张丁午，王 强，胡海洋

(北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191)

并联式TBCC发动机进排气系统气动特性研究

张丁午，王 强，胡海洋

(北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191)

针对一并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机进排气系统的气动方案，对其从涡轮向冲压模态转换过程中的典型工作点上的流场进行了数值模拟。结果显示：模态转换中涡轮发动机进气道的流量系数逐渐下降，反压承受能力逐渐减弱，冲压发动机进气道的流量系数逐渐增加。模态转换中，涡轮发动机喷管在不同落压比(NPR=20～80)下均无明显流动分离现象；冲压发动机喷管分离区逐渐减小，且随着落压比的增加分离程度逐渐减弱。

涡轮基组合循环发动机；进气系统；排气系统；并联布局；模态转换；数值模拟

1 引言

涡轮基组合循环(TBCC)发动机具有飞行包线宽、重复使用性好等优点，成为当前高速飞行器动力领域研究的热点[1]。对于这类飞行器，面临飞行工况多变的条件，因此要求TBCC发动机的进气道和喷管，能在整个飞行过程中通过改变自身形状来达到适应飞行状态变化的目的[2]。美国NASA的Green研究中心[3，4]、Langley研究中心[5]等，都进行了TBCC发动机并联式进气道的相关研究。Langley研究中心对组合发动机并联式和串联式进气系统进行了对比分析，认为并联式进气道在高超声速热防护技术上具有优越性，在减小装机尺寸和机匣冷却面积方面也有更好的优化效果[6]。我国对TBCC发动机的研究起步较晚，目前在该领域，有关院校和研究所都开展了相关工作[7～10]。本文以并联式TBCC发动机进排气系统为对象，重点研究从涡轮模态到冲压模态转换过程中进气道和喷管的气动性能。

2 计算方法

2.1 求解方程和物理模型

本文所有计算基于自编CFD程序完成。N-S方程采用LUSGS隐式时间推进法求解，对流通量采用三阶精度Roe格式离散，扩散通量采用可克服奇偶不耦合问题的中心差分格式求解，湍流模型输运方程采用特殊的混合隐式迭代和解析算法求解，在低数值耗散的前提下保证对间断解的高精度捕捉；湍流模型输运方程采用二阶TVD格式离散，用以克服低雷诺数k-ε模型的计算刚性，保证计算的稳定性和收敛精度。图1为模态转换过程中TBCC发动机进、排气系统的二维结构示意图。采用Gridgen软件对计算区域分块结构化网格、近壁面区域加密处理，保证近壁面网格的最大y+＜5，网格数约8万。

图1 进排气系统结构示意图Fig.1 Schematic diagram of the inlet and exhaust system

2.2 算例验证

为验证自编CFD程序的准确性，特做以下两个验证算例。首先选择Langley研究中心[11]针对X-43A进气道的实验研究，模型示意图见图2，外压段楔角为11°，唇罩下表面与外压段上表面的夹角分别为3°、6°和9°，隔离段高10.16 mm，隔离段长高比5.6。实验中来流参数：马赫数4.03，静温216.6 K，静压8 728.8 Pa，总温920.6 K，总压1.38 MPa。

第二个验证算例模型同样来自NASA[12]，其具体的几何尺寸如图3所示。喷管高15.24 mm，喷管进口马赫数1.665，总压172 kPa，总温478 K；外部自由来流马赫数6，总压2 520 kPa，总温478 K。

从图4中的壁面压力分布可看出，计算结果模拟出的压力分布趋势与实验结果吻合较好，因此可认为本文所采用的模拟方法可靠。

3 计算结果分析

3.1 模态转换下进气系统的性能

当飞行马赫数达到4时，TBCC发动机进气系统将进行模态转换，涡轮发动机进气道将分级关闭。选取四个关键转换工作点进行数值模拟研究，其马赫数等值线图见图5。可见，转换过程中整个流场无明显分离现象，随着涡轮进气道的逐渐关闭，冲压进气道上下壁面的夹角逐渐增大，导致激波强度增加，冲压进气道出口气流马赫数逐渐降低。

图2 进气道模型示意图Fig.2 Scheme of inlet model

图3 喷管结构简图Fig.3 Scheme of nozzle model

图4 实验与计算壁面压力结果比较Fig.4 Comparison between experiment and numerical calculation of wall pressure

图5 进气道马赫数等值线图Fig.5 Contours of inlet Mach number

图6 质量流量系数图Fig.6 Mass flow coefficient

图6给出了涡轮楔板逐渐关闭过程中进气系统的质量流量系数变化。可见，模态转换过程中涡轮进气道流量系数逐渐降低，冲压进气道流量系数呈平稳增加趋势。主要原因为，整个模态转换过程中气体流动均匀，避免了气体流量突变导致的不起动问题，有利于冲压燃烧室组织点火燃烧。图7给出了涡轮楔板逐渐关闭过程中进气系统的总压恢复系数变化，其中涡轮通道和冲压通道性能分别以喉道截面和隔离段出口截面参数表征。从图中发现，涡轮进气道和冲压进气道的总压恢复系数均呈下降趋势，尤其是达到转换点(d)时，涡轮进气道的总压恢复系数降到17.53%，性能严重恶化；冲压进气道的总压恢复系数整体保持在63%以上。

3.2 进气道相互影响特性分析

图7 总压恢复系数图Fig.7 Total pressure recovery coefficient

模态转换是一个极其复杂的动态过程，涉及到涡轮、冲压两个进气道的相互作用。本小节对进气道相互影响特性进行了研究，针对上述四个典型的转换点，通过改变涡轮进气道出口背压(取值范围从15p0到60p0)(p0为远场压力)，分析不同状态对冲压进气道气动性能的影响。图8给出了四个转换点状态下进气道的壁面压力分布，从中不难发现，模态转换过程中涡轮进气道承受反压的能力逐渐减弱。对于转换点(b)和(c)两种状态，当背压过低时，涡轮进气道壁面压力会产生振荡现象，容易导致出口气流均匀性变差，对后面工作部件不利。

在四个模态转换点状态下，当背压增加到一定程度时，涡轮进气道壁面压力都会出现突跃现象，表明此时激波被推出造成涡轮进气道不起动，但同时，压力曲线显示冲压进气道的壁面压力分布，并未受到涡轮进气道不起动的影响，这与文献[3]的实验结论一致。因此，对于外并联式发动机，当某一个进气道不起动时，对另一个进气道不会产生影响。

3.3 模态转换下排气系统的性能

当飞行马赫数达到4时，TBCC发动机排气系统将进行模态转换，涡轮发动机喷管将分级关闭。选取四个关键转换工作点进行数值模拟研究，其马赫数等值线图见图9。从图中可明显发现，TBCC发动机喷管存在十分复杂的激波、膨胀波结构，随着模态转换的进行，喷管从欠膨胀状态转变成过膨胀状态，整个模态转换过程中喷管出口流场均匀，没有出现大的分离区，只是从转换点(h)中观察到，涡轮通道出口的激波与其上壁面边界层相互作用形成了较大的分离区，这可能导致喷管性能恶化。

在冲压通道上壁面出现了两部分回流区，第一部分是由于上壁面型面转折造成的，第二部分是冲压通道与涡轮通道两股气流相互作用的结果。随着涡轮通道逐渐关闭，冲压通道上壁面的转折角变小导致分离区变小，而第二部分的分离区略有增加，这主要是由于冲压通道上壁面扩张角变大、与涡轮通道出口膨胀波作用增强所致。

图8 不同转换点状态下进气道壁面压力分布Fig.8 Pressure distribution at different transition points

图9 喷管马赫数等值线图Fig.9 Contours of nozzle Mach number

3.4 不同工况下排气系统的性能

由于TBCC发动机飞行条件复杂，模态转换也不可能在单一工况下进行，因此有必要研究不同工况下喷管的性能。本小节对不同落压比(NPR=80～20)下的流场进行分析，研究落压比对喷管性能的影响规律。图10、图11给出了不同落压比时涡轮喷管在转换点(e)和(g)状态下的马赫数等值线图。可见，随着落压比的增加，涡轮喷管出口由过膨胀状态过渡到欠膨胀状态，冲压喷管出口一直保持过膨胀状态，冲压通道上壁面出口处的回流区逐渐缩小，其它区域的流场结构无明显改变。

4 结论

(1)从文中进气系统的性能看，在模态转换过程中，涡轮进气道和冲压进气道均无明显的流动分离现象；冲压进气道的出口马赫数逐渐降低，流量系数平稳增加，有利于燃烧室点火起动。

(2)改变涡轮进气道出口背压对冲压进气道的气动特性无影响，但是当涡轮进气道出口背压过低时，其壁面压力会产生振荡现象，导致出口气流均匀性变差。

图10 转换点(e)状态下的马赫数等值线图Fig.10 Mach number contours at transition point(e)

(3) 从文中排气系统的性能看，在相同落压比下，TBCC发动机喷管随着模态转换的进行，从欠膨胀状态转变成过膨胀状态；在冲压喷管转折点位置及其出口处，均出现了小面积的回流区；当涡轮喷管关闭75%时，其上壁面出现了较大面积的回流区，导致喷管性能恶化。

(4) 针对涡轮喷管不关闭和关闭一半这两个模态转换点，随着落压比的增加，TBCC发动机喷管均由过膨胀状态转变为欠膨胀状态，回流区范围逐渐减小，喷管气动性能有所改善。

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图11 转换点(g)状态下的马赫数等值线图Fig.11 Mach number contours at transition point(g)

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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

张丁午(1983-)，男，河北邯郸人，博士研究生，研究方向为发动机内流气动热力学。