氣道發(fā)動機簡圖Fig.2 Axisymmetric inlet geometry of HRE groud test

Kholod“冷”和HRE都是獨立的發(fā)動機方案,進氣道為單獨的軸對稱形式,這種布局進氣道結(jié)構(gòu)簡單,布置于飛行器最前端時多和軸對稱旋成體飛行器相配合,集成度高,多用于彈用布局.美國在高超聲速巡航導(dǎo)彈HyFly計劃中,開展了雙燃燒室動力系統(tǒng)研制和飛行試驗[12].旋成體形式的彈體采用頭部中心分置式進氣道布局,見圖3.工作Mach數(shù)范圍為3.5～6.0,巡航Mach數(shù)范圍為5～6.這種布局類似模塊化進氣道,彈體前端共用1個壓縮錐對空氣進行預(yù)壓縮,在周向上布置6個一定扇形角的進氣道,包含兩個亞燃進氣道,呈水平“一”字布置,為預(yù)燃室提供氣流;4個超燃進氣道分置于4個象限,為主燃燒室提供氣流.兩個亞燃進氣道和4個超燃進氣道的二級壓縮角度不同,以實現(xiàn)不同Mach條件下的壓縮,其流動可以看做一定扇角的軸對稱進氣道.

圖3 Hyfly頭部軸對稱進氣道構(gòu)型Fig.3 Axisymmetric inlet geometry of Hyfly

當軸對稱進氣道用于大型飛行器時除了可以用于頭部外通常也可以采用旁側(cè)式或外掛式.旁側(cè)式布局緊湊,須考慮前體對進氣道上游流場的影響以及前體邊界層對進氣道的影響.美國先進太空運輸計劃中,NASA格林研究中心的單級入軌飛行器方案采用火箭基組合循環(huán)推進系統(tǒng),擁有3個旁側(cè)式GTX發(fā)動機[13-14],每個發(fā)動機采用了基于軸對稱壓縮的一定周向角的非圓進氣道,間隔120°均勻排布在飛行器中后部,以有效利用前體的預(yù)壓縮,成為一種緊湊的旁側(cè)進氣布局形式.每個進氣道和飛行器之間安裝有附面層分流隔道,用于排移前體的附面層,GTX進氣道布局見圖4.GTX發(fā)動機進氣道以Ma=6為設(shè)計點,工作范圍至Ma=11,見圖5.

圖4 GTX 進氣道布局Fig.4 Inlet geometry of GTX

圖5 GTX單獨進氣道簡圖Fig.5 Single inlet of GTX

當軸對稱的發(fā)動機和飛行器設(shè)計不需要很強的集成度或氣動耦合不嚴重時,通常采用外掛式.英國Skylon項目空天飛機采用了協(xié)同吸氣式火箭發(fā)動機SABRE為動力,這是一種預(yù)冷組合發(fā)動機,能夠?qū)崿F(xiàn)從地面水平起降并加速至Ma=6[15-17].進氣形式采用了在機翼兩側(cè)外掛的布局方式.這種布局綜合考慮了高裝載容積和氣動特性,研究還表明高超聲速飛行時的機體流場對外掛式進氣道的影響較小,SABRE發(fā)動機還安裝有一定的預(yù)偏角度,可以充分發(fā)揮迎角下的發(fā)動機性能.這種機體對外掛發(fā)動機影響極小的布局可以使得進氣道的氣動設(shè)計和機體氣動設(shè)計相互解耦,降低了氣動、結(jié)構(gòu)等一體化耦合的難度,見圖6.

圖6 Skylon進氣道布局簡圖Fig.6 Skylon inlet configuration

SABRE發(fā)動機為實現(xiàn)寬范圍工作和模態(tài)轉(zhuǎn)換,進氣道采用了三波系軸對稱壓縮方案,并且實現(xiàn)了可調(diào)節(jié).進氣道的中心錐體能夠前后移動,進氣道內(nèi)部還有3層環(huán)形的可前后移動的調(diào)節(jié)環(huán),當?shù)退俟ぷ鲿r,中心錐置于后端,當飛行速度不斷增大,中心錐會前移,最內(nèi)層調(diào)節(jié)環(huán)到最外層調(diào)節(jié)環(huán)也依次前移,和中心錐的錐體型面配合形成新的中心錐面,錐體直徑增大,進氣道收縮比也不斷增大.當進入模態(tài)轉(zhuǎn)換階段,進氣道達到最前端,中心錐體直徑最大,進氣道被封閉,這時進入火箭工作模態(tài).SABRE發(fā)動機及進氣道見圖7.

圖7 SABRE發(fā)動機簡圖Fig.7 SABRE engine

1.2 二維壓縮進氣道

在超聲速進氣道的基礎(chǔ)上發(fā)展出高超聲速二維壓縮進氣道.二維壓縮的主要特點是采用多級壓縮楔面或局部曲面形成外壓縮,在設(shè)計狀態(tài)多級楔面或曲面產(chǎn)生的多道斜激波匯交在進氣道唇口,唇口和楔面構(gòu)成內(nèi)收縮段.兩側(cè)的側(cè)板可以是前掠也可以是后掠,進氣道構(gòu)型通常為矩形.在超聲速領(lǐng)域,二維矩形進氣和飛行器有多種布局,比如旁側(cè)、腹部等.在高超聲速領(lǐng)域,由于飛行速度高,對飛行器升阻比提出了更高需求,升力體構(gòu)型以及前體乘波的需求進一步加強.相比軸對稱進氣道,二維壓縮進氣道結(jié)構(gòu)簡單,工藝性好,且更容易實現(xiàn)各種變幾何的調(diào)節(jié),在高超聲速領(lǐng)域的應(yīng)用也較為豐富.

澳大利亞在開展的Hyshot 2[18-19]超燃沖壓發(fā)動機飛行試驗中采用了頭部進氣構(gòu)型,試飛獲得了成功,工作Mach數(shù)超過了Ma=7.5并接近Ma=8.Hyshot 2試飛器頭部采用由兩個矩形進氣道背靠背組合的構(gòu)型,以減小阻力,見圖8.進氣道采用二元混合壓縮,外壓縮采用單楔角18°,唇罩內(nèi)采用水平的簡單構(gòu)型,并由兩個更大激波角的側(cè)板圍成矩形,為保證起動,進氣道設(shè)計了溢流槽,唇口激波打入槽內(nèi),能減弱激波附面層干擾,改善進氣道性能,如圖9所示.

圖8 Hyshot 2試飛器構(gòu)型Fig.8 Hyshot 2 configuration

圖9 Hyshot 2進氣道Fig.9 Hyshot 2 inlet

升力體布局是高超聲速飛行器的一種典型構(gòu)型,美國Hyper-X計劃中X-43A飛行器成功完成了飛行速度Ma=9.8的飛行試驗[20-23].飛行器采用氫燃料超燃沖壓發(fā)動機為動力,氣動方案采用二維壓縮的腹部進氣升力體布局,具有外形扁平的前體構(gòu)型,見圖10.前體采用了3級二維壓縮方式,進氣道總壓縮角16°.前體長度較長,近似楔形,約占飛行器總長的46%.這種腹部進氣升力體布局能綜合發(fā)揮前體激波后壓力升高的有力條件,產(chǎn)生較高的升力,同時提供預(yù)壓縮,特別是在迎角下實際捕獲流管面積增大,能為超燃沖壓發(fā)動機提供更高的壓縮量和空氣工質(zhì),還能根據(jù)需求采用多臺動力并聯(lián)的模塊化應(yīng)用.

圖10 X-43A飛行器簡圖Fig.10 X-43A configuration

腹部升力體具有升力高,流量大的特點,但在高空、高速飛行下,低Reyolds數(shù)帶來的較長前體層流轉(zhuǎn)捩問題會進一步強化激波邊界層干擾,邊界層轉(zhuǎn)捩延后不但影響氣動力和氣動熱,還使得流動分離更容易發(fā)生,造成進氣道內(nèi)部激波邊界層干擾分離增強、拐角處產(chǎn)生分離區(qū),引發(fā)進氣道內(nèi)流性能降低甚至不起動,引發(fā)巨大風險.為解決長前體邊界層轉(zhuǎn)捩問題,X-43A在前體上加裝了高超聲速強制轉(zhuǎn)捩裝置,一種橫向排列的轉(zhuǎn)捩帶單元,類似斜坡型渦流發(fā)生器的裝置來產(chǎn)生渦流,實現(xiàn)了人工轉(zhuǎn)捩,如圖11所示.

圖11 X-43A帶前體轉(zhuǎn)捩裝置的進氣道模型Fig.11 X-43A inlet test model with forebody transition trips

在小型飛行器或彈用布局領(lǐng)域,腹部二維進氣道是較多采用的布局形式.在HyTech計劃的基礎(chǔ)上,美國空軍開展了X-51A飛行器的項目計劃,成功開展了飛行試驗,實現(xiàn)了碳氫燃料超燃沖壓發(fā)動機為動力的長時間自主飛行[24-26].X-51A飛行器采用了進一步發(fā)展的腹部進氣布局方案,這是一種更接近彈用布局的升力體設(shè)計,飛行器形狀更加細長,采用了截斷型乘波體機身、前體前緣采用了乘波設(shè)計,提高飛行器的升阻比,下表面采用具有兩級壓縮面的固定幾何進氣道,工作范圍Ma=4～6.進氣道設(shè)計有后掠側(cè)板,在一定的溢流下能夠在轉(zhuǎn)級過程實現(xiàn)進氣道的自起動,見圖12.

圖12 X-51A試驗飛行器Fig.12 X-51A test vehicle

為提高飛行器升阻比和氣動性能,在升力體高超聲速飛行器基礎(chǔ)上發(fā)展出了乘波設(shè)計方法,Corda等[27]提出了基于一般性軸對稱基準流場并且考慮了黏性作用的乘波體構(gòu)型設(shè)計及優(yōu)化方法.后來國內(nèi)外發(fā)展出多種錐導(dǎo)乘波設(shè)計方法,耿永兵等[28]以升阻比為優(yōu)化目標,進行了軸對稱近似等熵壓縮流場的乘波前體優(yōu)化設(shè)計,研究表明近似等熵壓縮下表面的乘波前體在設(shè)計條件下具有良好的氣流壓縮效果.由于二維壓縮進氣道需要前方的流場盡可能均勻,在乘波設(shè)計方法上發(fā)展出了一系列吻切錐乘波體設(shè)計方法[29-31].相比升力體方案,乘波前體進氣道具有較小的幾何尺寸,能夠捕獲較大的流量、具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù),沿展向的橫向流動影響小.吳穎川等[32]以曲面壓縮密切錐乘波方法開展了展向截斷的曲面壓縮前體進氣道設(shè)計,并和四波系平板壓縮二元進氣道比較,研究表明采用前體乘波設(shè)計的進氣道仍具有二維流動,但性能有大幅提高,見圖13.

(a)4-stage compression

法國在JAPHAR[33]項目計劃中以超燃沖壓發(fā)動機為動力的高超聲速飛行器前體采用了乘波設(shè)計,這是一種典型的乘波體和腹部進氣道一體化設(shè)計方案,工作范圍Ma=4～8,進氣道布局見圖14.

圖14 JAPHAR乘波體進氣道方案Fig.14 JAPHAR waverider inlet

1.3 側(cè)壓進氣道

側(cè)壓進氣道是在二維壓縮進氣道的基礎(chǔ)上,利用兩側(cè)的壓縮進一步提高進氣道收縮比,提高進氣道性能的一類進氣道,國內(nèi)外進行了大量研究[34-36].早期的側(cè)壓式進氣道壓縮主要靠兩個側(cè)板進行,后續(xù)發(fā)展的側(cè)壓式進氣道開始引入前體頂板壓縮,實現(xiàn)了三維壓縮,并成為現(xiàn)在側(cè)壓式進氣道的常用構(gòu)型.目前的側(cè)壓式進氣道主要由兩塊楔形帶后掠的側(cè)板、斜楔板和后置唇口組成.側(cè)板楔面產(chǎn)生的壓縮流動是在上游斜楔板壓縮波后流動的基礎(chǔ)上再次壓縮,也具有二維流動的特點.三維側(cè)壓進氣道的優(yōu)勢是能隨Mach數(shù)變化在唇口處自動溢流,適合寬Mach數(shù)范圍工作,進口截面為矩形,便于與機身一體化設(shè)計.側(cè)壓式進氣道還具有對來流附面層敏感性低、壓縮通道較短與外阻較小等特點.

相比于二維進氣道,側(cè)壓式進氣道的壓縮能力更強,但側(cè)向壓縮板導(dǎo)致了進氣道內(nèi)復(fù)雜的激波系結(jié)構(gòu),容易出現(xiàn)激波干擾,總壓損失變大.由于唇口溢流較大,側(cè)壓進氣道流量系數(shù)相對比二維進氣道也偏低.國內(nèi)張林等[37]在側(cè)壓進氣道基礎(chǔ)上利用曲面壓縮原理方法,將上游頂板采用彎曲壓縮,進一步改善壁面壓力分布,使其末端壓力梯度變化較為平緩,提高了側(cè)壓進氣道非設(shè)計狀態(tài)下的性能,如圖15所示.

圖15 彎曲激波壓縮側(cè)壓進氣道構(gòu)型Fig.15 Configuration of curved shock sidewall compression inlet

側(cè)壓進氣道在和前體一體化布局中通常都以腹部升力體布局為主,矩形進氣道通常以模塊化置于飛行器腹部,將飛行器前體作為上游頂板,實現(xiàn)較高的壓縮量.美國Aerojet提出的Strutjet-RBCC發(fā)動機單級入軌飛行器采用了升力體構(gòu)型、腹部多模塊布局的三維側(cè)壓式進氣道方案[38],并且采用了可調(diào)節(jié)形式,見圖16.

圖16 Strutjet飛行器進氣道構(gòu)型Fig.16 Inlet configuration of Strutjet

NASA還對Ma=10量級的三維側(cè)壓進氣道開展了試驗研究[39],和進氣道匹配的飛行器采用了升力體布局形式,進氣道在腹部以多模塊形式安裝,見圖17.資料顯示進氣道的側(cè)板可以前后移動,提高進氣道內(nèi)收縮比.

圖17 模塊化側(cè)壓進氣道構(gòu)型Fig.17 Configuration of modular sidewall compression inlet

1.4 內(nèi)壓縮進氣道

內(nèi)壓縮進氣道的壓縮完全在通道內(nèi)部完成,具有較高的壓縮效率,能夠達到較高的總壓恢復(fù)系數(shù).由于完全內(nèi)壓的進氣道不易起動,因此發(fā)展出了基于內(nèi)壓縮流場采用流線追蹤技術(shù)的內(nèi)乘波進氣道,現(xiàn)在普遍稱為內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道.內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道具有壓縮效率高,浸潤面積小的特點,近年來隨著高超聲速飛行器一體化技術(shù)的發(fā)展,三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道成為重要的一種進氣道方案.

內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道的核心是內(nèi)乘波設(shè)計,即采用一種內(nèi)收縮的基準流場,獲取其流動參數(shù),然后根據(jù)需要的截面投影形狀,由所在位置發(fā)出的虛擬流線形成壓縮面,其流動仍具有原內(nèi)收縮流場的特征.德國學(xué)者Busemann于1942年首次提出了由等熵壓縮波和結(jié)尾激波構(gòu)成的軸對稱內(nèi)收縮流場.由于流場長度較長,不利于工程設(shè)計,在此基礎(chǔ)上,通過截短Busemann流場并采用切唇口、放氣等措施，國內(nèi)外發(fā)展了各種實用的Busemann進氣道設(shè)計方法[40-42].英國牛津大學(xué)設(shè)計了一種頭部模塊化布局的內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道[43],基于等壓比和等斜率軸對稱內(nèi)錐基準流場,將4個投影為扇形的內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道集中置于飛行器頭部,構(gòu)成了一種典型的頭部模塊化內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道和旋成體彈體融合的布局,見圖18.

圖18 模塊化內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道構(gòu)型Fig.18 Configuration of modular inward-turning inlets

內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道基本都是由內(nèi)錐形壓縮流場通過截取特定的截面形狀構(gòu)成,為了便于內(nèi)轉(zhuǎn)式進氣道與飛行器匹配,發(fā)展出了進出口形狀可控的進氣道設(shè)計技術(shù),NASA Langley研究中心提出了矩形轉(zhuǎn)橢圓REST進氣道[44],國內(nèi)譚慧俊等[45]提出了基于樣條曲面的內(nèi)收縮段內(nèi)通道設(shè)計方法,尤延鋮等[46-47]提出了變截面內(nèi)乘波進氣道設(shè)計方法,通過氣動過渡,進氣道可實現(xiàn)內(nèi)乘波并完全捕獲流量.Xiao等[48]提出了等收縮比變截面設(shè)計方法等.從國內(nèi)外研究內(nèi)容來看,主要技術(shù)核心都是通過幾何過渡和氣動過渡兩種手段實現(xiàn)內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道特定形式下所需的捕獲形狀,為飛行器外形和動力系統(tǒng)內(nèi)通道一體化設(shè)計提供了技術(shù)解決方法.

美國與澳大利亞在高超聲速聯(lián)合推進技術(shù)項目HyCAUSE中開展了三維內(nèi)轉(zhuǎn)進氣發(fā)動機方案的研究[49],這是一種從氣動外形上看較為細長的頭部下方進氣布局,見圖19.進氣道前緣直接作為飛行器前緣,細長流道表明其可作為高超聲速導(dǎo)彈，也可以作為飛行器/推進一體化的設(shè)計方案.Kothari[50]提出過類似的一種彈用或飛行器用頭部內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計方法,并給出了一種用于空天入軌飛行器的頭部下方一體化貫穿進氣布局,如圖20所示.細長體飛行器采用頭部內(nèi)轉(zhuǎn)進氣布局,飛行器的阻力系數(shù)相對較小,進氣道正對前方來流,流場均勻、性能較高,有利于動力系統(tǒng)的高性能,但貫穿的長通道會占用大量容積,使得有效容積減小,因此這種進氣道布局應(yīng)更適合大尺度飛行器,整體性能和總體方案還須綜合考量.

圖19 HyCAUSE內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道一體化構(gòu)型Fig.19 Configuration of HyCAUSE vehicle with inlet

圖20 頭部內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道構(gòu)型Fig.20 Configuration of vehicle with head inward turning inlet

美國和澳大利亞在錐形高超聲速飛行器項目研究中開展了腹部多模塊化布局的內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道設(shè)計[51],對3種形狀方案進氣道開展了研究,圖21所示為其中一種方案.飛行器工作速度最大到Ma=12,因此整體采用了尖錐體布局,腹部采用3個或4個模塊化的矩形轉(zhuǎn)橢圓內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道.進氣道進口截面可以和錐體結(jié)構(gòu)相融合,錐形前體可以為進氣道提供壓縮,并能提供基本均勻的流場條件.

圖21 腹部模塊化內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道構(gòu)型Fig.21 Configuration of vehicle with 3 REST inlets installed

美國在Hyper X計劃研究中對矩形轉(zhuǎn)橢圓REST內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道以及超燃沖壓發(fā)動機開展了詳細的設(shè)計和試驗[52],進氣道設(shè)計工作點在Ma=7.1,工作范圍Ma=4.5～8.投影呈矩形的進氣道頂板前緣型線和平面幾何直接過渡連接,保證了進入進氣道前方的流動均勻性,這種設(shè)計可以使得頂板和飛行器底板融合,從方案來看,這是一種采用平面腹部布局多模塊化安裝的REST進氣道方案,見圖22.

圖22 腹部平面模塊化REST進氣道Fig.22 Configuration of vehicle with REST inlets

國內(nèi)向先宏等[53]提出了基于一種內(nèi)轉(zhuǎn)咽式Jaws進氣道的一體化設(shè)計構(gòu)型,如圖23所示.這是一種變形的類似單獨腹部進氣布局,該方案將一種咽式進氣道幾何外形和激波系結(jié)構(gòu)進行了適當改變,得到了能與楔形乘波前體進行一體化設(shè)計的類咽式進氣構(gòu)型,將兩側(cè)乘波體與進氣道進行展向拼接,使飛行器同時實現(xiàn)兩側(cè)乘波與進氣道的高流量捕獲.

圖23 類咽式腹部進氣道一體化乘波構(gòu)型Fig.23 Configuration of vehicle with Sim-Jaws inlet

美國Falcon項目中HTV-3X高超聲速技術(shù)驗證飛行器采用了翼身融合體雙內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道布局[54].飛行器前方兩側(cè)進氣道采用近似水滴形的投影形狀,并且直接將進氣道前緣型面和飛行器前緣型面融合作為飛行器前體,實現(xiàn)了機體前緣兩側(cè)進氣道內(nèi)乘波的效果.內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道接近頭部位置,前方來流較為均勻,不會受到有前體狀態(tài)時非均勻流場的影響,進氣效率較高,見圖24.

圖24 HTV-3X飛行器進氣道布局Fig.24 Configuration of HTV-3X with inlets

Falcon項目中還公布了進一步可重復(fù)使用高超聲速巡航飛機方案HCV[55],相比HTV-3X方案,為實現(xiàn)長時間巡航需求,內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道位置更接近下游兩側(cè),且兩個進氣道之間距離增加,和機體前緣之間的幾何聯(lián)系減弱,使得前體對進氣道的影響更小,進一步提高了中間部分的容積,是一種典型的雙側(cè)內(nèi)轉(zhuǎn)進氣翼身融合體方案,如圖25所示.但是這種兩側(cè)布置的進氣道在側(cè)滑角狀態(tài)下會出現(xiàn)性能差異,須從總體性能方面綜合考慮.

圖25 HCV飛行器進氣道Fig.25 HCV vehicle with two inlets

國內(nèi)南向軍等[56]采用吻切錐乘波前體、壓升規(guī)律可控的內(nèi)收縮進氣道,將進氣道進口前緣尖點貼在乘波前體的前緣線上,進氣道外型面和前體外表面之間采用了簡單的曲面進行過渡,形成了乘波體兩側(cè)內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道一體化布局,見圖26.計算表明進氣道流量捕獲能力強,不受前體附面層影響,流場結(jié)構(gòu)較好,壓縮效率較高.同樣地,這種兩側(cè)布局須考慮側(cè)滑角條件下帶來的兩進氣道性能差異問題.

圖26 兩側(cè)進氣道構(gòu)型Fig.26 Inlet configuration on both sides

美國在高超聲速空天全球運輸系統(tǒng)HSGTS項目[57]中對其二級入軌飛行器氣動布局方案提出了一種背負式進氣布局,見圖27.該方案采用了位于飛行器頭部的兩個內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道,但卻布置在飛行器背部,每個進氣道一側(cè)的壓縮前緣和飛行器前緣融合設(shè)計,工作速度Ma=4～10.一般飛行器以迎角姿態(tài)飛行,背部布局設(shè)計須考慮特定迎角條件下的工作特性,背部進氣道通常受到背風流場影響性能會有所變化甚至降低,因此須從飛行器綜合角度方面評價這種布局下的飛發(fā)一體化性能.

圖27 HSGTS背部進氣道Fig.27 HSGTS vehicle with two inlets

美國積極發(fā)展的高速打擊武器HSSW[58]項目中,明確了一種高超聲速空射巡航導(dǎo)彈的概念,洛馬公司公布了兩種彈用布局器方案,其中之一見圖28.兩種導(dǎo)彈均采用了位于彈體腹部的內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道布局方案,這種上游為較長彈體產(chǎn)生的流場會嚴重影響內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道的設(shè)計,為保證和實現(xiàn)內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道和前體的一體化設(shè)計,一是須精細設(shè)計并分析前體流場,并選擇合適的內(nèi)轉(zhuǎn)投影構(gòu)型來匹配,二是在前體不均勻流場前提下,設(shè)計出內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道流線形成型面.

圖28 HSSW彈用進氣道方案[58]Fig.28 HSSW missile with inlets[58]

由于內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道的設(shè)計核心是基于內(nèi)收縮流場,因此適應(yīng)比較均勻的來流條件,當前方來流不均勻時,會在進氣道內(nèi)部引發(fā)橫向的渦流,帶來進氣道性能的降低、甚至不起動.目前主要設(shè)計手段還是保證內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道前方的流場盡可能不受影響,實現(xiàn)前體和進氣道匹配.另外就是不斷研究新的非均勻來流下內(nèi)轉(zhuǎn)流場和外流動一體化的氣動設(shè)計方法,實現(xiàn)和飛行器前體真正融合,這也是當前和今后一段時間內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道的一個重要研究方向.

2 高超進氣道的調(diào)節(jié)

高超聲速飛行器飛行高度和速度的跨度大,而寬速域、臨近空間飛行的最終目標是實現(xiàn)高超飛行器具備從地面水平起降、臨近空間高速巡航直至具備單級入軌的能力.由于跨越亞、超及高超聲速,單一的發(fā)動機已經(jīng)無法滿足,須采用組合動力系統(tǒng)實現(xiàn)寬域飛行.實現(xiàn)上述目的的吸氣式動力系統(tǒng)對進氣道提出了更高的要求,其中的一個重要條件就是進氣道須具備可調(diào)節(jié)功能,以實現(xiàn)從低空到高空、從低速到高速飛行中發(fā)動機對流量范圍變化、壓縮效率變化的寬廣需求.高超聲速可調(diào)進氣道按照進氣道和動力系統(tǒng)的連接關(guān)系以及數(shù)量關(guān)系可以分為串聯(lián)和并聯(lián)兩大類.按照進氣道形狀基本可以分為軸對稱類型、二元平面類型和三維內(nèi)轉(zhuǎn)類型.

2.1 軸對稱類型

軸對稱可調(diào)類型通常采用串聯(lián)方式,進氣道下游為燃燒室,主要采用中心錐體相對外罩做水平運動來實現(xiàn)不同的收縮比和流量調(diào)節(jié).目前在超聲速進氣道領(lǐng)域,美國SR-71偵察機裝配的J-58渦輪沖壓發(fā)動機實現(xiàn)了中心錐可調(diào)節(jié)軸對稱進氣道的工程應(yīng)用.該可調(diào)進氣道中心錐在Ma=1.6～3.2之間平移調(diào)節(jié),飛行速度超過Ma=1.6 以后隨飛行Mach數(shù)增加,中心錐逐漸縮進,收縮比逐漸增大,Ma=3.2達到最里端位置.而在高超聲速軸對稱可調(diào)進氣道領(lǐng)域,目前在國際上還沒有工程應(yīng)用的實例,但絕大多數(shù)公布的方案也都采用了上述中心錐體平移的調(diào)節(jié)方式.

前文提到的美國GTX[13-14]發(fā)動機進氣道采用三旁側(cè)布局,以Ma=6為設(shè)計點,每個進氣道采用了中心體前后運動的可調(diào)節(jié)方式.NASA公開的風洞試驗進氣道采用中心體錐角12°,唇口內(nèi)表面為平面的構(gòu)型.進氣道工作包含4個工作模態(tài):火箭/沖壓模態(tài)(011),中心錐體處于最靠后位置,進氣道被完全堵死,發(fā)動機動力完全由中心錐體后方的火箭發(fā)動機提供,見圖29.

圖29 GTX可調(diào)進氣道工作模態(tài)Fig.29 Variable inlet modes of GTX

日本JAXA在ATREX項目[59-60]中開展了飛行速度Ma=0～6.0的寬域吸氣式發(fā)動機研究,其采用中心進氣軸對稱變幾何進氣道,利用可移動中心體控制進口前的錐形激波,使得進氣道在不同來流Mach數(shù)下喉道Mach數(shù)保持在1.3左右,實現(xiàn)較高的壓縮性能.ATREX計劃中對可移動中心錐的軸對稱進氣道波系配置、設(shè)計Mach數(shù)和激波錐半錐角的選取進行了詳細的研究,并進行了詳細的風洞試驗,見圖30.

圖30 ATREX的可調(diào)進氣道Fig.30 Variable inlet of ATREX

前文所述SABRE[15-17]發(fā)動機進氣道也是一種串聯(lián)式組合動力可調(diào)進氣道,所不同的是采用了一種較為新穎的中心錐體前后移動加3層可動調(diào)節(jié)環(huán)的組合調(diào)節(jié)方式.日本在ATREX發(fā)動機項目中設(shè)計了一種多列組合圓盤(multi-row disk，MRD)軸對稱變幾何進氣道[61],如圖31所示,該進氣道由一個圓錐和若干個圓盤組成中心體,圓錐和圓盤均可單獨控制,氣流在圓錐與圓盤或兩圓盤間空腔內(nèi)形成回流流動,形成氣動壓縮面.MRD型軸對稱變幾何進氣道有多道外壓激波,且每道外壓激波均可通過移動圓錐或圓盤單獨控制;需要減小流量,增大壓縮效率時,可以通過向后移動中心體后端的圓盤或向前移動中心體的前端圓錐來實現(xiàn).當需要增大流量,減小壓縮效率時則移動方向相反.通過調(diào)整圓盤間的距離來調(diào)節(jié)進氣道的壓縮效率和流量捕捉能力,這是一種新穎的幾何加氣動調(diào)節(jié)方式,但在減弱圓盤之間的分離、脈動等氣動問題及面臨的結(jié)構(gòu)、熱防護等工程問題上還須進一步深入研究.

圖31 MDR可調(diào)進氣道Fig.31 Variable MDR inlet

2.2 二元平面類型

二元平面類型的可調(diào)節(jié)進氣道在超聲速進氣道領(lǐng)域已經(jīng)有大量工程實用案例,比如各型軍用飛機的二元矩形進氣道.高超聲速可調(diào)進氣道的調(diào)節(jié)原理沒有出現(xiàn)本質(zhì)變化,基本仍采用壓縮楔面旋轉(zhuǎn)、唇口板旋轉(zhuǎn)等措施改變進氣道的收縮比、進口面積,以實現(xiàn)不同的流量捕獲特性或特殊的起動要求.目前公布的研究中,采用二元平面類型調(diào)節(jié)的進氣道方案較多.前文所述Strujet-RBCC發(fā)動機[38,62]通過調(diào)節(jié)進氣道頂板和燃燒室頂板位置來改變進氣道和燃燒室的幾何構(gòu)型,從而實現(xiàn)不同Mach數(shù)下對來流空氣的壓縮程度,如圖32所示.在引射和亞燃模態(tài)下,進氣道壓縮頂板處于最上方位置,對壓縮程度相對較弱;在超燃模態(tài),進氣道和燃燒室頂板向下偏轉(zhuǎn),流道變窄,進氣道對來流的壓縮程度顯著增強;純火箭模態(tài),進氣道頂板位置降至最低位置,將流道堵死,發(fā)動機不再吸氣轉(zhuǎn)而使用純火箭模式工作.雖然Strujet的進氣道采用了側(cè)壓方案,但可調(diào)方式與二元進氣道相同,即通過楔板旋轉(zhuǎn)達到調(diào)節(jié)目的,具有調(diào)節(jié)范圍寬,便于設(shè)計等優(yōu)點,與常規(guī)側(cè)壓式可調(diào)進氣道通過移動中心支板的調(diào)節(jié)方法不同,后者設(shè)計難度較大.

圖32 Strujet可調(diào)進氣道模式Fig.32 Variable inlet modes of Strujet

日本在ATREX計劃中為單級入軌飛行器研究了二元矩形變幾何進氣道[63],如圖33所示.該進氣道為矩形進口,在飛行器腹部為模塊化布置.每個通道由兩個二元進氣道壓縮楔板底面對置組成,工作Mach數(shù)范圍為0～6,采用2級外壓斜激波,并由2～6道內(nèi)壓縮激波完成氣流減速增壓.進氣道單側(cè)通道由4個可動平板組成,第1壓縮楔角固定,當Ma>3.5時,第2,3,4,5壓縮面與來流的夾角開始隨著來流Mach數(shù)的增大而增大,這樣通過對各個壓縮板的調(diào)整,實現(xiàn)了在不同的來流Mach數(shù)下,調(diào)整進氣道壓縮效率和捕獲流量的目的.

圖33 ATREX二元可調(diào)進氣道Fig.33 Variable geometry inlet of ATREX

美國在X-43項目中開展了二元進氣道唇口打開機構(gòu)和調(diào)節(jié)的研究[64],如圖34所示.通過作動器作動連桿,帶動唇口轉(zhuǎn)動實現(xiàn)進氣道進口的關(guān)閉和打開,這是一種簡易的單向調(diào)節(jié),以實現(xiàn)進氣道工作中特殊目的的調(diào)節(jié)方案.由于超燃沖壓發(fā)動機在最低工作Mach數(shù)以下不能自行起動,因此在助推加速的過程中通常須安裝進氣道堵蓋或封閉進口,以降低阻力和避免激波振蕩.X-43飛行器的入口打開機構(gòu)就是在助推結(jié)束、超燃沖壓發(fā)動機接力點火前將進氣道入口打開.打開過程進氣道的唇口內(nèi)角逐漸減小,收縮比慢慢增大,進氣道容易從不起動快速進入起動狀態(tài).該種簡單調(diào)節(jié)已經(jīng)在地面演示驗證發(fā)動機GDE-2[65]上完成了自由射流試驗,并成功完成飛行器的飛行試驗.

圖34 X-43二元可調(diào)進氣道Fig.34 Variable geometry inlet of X-43

前文所述JAPHAR[3，33]計劃中的超燃沖壓發(fā)動機進氣道也采用了唇口調(diào)節(jié)的方案來實現(xiàn)起動和不同的收縮比.在后期的普羅米修斯PROMETHEE[3，66]高超聲速導(dǎo)彈計劃中對Ma=1.8～8的超燃沖壓發(fā)動機提出了進氣道唇罩板整體旋轉(zhuǎn)的調(diào)節(jié)概念,以實現(xiàn)在亞燃到超燃區(qū)域內(nèi)進氣道、燃燒室整體調(diào)節(jié)的功能,如圖35所示.

圖35 PROMETHEE可調(diào)進氣道概念Fig.35 Concept of PROMETHEE variable geometry inlet

美國在TBCC組合動力方案中開展了外并聯(lián)布局形式的組合循環(huán)發(fā)動機CCE二元可調(diào)進氣道研究[67-68].進氣道和機體為升力體布局,特征是低速、高速流路分開,上部為低速流道,下部為高速流道.進氣道前體提供預(yù)壓縮,低速通道最大工作速度至Ma=4.0,其2級壓縮面和第3級喉道段通過連桿機構(gòu)可以調(diào)節(jié),實現(xiàn)不同的收縮比和喉道尺寸.低速通道的唇口板也是可動分流擋板,設(shè)計為可動,通過轉(zhuǎn)動一定的角度來調(diào)節(jié)兩個流道的流量分配.在Ma=4.0模態(tài)轉(zhuǎn)換完畢,分流擋板將低速通道完全封閉,渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)換至雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機所在的高速通道工作,最大工作速度至Ma=7.0.高速通道唇口板也能夠轉(zhuǎn)動調(diào)節(jié),以實現(xiàn)高超進氣道不同的內(nèi)收縮比,可調(diào)節(jié)進氣道見圖36.

圖36 TBCC二元可調(diào)進氣道Fig.36 TBCC variable geometry inlet

NASA在組合循環(huán)發(fā)動機大尺度進氣道模態(tài)轉(zhuǎn)換試驗CCE-LIMX[69]項目中進一步開展了雙通道可調(diào)進氣道各項調(diào)節(jié)及發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換調(diào)節(jié)試驗,見圖37,驗證了TBCC二元并聯(lián)可調(diào)進氣道的各項設(shè)計技術(shù).CCE-LIMX項目是目前外并聯(lián)可調(diào)進氣道技術(shù)集成度最為全面的試驗,通過復(fù)雜的進氣道調(diào)節(jié),實現(xiàn)了不同動力系統(tǒng)銜接工作,為這一類組合動力飛行器進氣道工程研究提供了重要技術(shù)方向.

圖37 CCE-LIMX項目試驗?zāi)Ｐ虵ig.37 CCE-LIMX inlet model

2.3 三維內(nèi)轉(zhuǎn)類型

內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道基于內(nèi)收縮流場設(shè)計,壓縮面通常為非規(guī)則曲面形狀,不易實現(xiàn)變幾何調(diào)節(jié),因此目前公布的內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道調(diào)節(jié)方案較為有限.美國Jacobsen等[70]基于Busemann進氣道不容易起動的特點,設(shè)計了唇口滑移門,通過一個平動的滑移門向下游滑動,增加放氣面積,降低進入進氣道的流量,使得內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道可以在低于起動Mach數(shù)條件下起動,起動后再反向關(guān)閉滑移門,又將進氣道的內(nèi)收縮比進一步提高,抗反壓能力提升,得到了較高的壓縮性能,見圖38.這是針對內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道不易起動而采用的一種簡單機械調(diào)節(jié)方案,解決了內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道起動和性能兼顧的問題.

圖38 Busemann可調(diào)進氣道模型Fig.38 Busemann variable inlet model

隨著內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道前緣和飛行器一體化氣動設(shè)計融合程度越來越高,內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道入口形狀通常為非規(guī)則形狀,從易于調(diào)節(jié)考慮,目前的內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道調(diào)節(jié)方案主要還是在內(nèi)并聯(lián)通道方案中實現(xiàn).美國為HTV-3X飛行器開展了Falcon組合循環(huán)發(fā)動機技術(shù)FaCET[54,71]的研究和地面試驗.FaCET發(fā)動機是一種Ma=0～6的并聯(lián)TBCC發(fā)動機系統(tǒng),如圖39所示.進氣道為翼身融合體雙內(nèi)轉(zhuǎn)進氣道,每個進氣道入口為三維形狀,但通過型面控制,在通道內(nèi)較為規(guī)則的一側(cè)型面上設(shè)計有可轉(zhuǎn)動的調(diào)節(jié)板,實現(xiàn)氣流分流,為發(fā)動機提供流量分配并在模態(tài)轉(zhuǎn)換中起調(diào)節(jié)作用.在Ma=0～4為低速渦輪通道工作,Ma=2.5～5為亞燃沖壓模式工作,Ma=5～6為超燃沖壓模式工作.

圖39 FaCET內(nèi)轉(zhuǎn)可調(diào)進氣道Fig.39 Variable inward turning inlets of FaCET

美國Aerojet公司提出一種新型三組合循環(huán)推進系統(tǒng)TriJet[72-73],采用三通道并聯(lián)發(fā)動機,這是一種內(nèi)并聯(lián)布局的組合動力方案.進氣道采用了頭部雙側(cè)三維內(nèi)轉(zhuǎn)形式,進氣道前緣和飛行器一體化設(shè)計,入口設(shè)計為近似梯形,這樣內(nèi)收縮型面就具有規(guī)則的兩個近似平面,易于實現(xiàn)內(nèi)通道的可調(diào)節(jié)設(shè)計.在進氣道收縮段后部的這兩個平面上各設(shè)計有一個分流通道,通過可轉(zhuǎn)動的隔板打開并關(guān)閉,將進入進氣道的氣流分為3路:主流道通過矩形轉(zhuǎn)圓形設(shè)計,為高速通道,下游和Ma=4～7雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機燃燒室連接;分流出的兩路低速通道連接兩臺Ma=0～4量級高速渦輪發(fā)動機,飛行器及進氣道布局如圖40所示.由于Ma=4量級渦輪發(fā)動機技術(shù)難度高,因此TriJet在后期為降低技術(shù)難度,保持原高速雙模態(tài)沖壓發(fā)動機流道不變,將另外兩個低速通道中的一個改為Ma=0～2.5成熟渦輪發(fā)動機通道,另一個改造為Ma=2.5～4的亞燃沖壓引射通道,使TriJet技術(shù)不再依賴高Mach數(shù)Ma=4的渦輪發(fā)動機,實現(xiàn)了用3種動力的無縫銜接.3組合動力的內(nèi)轉(zhuǎn)可調(diào)進氣道模型簡圖見圖41.

圖40 TriJet飛行器內(nèi)轉(zhuǎn)可調(diào)進氣道布局Fig.40 Variable inward turning inlets of TriJet vehicle

圖41 TriJet內(nèi)轉(zhuǎn)可調(diào)進氣道模型Fig.41 Variable inlet model of TriJet

TriJet發(fā)動機有效解決了并聯(lián)TBCC發(fā)動機接力困難問題,但3種發(fā)動機通道并聯(lián),結(jié)構(gòu)復(fù)雜,2017年國內(nèi)北京動力機械研究所提出了一種渦輪輔助火箭增強沖壓組合循環(huán)發(fā)動機(turbo-aided rocket-augmented ramjet combined cycle engine,TRRE)方案[74],為空天動力的發(fā)展提供了一種新思路.TRRE采用成熟渦輪與火箭沖壓復(fù)合燃燒室并聯(lián)、共用進排氣系統(tǒng)的方案,能夠在Ma=0～6+,H=0～33 km范圍內(nèi)穩(wěn)定工作.TRRE公布的技術(shù)方案采用了二元上下并聯(lián)進氣方案,共用前體.低速通道壓縮楔面、喉道以及擴張段可調(diào)節(jié),可配有氣動或物理整流裝置,以滿足低速通道壓縮需求和流場匹配.分流隔板前部可以轉(zhuǎn)動,實現(xiàn)高速、低速通道流量的分配并在模態(tài)轉(zhuǎn)換完畢關(guān)閉低速通道.分流隔板下游的流道楔面均可調(diào)節(jié),以達到高速通道所需的收縮比.TRRE發(fā)動機給出了2015—2030年發(fā)展思路,最終預(yù)計2030年通過技術(shù)融合,滿足更高性能的水平起降用兩級入軌一級平臺或單級入軌飛行器動力需求.TRRE發(fā)動機及可調(diào)進氣道方案見圖42.

圖42 TRRE發(fā)動機可調(diào)進氣道方案[74]Fig.42 Variable inlet of TRRE engine[74]

高超聲速進氣道本身面臨諸多技術(shù)難題,而可調(diào)節(jié)進氣道又是寬域飛行的必要條件之一,調(diào)節(jié)涉及到進氣道的一體化設(shè)計技術(shù)和氣動性能的權(quán)衡,還面臨氣動力、氣動熱、結(jié)構(gòu)以及材料等諸多復(fù)雜問題,工程難度極高,因此高超聲速可調(diào)節(jié)進氣道始終是當前和將來的主要技術(shù)方向.

3 面臨的技術(shù)難題

高超聲速飛行面臨高空、高速、高溫以及長時間工作等實際工程需求,進氣道作為關(guān)鍵部件,也面臨以下技術(shù)難題.

3.1 高超聲速內(nèi)流自身復(fù)雜性難題

高空條件下大氣壓力大幅降低,密度降低,燃燒室往往需要進氣道具備充裕的流量捕獲能力;長時間巡航的高比沖需求則需要進氣道具有高的總壓恢復(fù)系數(shù)和工作穩(wěn)定性,這是動力系統(tǒng)對進氣道內(nèi)流的基本需求.然而,相比亞聲速或超聲速流動,高超聲速內(nèi)流面臨更為復(fù)雜的激波與激波、激波與邊界層干擾問題,內(nèi)通道壓力梯度變化劇烈、干擾與分離等難題往往無法避免,必須采取一定的措施來解決激波/邊界層干擾,抑制分離,為發(fā)動機提供高品質(zhì)的進氣.甚至在更高Mach數(shù)要考慮到高溫真實氣體效應(yīng)對設(shè)計技術(shù)的影響,可調(diào)進氣道要考慮模態(tài)轉(zhuǎn)換等動態(tài)過程非定常氣動問題.正是由于高超聲速流動的復(fù)雜性,進氣道氣動設(shè)計技術(shù)始終是動力系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)之一.

3.2 進氣道和飛行器一體化設(shè)計問題

低速飛行器進氣道設(shè)計受到的干擾因素較少,甚至可以和發(fā)動機實現(xiàn)“解耦”設(shè)計.而高超聲速飛行器和進氣道的融合趨勢則進一步加強,是飛行器的一個重要發(fā)展趨勢,帶來進氣道氣動性能、結(jié)構(gòu)特性和飛行器總體方案的高度耦合.比如升力體、乘波體飛行器需要進氣道前緣承擔一定的乘波需求,而進氣道前體設(shè)計又影響飛行器氣動力、升阻比以及力矩特性等.正是由于飛行器前體的流場、附面層狀態(tài)、轉(zhuǎn)捩等因素會影響到進氣道的氣動設(shè)計和內(nèi)部激波/附面層干擾情況,因此發(fā)展前體均勻流場、非均勻流場和乘波進氣道的融合設(shè)計方法也一直是當前的一個重要發(fā)展方向.另外,進氣道內(nèi)通道的設(shè)計需要考慮飛行器截面形狀,降低流阻,要在有限的容積下減小內(nèi)流通道體積以增加容積.特別是多通道進氣道方案,還要權(quán)衡考慮各通道之間的位置并為總體外形設(shè)計和設(shè)備安排留出空間.最后,高超聲速進氣道和機體融合度進一步加強,進氣道除了作為氣動部件，也是主要的承力部件,在高速飛行、壓縮來流的情況下,面臨高動壓、高熱流問題,這就需要和飛行器一體化考慮進氣道的結(jié)構(gòu)強度和熱防護問題.綜合來看,進氣道和飛行器在氣動、空間布局、結(jié)構(gòu)與熱防護方面存在很強的一體化設(shè)計耦合,須全面考慮.

3.3 進氣道結(jié)構(gòu)實現(xiàn)的技術(shù)難題

高超聲速進氣道是壓縮部件,內(nèi)部承壓高,載荷大,且在飛行器中進氣道部件尺寸大,占用的容積也較大,在高熱環(huán)境下如何實現(xiàn)結(jié)構(gòu)輕量化面臨很強的技術(shù)難題.除了要考慮新的材料外,美歐等國也基于傳統(tǒng)金屬材料較早提出了利用燃料主動冷卻進氣道通道的理念,并在飛行試驗中成功應(yīng)用.特別地,對于高Mach數(shù)可調(diào)進氣道技術(shù),在高熱環(huán)境、設(shè)備可用空間緊張、驅(qū)動機構(gòu)與能源矛盾突出的問題下要解決輕質(zhì)運動機構(gòu)設(shè)計、高溫動密封、重復(fù)使用等技術(shù)問題難度更加巨大.

上述3部分技術(shù)難點并非完全獨立,而是在設(shè)計中相互耦合,相互影響.這是高超聲速進氣道在目前也是將來要重點考慮的方向.

4 結(jié)論

經(jīng)過幾十年技術(shù)的發(fā)展,人類實現(xiàn)了高超聲速飛行,超燃沖壓發(fā)動機技術(shù)和組合動力技術(shù)不斷進步.本文結(jié)合國內(nèi)外技術(shù)進展和典型研究項目,按照外形分類給出了高超聲速進氣道和飛行器一體化技術(shù)的進展,并結(jié)合寬域可調(diào)進氣道的典型技術(shù)進行了概述,總結(jié)了高超進氣道設(shè)計面臨的技術(shù)難題.由于進氣道和飛行器一體化融合程度不斷加強,進氣方式也呈現(xiàn)多樣化,采用何種進氣方式、何種布局都和飛行器的具體設(shè)計方案和技術(shù)指標息息相關(guān).可以預(yù)見,隨著人類對臨近空間探索飛行的追求,吸氣式飛行器技術(shù)會不斷進步,飛行器集成度也會不斷加強,高超聲速進氣道技術(shù)還會不斷發(fā)展,并出現(xiàn)新的進氣形式和流動特征,面臨的技術(shù)問題也會不斷涌現(xiàn),有待我們?nèi)ミM一步研究并解決.