可调内转进气道数值模拟(2)

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对于进气道的主要要求是：1、在飞行器的各种飞行工况和其发动机的各工作状态下，供给发动机所需要的空气量；2、气流在扩压滞止过程中损失要小；3、进气道的阻力小；4、进气道出口流场气流的压强、速度及温度等能适应发动机工作需求的变化；5、在飞行器的各类飞行条件和发动机的各种工况下，进气道运行稳定可靠。因此，进气道的主要性能是否优良能够用几个相对应的性能参数来表征和评价，这些性能参数包括其流量系数、总压恢复系数、阻力系数和出口马赫数等。

1.1 TBCC进气道的研究概况

高超声速飞行器作为航空界的前沿领域之一，是将来飞行器的主要战略研究和发展方向，而能否实现其在宽马赫数范围内持续稳定工作的重点之一便在于其推进系统。就目前而言，应用燃气涡轮发动机的工作马赫数范围一般是从马赫0加速到马赫3-3.5，使用亚燃冲压发动机的工作马赫数范围一般是从马赫2到马赫6，使用超燃冲压发动机其工作马赫数则能够超过马赫数5，因此，不存在任何一种吸气式发动机能够单独工作来满足高超声速飞行器的宽广的工作范畴（包括了在亚声速条件、跨声速条件、超声速和高超声速条件下工作），将不同类型的发动机组合在一起工作才是研究的方向，组合循环推进系统应运而生。根据不同发动机的组合，此类推进系统又可以分成3类：1、涡轮基组合循环（TBCC）2、火箭基组合循环（RBCC）3、脉冲爆震发动机（PDE）[1]。其中涡轮基组合循环TBCC则是由燃气涡轮发动机（也称为涡轮加速器）和亚/超燃冲压发动机组成的。而进气道作为吸气式飞行器重要的进气部件，其主要任务是对远前方来流进行减速同时提高压强以保证涡轮压气机或者冲压燃烧室的进口气流的温度、压强等，同时保质保量地向涡轮工作模态下的涡轮压气机或冲压工作模态下的冲压燃烧室提供相对于马赫数下工作时所需要的一定的空气，包括在模态转换过程中对均处于工作状态下的涡轮发动机的压气机和冲压发动机的燃烧室提供所需的气流，发动机研制的成功与否则很大程度上取决于两种工作模态能否成功过渡[2]。

TBCC发动机从结构布局上可分为共轴型布局（图1.1）和上下型/并联型布局（图1.2）。根据涡轮通道和冲压通道位置的分布情况，其中并联型能够分为内并联型结构和外并联型结构两种类型，内并联型结构指的是涡轮通道和冲压通道使用相同的外压段和内压缩段，气流经过内压段的喉道之后便会分成两个流道，一路流向涡轮压气机，另一路则流向冲压燃烧室，外并联型结构则是涡轮通道和冲压通道各自拥有一个进气道互不影响，自由来流从进气道进口处便分开形成两条流路。共轴型则又能够分为环绕型结构和串联型结构两种,环绕型结构是指冲压发动机的燃烧室在涡轮发动机的外函管道中,串联型结构则是指冲压燃烧室位于涡扇发动机之后[3]。经各类实验研究表明，相较于共轴型布局并联型布局在减小装机尺寸等诸多方面有更好的优越性[4]，其中外并联结构虽然在其气动模型的设计上包括在调节方面的设计较为简单，但会增加进气道的迎风面积，使进气道的阻力系数增大，同时也减小了该飞行器内部的可利用容积，而内并联结构的涡轮通道和冲压通道共用外压段和内压缩段，所以内并联布局结构的调节规律较为复杂，但同时也减小了迎风面积，且飞行工作马赫数范围较宽，因此值得研究。

涡轮、冲压组合循环系统共轴型结构示意图