李 茜，桂 丰

(中国航发四川燃气涡轮研究院，成都610500)

1 引言

作为涡轮基组合循环(TBCC)发动机的关键部件，进气道的主要功能是向涡轮发动机的压气机或冲压发动机的燃烧室提供具有一定压力、温度和速度的空气，并在模态转换过程(涡轮模态转换到冲压模态或冲压模态转换到涡轮模态)中向涡轮通道和冲压通道提供所需气流[1]。当前TBCC发动机的进气道类型主要有轴对称进气道、二元进气道和三维内转式进气道等，其共同的设计目标是使进气道的质量轻、压缩效率高、出口气流均匀、工作马赫数范围宽广等[2]。

轴对称进气道构型简单，结构易调，不易受起动干扰，且有丰富的参考数据，但飞发一体化设计难度较大[3]。二元进气道是目前技术发展较为成熟的进气道，可设计机械可调的内型面来满足燃烧室对进口流场的要求，但其压缩面上存在强烈的激波附面层相互作用，由此导致压缩面较长、压缩效率偏低[4]。三维内转式进气道采用激波和马赫数共同压缩，具有更高的压缩能力和效率，但其流场复杂，起动特性还有待进一步研究和验证。本文通过对典型TBCC发动机进气道设计技术和试验的跟踪研究，讨论了进气道技术的发展方向和趋势，以期为TBCC发动机进气道设计提供参考。

2 国外TBCC发动机进气道研究进展

国外很早就围绕TBCC发动机进气道技术开展了大量的研究，并取得丰硕成果。典型代表有J58发动机轴对称进气道、ATREX发动机轴对称进气道、HYPR发动机二元进气道、Scimitar发动机二元进气道、TechLand Research公司二元进气道和三喷气发动机三维内转式进气道等。

2.1 J58发动机轴对称进气道

J58发动机的进气道为轴对称变几何进气道，包括一个可移动中心锥、可调前后旁路活门、多孔式附面层吸除系统和一套喉道壁吸气系统(图1)[5]。飞行过程中，进气中心锥随马赫数变化轴向移动，可控制进气道喉部面积，提供高效稳定的进气气流。在控制系统的作用下，中心锥亦可随飞机升降速率、攻角、侧滑角及偏航角的改变而移动。进气道旁路放气系统包含前后旁路活门、中心体放气段、激波格栅管束4个放气装置，主要作用是帮助进气道起动，提高压气机失速边界，放气冷却发动机，匹配进气道与发动机流量等。

图1 J58发动机轴对称进气道及其波系简图Fig.1 The axial symmetry inlet of J58 engine and its shock waves

2005年，美国马里兰大学以J58发动机进气道为基础，用轴对称方法建立了数学模型进行非粘性流分析，并用CFD技术对其进行了验证。为扩大马赫数工作范围，对进气道出口截面的马赫数、总压比、温度、压力和质量流量进行了量化分析。结果表明，采用突肩加宽中心体和带二次延伸的可变锥形体，可提高进气道自起动能力[6]。

2.2 ATREX发动机轴对称进气道

ATREX发动机采用混压式轴对称进气道，由可以前后调节的中心锥和唇罩两个主要部件组成，见图2。中心锥和唇罩上的附面层通过附面抽吸孔吸除，发动机核心部分的过量空气则通过旁路排出。当进气道起动和正激波位于喉道下游时，可获得理想的压缩空气；当进气道喉道马赫数低于1.0或正激波向喉道上游移动时，进气道转为非起动状态，从而导致进气道性能下降[7]。溢流孔分布在中心锥和唇罩上方，利用溢流孔对边界层低速气流进行抽吸，避免流动分离。

图2 ATREX发动机轴对称进气道Fig.2 The axial symmetry inlet of ATREX engine

ATREX发动机进气道研制分三个阶段：第一阶段，为提高气动性能，结合CFD分析和风洞试验，分析了进气道模型的性能；第二阶段，为使进气道进气系统稳定工作，开展了进气道控制系统研究，并在法国航空航天研究院S3风洞完成了进气道的控制试验，试验主要研究对整流锥位置和喉部后正激波位置的控制；第三阶段，为验证进气道结构强度、整流锥移动机理和冷却系统，开展了进气道结构设计，此外还通过缩尺和引气来改善气动性能。

2.3 HYPR发动机二元进气道

HYPR发动机采用二元变几何侧板式进气道，由4道压缩型面、内收缩段、2块侧板、喉道等直段和方转圆扩张段组成。HYPR进气道设计马赫数为5.0，模态转换马赫数为2.5～3.0。进气道第一道压缩型面楔角固定，第二、三、四道压缩型面楔角可调，进气道内收缩段下壁面可做平移运动。不同飞行状态下，随着进气道第二、三、四道压缩型面楔角的调节，内收缩段下壁面平移到相应位置，实现发动机的最佳状态[8]。

2.4 Scimitar发动机二元进气道

Scimitar发动机进气道在马赫数0～5.0范围内工作，为保持核心机和内外涵系统有适当的总压恢复系数，采用了二维混压式变几何结构(图3)[9]。利用一个固定的外压缩板，使捕获流量在马赫数2.5之前满足发动机需求，并在马赫数5.0时实现完全捕获。二级变几何压缩板角度可从14°旋转到28°，由此从马赫数2.5加速到马赫数5.0时，激波保持相交于唇罩，在两斜板间形成抽吸槽。亚声速扩压器斜面与二级压缩板前缘相连，其所在位置可截取由水平唇罩反射的强斜激波。不同飞行状态下，Scimitar发动机进气道压缩面有不同的偏转角与之相匹配，以使TBCC发动机达到最佳的工作状态[10]。

图3 Scimitar发动机二元进气道Fig.3 The two dimensional inlet of Scimitar engine

2.5 TechLand Research公司的二元进气道

TechLand Research公司针对马赫数0～7.0范围的TBCC发动机设计了一种二元变几何进气道(图4)，包括一个可变几何斜板和高/低速转动唇罩[11]。低速旋转唇罩由液压作动器驱动，将气流分至低速涡轮发动机通道和高速冲压发动机通道。在高马赫数下，低速旋转唇罩还起着隔离涡轮发动机通道的作用。在起飞至马赫数4.0范围内，涡轮通道正常工作。随着飞行马赫数的增加，低速旋转唇罩关闭涡轮通道，气流只供向冲压发动机。模态转换后，通过设置高速进气道位置，可保证进气道在马赫数4.0～7.0范围内有较好的气动性能。

图4 TechLand Research公司二元变几何进气道Fig.4 The two dimensional variable geometry inlet of TechLand Research

2.6 三喷气发动机三维内转式进气道

美国Aerojet公司提出的三喷气发动机[12]采用了三维内转式进气道。飞行速度在马赫数2.0以下时，涡喷发动机和双模态冲压发动机共用一个进气道。如图5所示，进气道内部有一个内置分流板，将进入的空气分为两部分，一部分(约占80%)为涡喷发动机提供氧化剂，其余进入双模态冲压发动机燃烧室。这种集成进气道的优点是：①可提升涡轮发动机和双模态冲压发动机对空气的利用率，使高超声速飞行器从起飞到加速的各个阶段，所有的进气都能被充分利用，从而减少因溢流而造成的损失；②有助于降低发动机的质量和体积；③使高超声速飞行器加速阶段过渡更为平顺；④能有效降低激波强度。

图5 三喷气发动机三维内转式进气道模型Fig.5 The three dimensional inward turning inlet model of Trijet engine

3 TBCC发动机进气道关键技术和发展趋势

从国外TBCC发动机进气道研究可看出，TBCC发动机进气道的关键技术包括：①模态转换技术——实现不同工作模态下流量合理分配，以满足动力系统模态转换平稳过渡的需求；②进气道不同工作模式的匹配技术——实现不同工作模式下进气系统高效工作，且进发匹配良好，保证TBCC发动机推力连续，满足推力有效衔接需求；③流场控制技术——合理配置进气道波系，提高进气道的起动与气动性能；④进气道/发动机/喷管的匹配及一体化技术——实现从地面静止状态到最大飞行马赫数都能稳定有效工作，且阻力小、总压恢复系数高，满足TBCC发动机全速域流量需求[13]。

飞发一体化是实现高超声速飞行的关键，而飞发一体化的核心之一是飞行器前体和进气道的一体化，这也是TBCC发动机进气道目前主要的发展趋势。同时，进气道设计还需综合考虑飞行器和动力装置对进气道的要求：进气道在飞行包线内为发动机提供足够的空气量，进气道附加阻力、激波损失和黏性损失尽量小，进气道要达到所要求的自起动马赫数[14]。

4 TBCC发动机进气道试验研究

TBCC发动机进气道内部流动复杂，且涉及到模态转换，对可靠性、寿命、可维护性要求苛刻，研究中需要反复做大量的试验。进气道试验主要是验证TBCC发动机从涡轮模态转换到冲压/超燃冲压模态进入高超声速时的工作能力。

4.1 TBCC发动机进气道试验设备

国外研发了多套用于TBCC发动机进气道试验的设备，如美国NASA格林研究中心的3.0 m×3.0 m超声速风洞，日本航空航天科学研究所的超声速风洞、法国航空航天研究院的S3MA超声速风洞等。表1列出了国外进气道验证的典型试验设备[15]。

表1 国外进气道验证典型设备Table 1 Typical foreign inlet test facilities for validation

4.2 国外TBCC发动机进气道试验工作

4.2.1 NASA兰利研究中心的进气道试验

X-43B的TBCC发动机进气道采用上/下型的外并联布局方式，通过改变进口前挡板角度调节2个通道的流量。该进气道试验在NASA兰利研究中心的M4BDF直流式试验设备上进行，试验模型是一个8%缩尺比例二元进气道试验件(图6)[16]。试验过程中，低速段和高速段进气道的调节机构都可通过远程作动系统驱动。位于低速段进气道上游的飞行器前部机身斜面用来消除溢流，斜面上游装有1个平板用以模拟飞行器前部机身边界层对进气道性能的影响。高速段进气道隔离器后部附着有1个带远程驱动的流量仪/背压装置，用于模拟双模态超燃冲压发动机燃烧所产生的背压和测量通过高速进气道的流量。

该进气道模型共进行了91次运转，试验中高低速两个进气道之间的相互作用不影响进气道的正常工作。高速进气道未起动造成的气流溢出未扩散到上游足够远的地方，不足以影响低速段进气道。同样，低速段进气道未起动也不会造成高速段进气道的不起动。

4.2.2 NASA格林研究中心的进气道试验

NASA组织实施的基础航空计划FAP的研究重点之一为并联TBCC发动机进气道的模态转换研究，旨在通过试验掌握进气道的特性和影响性能的约束条件。进气道采用Techland公司的二元进气道方案，由NASA格林研究中心制造[17]。该进气道小尺寸和大尺寸模型，分别在NASA格林研究中心的0.3 m×0.3 m和3.0 m×3.0 m超声速风洞中进行了试验，试验内容包括进气道的工作性能(不起动约束、抽吸要求、控制)，涡轮发动机通道与冲压发动机通道的模态转换时序等。

如图7所示，大尺寸的TBCC发动机进气道试验采用了完全一体化的TBCC发动机模型，流路尺寸与美国国防部以前提出的高超声速飞行试验计划中的一致。试验分4个阶段进行。第一阶段研究了进气道不同布局的特性，包括压缩斜面/唇罩位置、低速唇罩前缘、附面层吸除等。第二阶段开展了90 h动态试验，其中在马赫数4.0(主要模态转换点)状态开展试验495次，在马赫数3.0(次要模态转换点)状态开展试验156次，主要验证了系统的动力学设计。试验获取了放气与总压恢复系数和发动机进口畸变的关系，以及不起动与畸变的关系，发现了高速通道和低速通道放气、马赫数、斜面几何调节过程收缩比限制。第三阶段验证了使TBCC推进系统在整个模态转换过程中进气道平稳工作(不能出现进气道不起动情况)的闭环控制技术。通过该阶段试验，定义了带有涡轮发动机的模态转换(加速和减速)顺序，开展了发动机安全运行的控制研究。第四阶段用威廉姆斯国际公司改进的WJ38涡轮发动机和集成喷管代替装配在低速进气道模型上的冷气管道和流量塞，评估了推进系统的综合性能。

图7 安装在NASA 3.0 m×3.0 m超声速风洞里的一体化TBCC发动机模型Fig.7 The integral TBCC engine model mounted in NASA 3.0 m×3.0 m supersonic wind tunnel

5 结束语

与常规进气道相比，TBCC发动机的进气道流道复杂，面向的上下游参数更宽，工作过程更多样化，技术挑战更大。从国外TBCC发动机进气道研究可看出，因在宽范围工作范围内拥有更佳的气动性能和更强的来流捕获能力，二元可调进气道和三维内旋式进气道是目前研究的重点。对于这两种进气道，其难点是进气道的模态转换技术，需要通过开展大量试验摸索进气道在不同工作状态下的调节规律，以更好地适应高马赫数、宽范围的飞行工况。