高超声速飞行器是国际宇航领域的尖端技术[1-2]。由于其飞行范围十分宽广,飞行Ma从亚声速、超声速一直扩展到高超声速。这需要动力系统在如此宽广的飞行包线内长航程、重复使用中能够稳定可靠地工作,具有高单位推力和比冲[3]。由于不同类型的发动机在不同飞行范围内有各自的优势,当今航空涡喷发动机的有效工作Ma为0~3.0,亚燃冲压发动机有效工作Ma为2.5~5.0,超燃冲压发动机有效工作Ma需要5.0以上。可见单一的发动机均不能满足宽域工作的要求。因此,许多科学家曾开展研究,试图将不同的发动机在各自的优势段进行整合,形成组合循环推进系统,使飞行器能够在整个工作范围内性能达到最优。目前研究较多有涡轮基组合循环(turbine based combined circle, TBCC)和火箭基组合循环(rocket based combined circle, RBCC)2种。
TBCC能兼顾高速和低速飞行需要的吸气式推进动力,可以显著提高经济性或航程,在高速远程巡航导弹、高空高速轰炸机、侦察机和空天飞机等方面都具有巨大的优势。与常规航空动力系统相比,TBCC动力系统的特色是具有宽广的飞行包线,在低速段依靠涡轮发动机提供动力,使用碳氢燃料,其比冲较火箭发动机高出一个数量级[4]。此外,涡轮发动机技术发展比较成熟,具有工作稳定、可靠性高等特点。而且采用涡轮基组合推进系统,与常规航空飞行器相同,可以采用水平起飞和着陆方式,起飞和着陆地点灵活,同时可以重复使用。TBCC发动机作为一种复杂度相当高的新型吸气式推进系统,与之相配套的进气道技术也远比一般超声速进气道要复杂。TBCC组合动力,无论是使用涡轮发动机工作模态,还是使用冲压发动机模态,其进气系统大多工作在较高速度下,因此对推进效能的影响比常规速度下的进气系统更大[5-6]。
超声速进气道主要对自由来流进行减速增压,向下游核心机提供合适的空气,来满足飞行器巡航的需求。进气道设计要尽可能达到如下目标:1) 在保证有效压缩过程的前提下,进气道的结构重量尽可能小;2) 产生的阻力要小(低);3) 进入燃烧室的流场尽可能均匀;4) 在整个飞行包线范围内和发动机工作条件下,进气道能正常工作,性能优良[7-8]。以美国BlachBird高空高速侦察机的动力装置J58为例,当飞行Ma为3.0时,进气道产生静推力的70%,喷管产生静推力的27%,压气机—燃烧室—涡轮段仅产生静推力的17%[9]。这个推力分配充分说明了进气道这个部件在高速飞行的动力装置中起着关键作用。TBCC进气系统不同于常规几何式进气道,它要在宽域飞行范围内均可有效地向发动机提供稳定的空气,依赖变几何技术保证起动能力。如果进气道不能有效工作,整个发动机的效率会急剧降低,甚至不能有效工作。因此如何设计一个高效压缩的进气系统是TBCC发动机的关键技术之一。
近年来,三维内转式进气道得到研究者的广泛重视。此类进气道采用内收缩流场,因此具有一些有别于传统进气道(二元式、侧压式、轴对称式)的独特优势[10-11]。具体表现为:压缩效率高,内流品质好;流量系数高,溢流阻力小;进气道唇罩等外型线与来流角度小;弱化了角区流动,改善了其他类型进气道角区流动的不利影响;在迎风面几何设计上有较强的灵活性[12]。三维内转式进气道已成为当前高速进气道的发展趋势。由于其采用三维向内压缩气流,因而其气动型面一般是较为复杂的三维曲面[13-14]。本文对新型内转折压缩方式的TBCC进气道设计方法进行了梳理。
1 国外内转式TBCC进气道研究进展 1.1 美国Falcon项目Falcon(force application and launch from CONUS)项目由美国国防部高级研究计划局(DARPA)和美国空军于2003年开始联合资助,由洛克西德马丁公司研发,目的是实现全球快速打击、侦查及拦截等多功能作战任务。为了降低气动阻力,气动外形具有更大的长细比。到目前为止,已经取得了一系列的飞行器和推进动力成果,如图 1所示。HTV-3则针对HCV (hypersonic cruise vehicle),代号“黑雨燕”的重复使用能力进行验证[15]。
FaCET(falcon combined circle engine technology)是其动力研发项目,能够利用传统跑道起飞降落并实现重复使用功能。该组合动力采用内转折进气道,分为高速双模态冲压通道和低速涡轮通道,呈上下布置[17]。如何将这些流道集成为一个整体的TBCC推进系统是HCV设计中最大的技术难题,需要高度的集成和复杂度,如果设计不合理,复杂度会大大增加,发动机结构重量也会增加。
洛克希德马丁公司于2007年在欧洲申请了高超声速进气道/喷管/飞行器一体化的专利[18],提出了Falcon进气道的基本设计理论。Falcon进气道采用变截面内转式进气道设计方法,初步实现了从复杂进口向圆形出口气动过渡的变截面进气道设计技术。从专利公布的Falcon项目的布局方案可知,其前机身采用乘波体设计,有效提升了飞行器的升阻比;动力系统采用2组TBCC发动机,其中涡轮机工作M0~M4.0,亚燃冲压发动机工作M2.5~M5.0,M5.0以上采用超燃冲压发动机[19],具体的变几何结构形式并未对外报道。由于技术难度过大和投入经费不足,2008年美国DARPA与美国空军终止了HTV高超声速飞行器验证机项目,但美国空军相关研究工作并未终止。
1.2 美国TriJet项目2007年美国Aerojet公司申请了关于三通道组合动力推进系统设计专利[20],与Boeing合作开展M7.0一级可重复使用组合循环推进系统方案设计,实现飞行器从M0到M7.0的无缝过渡[21]。最初提出2种设计方案:一种是PyroJet方案,采用2个涡轮发动机与一个双模态冲压发动机组合,由于目前涡轮机与冲压机在工作Ma范围存在间断(涡轮机M0~M2.5,冲压机M4以上),计划采用RTA涡轮机技术,将涡轮机工作Ma范围扩展到M4.5,但由于RTA技术难度过大,研制风险过高,最终放弃了该方案并提出TriJet方案,将其中一个涡轮机替换成引射冲压发动机。虽然TriJet方案避免了RTA技术,降低了研发难度,但由于增加了引射通道,减小了推进系统的比冲和推力,尤其是在M2.5过渡模态时,推力急剧下降。
值得一提的是,2种方案均采用了气动喉道(sustained aerodynamic choke, SAC)技术,用于解决双模态冲压发动机工作在较低Ma推力不足的问题,并成功申请了专利[22]。在一定的流量下,为了提高双模态冲压发动机推力需要燃烧更多的燃料,为了避免过早地造成热拥塞引起进气道不启动,需要更大的燃烧室面积。SAC核心原理就是利用气动设计技术形成更大的燃烧面积,设计低速通道喷管形成欠膨胀,在低速喷管出口后继续膨胀,与高速通道气流汇合后,形成新的气动喉道,气流再次膨胀加速,从而增大推力,具体原理如图 2所示。
TriJet方案设计巡航点为M7.0,M0~M2.5是涡轮模态,M2.5~M4.0是过渡模态,M4.0以上为冲压模态。进气系统是高度集成的内转折进气道(advanced combined circle integrated inlet, ACCII),喉道后分成3个通道:低速涡轮通道、引射冲压通道和双模态冲压通道。为克服跨声速时推力不足,在双模态流路中布置喷射器推进单元,起到引射冲压发动机(ejector ramjets, ERJ)的作用。经过适当的设计,ERJ产生的比冲能达到火箭发动机的2倍以上,但仍远低于涡轮发动机。隔离段截面优先选用圆形或者椭圆形,以最小的湿润周长降低热负荷和摩擦损失,燃烧室设计采用中心燃烧技术[23],火焰远离壁面,降低了壁面热载荷,增强了火焰稳定性,提高了燃烧效率。为解决模态转换时流量分配问题,在进气道内设置有开关门,门的开度随Ma变化如图 3所示。该组合发动机具有稳定的宽Ma工作范围、高的气动性能及低溢流阻力等优势[24]。
ACCII进气道是采用流线追踪技术的三维内转折进气道,基本流场采用截短Busemann流场,设计Ma为M6,但三维激波贴口Ma仍选取M7.0,最终进气道总收缩比7.03,参考内收缩比2.03。图 4中的冲压通道一直处于流通状态,在低Ma条件下最大程度地利用空气流量产生推力。为了保证进气道在尽量低的Ma下启动,采用可调的变几何结构改变内转折进气道的内收缩比。在进气道的后部与涡轮机之间设置可调进气门(称为前门),该门实际上是内转折进气道型面的一部分。在低Ma下,前门向上转动,增大喉道面积;反之在高Ma下减小喉道面积,改善高速性能。前门后面的后门装置与前门配合使用,改善低速通道扩张段的气动性能,且前后门的设计在肩部处要实现消波。前后门开启过程中,气流的密封靠图 4中的类锥体实现。
目前TriJet的研究仍在继续,并对ACCII系统进行了一系列的优化:优化前后门形状,降低扩压损失;增加抽吸量以及抽吸位置;采用涡流发生器控制边界层等。
1.3 美国SR-72高超飞行器2013年11月1日,美国洛克希德马丁公司臭鼬工厂首次对外公布了正在研制的新一代高空高超双发隐形无人机SR-72,集情报搜集、侦查、监视和打击等多种作战能力于一体,作为SR-71“黑鸟”高空高速侦察机的后继机型。具备M6.0(6 436 km/h)巡航速度,让他国的防空系统望尘莫及,有可能引起未来战争形态发生重大改变。消息一公布,立即引起了世界各国极大的关注。
三维内转式进气道的气动过渡变截面技术使得进气道的进、出口形状相互独立,这使其与三维复杂乘波外形一体化出现了可能。美国对外公布的SR-72飞行器表明,SR-72前机身采用乘波体设计,以实现高的升阻比特性;动力系统采用2组基于内转式进气道的TBCC发动机(见图 5),实现了飞行器、进气道双乘波设计。常规涡轮机工作到M3.0,之后由双模态冲压发动机接管,直至高超声速巡航模式。由于技术的保密,从目前公开的资料来看,此类三维内转式变几何进气道的设计理论还需深入研究。
2 国内内转式TBCC进气道设计技术
国内左逢源等[26]给出了基于内转折概念的TBCC进气道变几何设计方案,设计Ma为M4.0,变几何方案如图 6所示。变喉道结构由可调压缩板A、喉道水平板B、弧形作动板C及可伸缩板D组成,可调压缩板是内转折进气道的型面截断得到的。设计一段喉道水平板B,在整个工作过程中始终保持水平(与下唇板内型面近似平行),有利于改善喉道气体的均匀性。为了降低气流的局部损失,喉道后采用弧形板C过渡,最后铰链连接可伸缩的作动机构板D。板A是绕着板外轴点o转动,板A、B、C、D之间均采用铰链连接。板A前段弧形设计使得板A在变喉道的过程中前段定几何板光滑过渡,减小型面的不连续对气流影响。板D与涡轮通道型面采用固定铰支连接。数值模拟结果表明:在设计Ma下,内转折TBCC进气道实现了全流量捕获,在纯涡轮、纯冲压、模态转换时进气道均能正常工作,分流板的分流是有效的。
虽然上述方案成功实现了矩形进出口的内转式TBCC进气道设计,但是矩形截面加剧了喉道区附近的二次流,在一定程度上恶化了流场结构。为缓解因矩形截面诱发的二次流,需要将喉道截面设计成椭圆形结构,研究表明,椭圆形结构有助于改善内流品质[5, 7],因而进出口可定制的内转式TBCC进气道应运而生。
文[27-28]详细给出了喉道为椭圆时内转式TBCC进气道变几何设计方法,如图 7所示。图 7a展示了内乘波进气道可动基础压缩面(蓝色面)的截取,为了在非设计状态保持进气道高流量捕获的特点,可动压缩面前缘沿流向的截取位置应不改变入射激波的特性。将进气道沿对称面一剖为二,即有2块对称的可动压缩面,分别绕轴旋转以达到放大喉道的目的。图 7b给出了该变几何进气道放大喉道示意图,分别过C、D点作垂直于转轴矢量的直线与原喉道形状相切,OC′EFD′即为放大后的喉道截面。可以看出,放大后的喉道截面形状光滑、曲率连续,进气道无角区流动,对于提高喉道出流品质有利。
随着研究的深入,发现高效压缩的内转式进气道常常面临着锥面激波/边界层干扰问题,严重制约了内流品质[30]。针对高速三维内转式进气道的锥形激波/湍流边界层干扰问题,Zuo等[31]采用高精度融合浸入边界法的直接数值模拟方法,依托高精度DNS方法揭示了锥形激波干扰流动问题的流场结构特征及相关涡系结构的演化过程。
三维流场结构如图 8所示,这类干扰流场的特征如下:1) 干扰流场具有三维分离结构,主干扰区湍流边界层呈现出平均分离的现象,伴随着马蹄涡结构的形成,次干扰区流动呈现出间歇分离的特性,以瞬时回流的分散斑点为特点,表现出强烈的间歇性;2) 锥形激波反射从规则反射到Mach反射的转变现象,Mach反射特征在远离对称面位置处呈现出独特的激波茎干形状;3) 逆压梯度抑制近壁处的湍流条纹和湍流的各向同性化,经过干扰后的边界层恢复遵循准平衡过程,以平均参数的自相似分布为特点。
3 总结与展望
TBCC组合动力进气道将在高超声速推进系统领域引起一次研究热潮。由于内转式进气道独特的性能优势(比如低Ma的高流量捕获能力、高的内流品质),基于三维内转式TBCC进气道是未来TBCC进气道的发展趋势,如美国的SR-72以及TriJet方案。如何基于内收缩压缩概念设计出可靠的变几何方案,发展适用于边界层分离时的高超进气道设计方法,是未来这类TBCC进气道的研究重点。以下是一些可以进一步思考的问题。
(1) 进气道的启动问题。高超声速进气道的不启动流场特征(模式)与常规是完全不同的,在常规或超声速进气道中,边界层厚度与唇口进口截面高度之比非常小,进气道不启动时,正激波外推,出现亚音溢流,对于高超声速进气道,唇口进口截面边界层占据了很大的空间,当进气道出现不启动时,排出的激波系仍旧很强,足使边界层分离,流场存在很大的分离和超声溢流,唇口截面捕获的流场仍旧是超声流,与启动状态相比,捕获的流量减少,压缩效率低,气动和热负荷增加[32-33]。在高超燃进气道,进气道的不启动机理及预测仍存在着很大的挑战。
(2) 三维锥面激波/边界层干扰问题。激波/边界层干扰在航空航天领域是个非常重要的研究热点与难点,主要发生在激波扫过壁面边界层的情况下,通常对气动性能有严重的影响,不可忽视的压力脉动,热载荷以及伴随非定常压力载荷下的结构破坏问题,尤其在发生流动分离的情况下结果更为恶化[34-35]。高速进气道通常依靠多道激波实现对气流的增压能力,激波/边界层干扰问题不可避免。激波附界层干扰流场的结构是很复杂的,可以使整个流场结构发生改变,引起气流发生分离,内流损失增加,甚至造成进气道不启动。此外,激波诱导的分离可以诱发大范围的不稳定性,导致进气道喘振。如何快速预测激波干扰诱发的压力脉动,对指导进气道的喘振有着重要的意义。
(3) 高温流动(真实气体效应)。高超声速飞行器再入大气层时,边界层内的气流由于黏性耗散引起极高的温度场,高温造成周围空气发生离解、电离等物理化学现象[36]。对于空气而言,当环境温度大于800 K时,气体分子的振动能被激发,此时空气的比热容不再是常数,而是温度的函数。当温度升高到2 500 K时,氧气分子开始发生离解(O2→2O);当温度升高到4 000 K时,氧分子全部离解成氧原子,同时氮气分子开始离解;当温度达到9 000 K时,氮分子离解完成,此时开始出现电离现象(N→N++e-, O→O++e-)。从而产生N2、O2、N、O、NO、N2+、O2+、N+、O+、NO+、e等复杂组分。在高超声速飞行器中,离解电离的特征时间与流动的特征时间相当,因而需要考虑化学反应非平衡效应的影响。这些由于高温引起的化学非平衡效应,Anderson[37]将其称为“真实气体效应”。“真实气体效应”由于空气组分的改变,使得分离区位置、激波位置发生显著变化,进而会大大影响进气道的内流品质。
(4) 进气系统的热防护技术。高超飞行器再入大气层时,气动加热使飞行器驻点温度增加到10 000 K左右,壁面热载荷可达40 MW/m2[38-39],严重的气动加热是实现高超声速飞行的主要障碍。例如,在1967年10月3日进行的X-15高超声速飞机飞行试验中,来自塔架的弓形激波撞击到X-15的底面,造成了严重的局部加热损坏,冲压发动机模型被完全烧毁在塔架上,并在X-15上烧蚀出了一个孔,使极端热的边界层空气被撞入内部结构,从而削弱了飞行器的性能,因此建立气动加热引发的表面热防护准则是十分必要的,可以为高超声速领域的气动-热-化学耦合理论的发展奠定基础。
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