1 引言

全速域工作的高超声速飞行器由于其飞行包线过于宽广，单一的发动机均不具备全马赫数范围工作的能力，为了满足吸气式动力装置从地面起飞实现高超声速飞行，吸气式组合发动机是一种理想的推进动力^[1]。作为一种吸气式推进系统，进气道的设计性能对于保证组合发动机在宽广的飞行范围内正常工作具有重要意义^[2]。目前组合发动机技术已成为各国的研究热点并展开了深入的研究，例如日本的HYPR计划^[3]、美国的革新涡轮加速器（RAT）与FALCON计划以及ASTP计划、欧洲航天局的LAPCAT计划^{[4, 5]}等均将组合动力技术作为研究的重点。

组合动力进气道作为吸气式发动机最前端的进气部件，承担着对自由来流进行减速增压的任务，它的总体性能以及出口流场直接影响发动机的性能，并且要求其在全马赫数工作范围内为发动机正常工作所需的高品质空气，这对进气道的设计和性能提出了较高的要求，因此进气道作为组合动力装置的关键部位值得深入研究。传统的高超声速进气道主要通过激波系来压缩空气，例如轴对称进气道、多级斜楔二元进气道和侧压式进气道，由于激波压缩是主导方式，因而其压缩效率低，如果进气道工作在较高马赫数状态下，采用激波压缩会导致很大的激波损失，而三维内转进气道主要采用等熵压缩波压缩空气，具有流量系数高、压缩效率高、浸润面积小、便于一体化等优点而备受国内外的关注。

涡轮基组合循环发动机可分为并联布局和串联布局^[6]。组合动力进气道根据发动机的布局形式可分为串联型和并联型，而并联型又可分为外并联型和内并联型。日本ATREX研制计划^{[7, 8]}中的组合发动机采用串联布局形式，通过前后移动轴对称变几何进气道中心锥实现外压缩激波位置的调节，以兼顾高低马赫数的性能，同时研究了附面层抽吸对进气性能的影响，通过风洞实验完成了进气道的自动控制研究。国内张华军等^[9~11]提出了一种内并联进气道设计方案，并开展了进气道设计、流动分析及风洞试验，获得了模态转换过程中典型工况的流动特性与气动性能。美国NASA为X43B组合发动机提出了一种外并联型进气道设计方案，并开展了性能和模态转换的实验研究^{[12, 13]}，该进气道的内流通道相互独立，在Ma4下实现模态转换。美国的HTV-3X组合进气道也采取外并联的布局形式^[14]。国内谭慧俊等^[15]、袁化成等^[16]等针对此类外并联进气道开展了方案设计、流动特性分析与流动控制方面的研究。采用并联式布局形式的组合动力进气道都具有飞行马赫数宽、迎风面积小、内部可用容积率大等优点而具有较大的研究价值。为了使吸气式组合发动机在不同的飞行马赫数状态下都能正常高效地工作，研究出一种与吸气式组合发动机相匹配的变几何进气道是十分有必要的，美国和日本等国都在此领域投入了大量的人力和物力，并且在某些关键技术方面取得了重大进展。在20世纪80年代，NASA兰利研究中心和Lockheed公司为某乘波体飞行器提出了一种内并联型涡轮基组合循环（TBCC）动力方案^{[17, 18]}。近年来，美国的Aerojet公司也提出了一种名为TriJet的新型三流道组合动力设计方案^{[19, 20]}，该方案是将现有的涡轮发动机、引射亚燃冲压发动机以及双模态冲压发动机三种发动机组合起来实现Ma0~7+飞行，采用的是三维内转式进气道，进气道的布局形式是内并联型，进气道的内收缩比可以调节，解决了进气道在低马赫数的起动性能，同时兼顾高马赫下进气道的气动性能，其方案实验结果表明^[21]，可以利用发动机产生的反压来实现通道间流量的重新分配和改善涡轮通道出口的稳态畸变。国内南京航空航天大学的李龙等^[2]研究了一种二元内并联式TBCC进气道，采用数值仿真的方法对进气道在典型飞行工况下的气动特性进行了研究分析，结果表明进气道在过渡模态时，涡轮、冲压发动机共同工作，上下流道之间存在气动耦合效应，当反压条件变化时，进气道会出现管内溢流现象，引起上下通道流场的相互影响。

基于国内外大都针对于发动机匹配设计需求来对并联式组合发动机进气道性能进行研究，较少涉及到对内流场的流场特性和气动特性分析的详细介绍，本文开展了一种三通道内并联型可调内转进气道的气动模型设计，其内流场的流动机理更为复杂。本文采用三维数值仿真的方法初步研究分析了在反压作用下，进气道各通道的流场特征和相互干扰特性。

2 进气道气动型面设计及工作方式

本文选取壁面压升规律可控变中心体的新型轴对称基准流场来设计三维高超声速内转式进气道，压升规律为反正切函数，然后结合流线追踪、附面层修正技术得到进气道高速通道最终气动型面。由于三维内转式进气道在非设计点往往具有较高的流量捕获能力，但过高的流量捕获能力在低马赫数时往往会导致进气道的不起动，为了提高三维内转式进气道的溢流能力，本文在三维内转式进气道的顶板前面添加了一级二元楔板对自由来流进行预压缩，二元楔板与水平面的夹角为4°，这样虽然增加了进气道的总体长度，但在进气道的侧面增加溢流出口，降低了进气道在低马赫数的流量捕获能力，改善了进气道在低马赫数下的起动性能，最后得到设计马赫数为Ma6的矩形转圆形三维内转式进气道，并对进气道的唇口进行一小部分的线性后切，减小进气道的内收缩比来提高进气道在低马赫数下的起动性能。高速冲压通道的气动模型如图 1所示。其总收缩比为6.56，内收缩比为1.66，高速冲压通道总长与冲压通道出口直径之比为18。

由于本文采取的并联方式是内并联型方案，开启低速涡轮通道的转轴0-0放置在三维内转式进气道唇口的正下方，此时涡轮通道与冲压通道共用喉道。在低马赫数Ma1.8下时，为了保证低速涡轮通道的捕获面积和流量，将转轴0-0后面的顶板（前活动门）绕转轴0-0旋转15°来开启低速涡轮通道，进气道的总收缩比为4，内收比为1.0，涡轮通道扩张段的扩张比为2.0，总长与涡轮通道出口直径之比为21，其调节方式和三通道的气动模型如图 2所示。

本文设计的工作范围为Ma=0~6的组合动力进气道采用两个涡轮发动机和一个双模态冲压发动机来与之匹配，该组合推进系统具有三个工作模式，Ma0~1.8为低速工作模态，此时两个涡轮通道完全打开，涡轮发动机单独工作；Ma1.8~4为过渡模态，此时两个涡轮通道逐渐对称关闭，涡轮发动机和冲压发动机同时工作；Ma4~6为高速工作模态，此时两个涡轮通道完全关闭，双模态冲压发动机单独工作。

3 数值模拟计算方法

本文对三维流场进行了全粘性Navier-Stokes方程求解，假设流体为量热完全气体，选用的湍流模型为RNG k-ε模型，近壁处采用标准壁面函数。分子粘性系数采用Sutherland公式计算，壁面为绝热无滑移、固体边界。由于进气道具有对称性，故只对一半流场进行数值模拟。采用ICEM CFD软件进行了网格划分，第一层网格取0.1mm，保证壁面Y⁺在30左右，总网格量约为300万。进气道的计算网格和边界条件如图 3所示。

4 进气道反压特性分析

在Ma1.8过渡模态的开始阶段，进气道的两个低速通道是完全打开的，经过数值仿真计算，可以知道进气道的两个低速通道能承受数值相当于自由来流静压3.2倍的反压。图 4给出了此临界工况下进气道内流道不同截面上的总压恢复系数及三维空间流线，从图可以明显看出高速通道的总压恢复系数要比低速通道的高，并且高速通道的总压分布沿着气流流动的方向均比较均匀，而低速通道的总压分布不均匀程度明显大于高速通道，低总压区占较大的流动空间。内流道的三维空间流线表明气流在通道内的流动情况，两个低速通道从进气道内压段进口至喉道这一区域对称地将一部分气流从主流中抽走，流场内部的流动参数分布还是对称的，此外还可以从图中看出，靠近低速通道出口的空间流线向下壁面偏转，说明低速通道中存在横向流动，带动低能区在下壁面堆积，形成低总压区。图 5给出了进气道壁面压力分布以及壁面极限流线。

4.1 涡轮通道反压特性

此时两个低速涡轮通道全部打开，从涡轮通道出口逐渐增大反压。图 6描绘了5个典型反压状态下的流场特征，可以发现当涡轮通道出口反压逐渐增大时，在反压作用下涡轮通道中的结尾激波逐渐向前移动，当反压p_e增加到自由来流静压p_a的3.2倍时，结尾激波刚好被推到涡轮通道与冲压通道的交叉处（涡轮通道唇口），此时涡轮通道出口反压即为临界反压。若继续增大涡轮通道出口的反压，结尾激波会被从涡轮通道中推出，此时可以发现涡轮通道和冲压通道的气流均为亚声速气流，若再继续增大涡轮通道出口反压，结尾激波在反压的作用下继续向前移动直至被推至冲压通道的唇口附近（图 6（e））。

图 7给出了5个典型反压状态下，低速涡轮通道出口马赫数的分布，从图中可以看出5个典型反压状态下涡轮通道出口的马赫数分布不均匀，都明显存在高速区和低速区，并且两区域分界明显。当涡轮通道出口反压为来流静压的3倍时，进气道处于超临界状态，此时涡轮通道出口高马赫数区主要集中在上部，当涡轮通道出口反压大于或等于来流静压的3.2倍时，此时涡轮通道出口高马赫数区主要集中在左下方，从图中还可以看出，随着涡轮通道出口反压的增大，涡轮通道出口低马赫数区在逐渐发展，其所占的比例在逐渐增大。

图 8为5个典型反压状态下进气道重要性能参数随涡轮通道出口反压的变化曲线图，从图 8（a）中可以看出，当涡轮通道出口反压大于临界反压时，此时增大反压，由于结尾激波被推离涡轮通道唇口，导致涡轮通道的一部分来流被转移到冲压通道中去，所以涡轮通道的流量系数会逐渐减小，冲压通道的流量系数会逐渐增大，而总的流量系数基本不变。从图中曲线还可以发现，当反压由自由来流静压的3.2倍增加到4.0倍，冲压通道的流量系数$ \dot m $从0.150增大到0.185，增大了23.3%，涡轮通道的流量系数由0.168减小到0.130，减小了22.7%，说明可以通过改变涡轮通道出口的反压来调节两通道之间的流量分配。从图 8（b）可知当涡轮通道出口反压逐渐增大时，涡轮通道出口的总压恢复系数σ是几乎线性增大的，这是因为初始结尾激波位置与最终结尾位置之间的通道是扩张的，当反压增大时，结尾激波前移，导致结尾激波的波前马赫数减小，从而产生的激波损失减小，涡轮通道出口总压恢复系数增大。从图 8（b）还可以发现，当涡轮通道出口反压逐渐增大时，冲压通道喉道总压恢复系数是先减小后增大的趋势，这是因为当反压超过临界反压时，结尾激波被推离涡轮通道唇口，由于有结尾激波的存在，会导致冲压通道的喉道总压恢复系数突然下降，此时若继续增大反压，结尾激波前移，同样由于通道是扩张的，所以冲压通道的总压恢复系数又会增大。图 8（c）和图 8（d）分别给出了涡轮通道出口马赫数和稳态畸变随涡轮通道出口反压的变化规律，从图中可知当涡轮通道出口反压增大时，涡轮通道的出口Ma是逐渐减小的，当结尾激波推离涡轮通道唇口，涡轮通道的稳态畸变D_t是逐渐减小的。

4.2 冲压通道反压特性

当从冲压通道出口逐渐增大反压时，涡轮通道出口给定一个不变的反压值，该反压为来流条件静压的3倍。图 9给出了5个典型隔离段反压状态下进气道的马赫数分布，从图 9可以发现隔离段内的结尾激波也会逐渐向前移动，当冲压通道出口反压超过临界反压，结尾激波也会被推出隔离段，此时隔离段内均为亚声速气流。若再继续增大冲压通道出口的反压，结尾激波会继续向前移动直至被推至冲压通道唇口附近。

图 10给出了进气道重要性能参数随隔离段反压的曲线图，从图 10中可知当隔离段反压逐渐增大时，进气道冲压通道的流量系数$ \dot m$由0.150减小到0.106，减小了29.3%，涡轮通道的流量系数由0.167增大到0.211，增大了26.3%，而总的流量系数是基本不变的，这是因为当结尾激波已经被推到冲压通道和涡轮通道的交叉处，若反压继续增大时，结尾激波向前移动，冲压通道的一部分来流被转移到涡轮通道中，导致冲压通道的流量系数降低，而涡轮通道的流量系数升高，说明也可以通过改变冲压通道出口的反压来调节两通道之间的流量分配。此外，当结尾激波被推出隔离段，继续增大反压，结尾激波向前移动，由于结尾激波所在的通道是扩张的，所以冲压通道喉道的总压恢复σ有所提高，此时冲压通道的一部分气流被转移到涡轮通道中，改变了涡轮通道气流的均匀性，导致涡轮通道出口的稳态畸变D_t是有所增加的。

5 结论

本文给出一种三通道内并联型可调内转进气道的设计方案，采用三维数值仿真的方法研究分析了Ma1.8时三通道全开时进气道的反压特性，得出如下主要结论：

（1）除了用分流板这种机械式的方法来调节进气道通道之间的流量分配外，还可以利用发动机产生的反压来调节进气道通道之间的流量分配，当从涡轮通道出口增加反压时，涡轮通道的一部分来流会转移到冲压通道，导致涡轮通道的流量系数会降低22.7%，冲压通道的流量系数会增大23.3%，而总的流量系数基本不变；同样当从隔离段出口增加反压时，冲压通道的一部分来流会转移到涡轮通道，导致冲压通道的流量系数会减小29.3%，涡轮通道的流量系数会增大26.3%。

（2）进气道出口反压对涡轮通道出口稳态畸变有一定的影响，从涡轮通道出口增加反压时，当结尾激波被推出涡轮通道，继续增大反压，涡轮通道的一部分气流被转移到冲压通道，涡轮通道出口稳态畸变会有所减小；而从隔离段出口增加反压时，当结尾激波被推出隔离段，继续增大反压，冲压通道的一部分气流被转移到涡轮通道，涡轮通道出口稳态畸变会有所增大。

（3）当从涡轮通道出口增加反压时，涡轮通道出口的总压恢复系数从0.54逐渐增大到0.71；当结尾激波被推出隔离段后，从隔离段出口继续增加反压时，冲压通道喉道的总压恢复系数从0.81逐渐增大到0.88。

致谢: 感谢江苏省自然科学基金资助。