1、文章编号：1000-8055（2023）06-1367-11doi：10.13224/ki.jasp.20220883面向推力优化的并联 TBCC 组合喷管设计方法缪俊杰1，蔡伊雯1，汪东1，尹超1，李宪开1，徐倩楠2（1.中国航空工业集团有限公司沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司，江苏扬州225111；2.中国航发四川燃气涡轮研究院高空模拟技术重点实验室，四川绵阳621700）摘要：针对宽速域飞机机体/推进的强耦合，提出一种在给定几何尺寸约束下面向推力优化的并联涡轮冲压组合发动机（TBCC）组合喷管设计方法。通过理论分析和数值模拟相结合的手段，实现了宽速域组合喷管在欠膨胀和过膨胀流
2、动状态下涡轮/冲压流道面积膨胀比的优化分配。在研究的涡轮/冲压落压比范围内，相比基准组合喷管，面向推力优化设计得到的组合喷管均能具有更高的推力性能，两者综合推力系数的差异在涡轮单独工作的过膨胀流动状态尤为明显，通过推力优化可使得马赫数为 0.2 和 3 时的推力系数分别提高 4.89%和 4.14%。推力优化喷管的升力和俯仰力矩随飞行马赫数的变化幅度相比基准喷管分别减小了33%和 47.3%，这可以有效减小机体/推进耦合下全机气动焦点的变化范围，有利于减小宽速域飞机配平阻力并降低飞行器操稳控制难度。关键词：并联 TBCC 发动机；组合喷管；推力优化；设计方法；流场分布；气动特性中图分类号：V2
3、31.3文献标志码：AOptimumdesignmethodorientedthrustforover-underTBCCcombinednozzleMIAOJunjie1，CAIYiwen1，WANGDong1，YINChao1，LIXiankai1，XUQiannan2（1.YangzhouCollaborativeInnovationResearchInstituteCompany，Limited，ShenyangAircraftDesignandResearchInstitute，AviationIndustryCorporationofChina，Limited，YangzhouJi
4、angsu225111，China；2.ScienceandTechnologyonAltitudeSimulationLaboratory，SichuanGasTurbineEstablishment，AeroEngineCorporationofChina，MianyangSichuan621700，China）Abstract:Consideringtherequirementsonintegrationofaircraft/engines，adesignmethodofover-underturbinebasedcombinedcycleengine(TBCC)nozzleorient
5、edthrustoptimizationunderagivengeometric constraint was proposed.The optimal allocation of the area expansion ratio of the turbo-engine/ramjetnozzleatunder-expansionandover-expansionstatewasrealizedbymeansoftheoreticalanalysisandnumericalsimulation.Withintherangeofturbo-engine/ramjetpressure-drop-ra
6、tio，theTBCCnozzledesignedforthrustoptimizationcanachievehigherthrustperformancethanthebaselinenozzle，andthedifferenceincompositethrustcoefficientwasparticularlyobviousundertheover-expansionstate，where the thrust coefficients at Mach number of 0.2 and 3 can be increased by 4.89%and 4.14%，respectively
7、，through thrust optimization.Furthermore，the lift force and pitching moment of thrustoptimizationnozzlechangingwiththeMachnumberwere33%and47.3%smallerthanthoseofthe收稿日期：2022-11-19作者简介：缪俊杰（1994），男，工程师，博士，主要从事组合动力推进系统研究。E-mail：引用格式：缪俊杰,蔡伊雯,汪东,等.面向推力优化的并联 TBCC 组合喷管设计方法J.航空动力学报,2023,38（6）：1367-1377.MIAO
8、Junjie,CAIYiwen,WANGDong,etal.Optimumdesignmethodorientedthrustforover-underTBCCcombinednozzleJ.JournalofAerospacePower,2023,38（6）：1367-1377.第38卷第6期航空动力学报Vol.38No.62023年6月JournalofAerospacePowerJune2023baselinenozzle，whichcaneffectivelyreducetherangeofaerodynamicfocusofthewholeaircraft，helpingtoredu
9、cethetrimresistanceofwide-speed-rangeaircraftandthedifficultyofflightcontrol.Keywords:over-underTBCCengine；combinednozzle；thrustoptimization；designmethod；flow-fielddistribution；aerodynamiccharacteristics涡轮冲压组合发动机（turbinebasedcombinedcycleengine,TBCC）具有宽速域1、远航程2-3、可重复使用、能随时召回等优势，成为下一代宽速域飞机重点发展的动力装置之一
10、。由于 TBCC 发动机作为宽速域飞行器动力和两级入轨飞行器第一级动力上的良好应用前景，各国都相继开展了TBCC 的相关研究计划，如美国的国家空天飞机计划（NASP）计划4、日本的超声速/高超声速运输推进系统（HYPR）计划5和欧洲的长期先进推进概念与技术（LAPCAT）计划6等。根据涡扇发动机和亚燃冲压发动机的匹配关系，TBCC 发动机分成共轴串联和上下并联两种类型。其中上下并联式 TBCC 发动机共用部件少，模态转换间的相互干扰较小，技术上易于实现，同时作为宽速域动力方案具有相比串联式方案在高超声速飞行时内流道型面简单、内流阻力损失小的优势7。并联式 TBCC 在跨声速区间飞行时，只能由涡
11、轮发动机提供飞行所需动力，而冲压发动机处于冷通流状态，无法提供足够的推力来克服机体和进气系统所承受的阻力8。宽速域飞机宽速域工作的设计需求，要求飞机前体/进气道、飞机后体/尾喷管高度融合以提高工作能力，相关研究表明9，如果采用并联式 TBCC 形式，在跨声速区域冲压流道的冷通气内阻占到了全机零阻的 20%，导致飞机爬升阶段的耗油率大幅增加、航程减少。此外，并联 TBCC 发动机模态转换时还存在由于涡轮发动机推力过小而无法实现涡轮模态向冲压模态平稳过渡的问题10-11。因此，为有效缓解跨声速飞行时的“推阻矛盾”和模态转换时的“推力陷阱”问题，需提高机体/推进强耦合下的发动机安装推力。针对基于前体
12、/进气道和后体/喷管一体化设计的宽速域飞行器，有关研究表明在飞行马赫数为 6.0 时，非对称膨胀喷管产生的推力占到推进系统总推力的 70%12，而 Lederer 等13指出尾喷管的推力系数下降 1%，对基于冲压动力的高超声速飞行器在飞行马赫数为 7.0 时造成安装净推力损失，达到燃烧效率提高 1%所带来收益的 4 倍以上。Werner 等14特别强调了低马赫数下尾喷管排气所面临的高度过膨胀问题是飞行马赫数为 07 的组合循环动力系统设计所面临的一大挑战，而莫建伟等15-16指出要保证 TBCC 排气系统在整个飞行包线内的有效飞行，需要采取措施提高亚、跨声速飞行条件下排气系统的气动性能。因此，
13、针对机体/推进强耦合下的宽速域飞行器，如何在飞行器外形固定几何约束下通过喷管设计实现组合喷管推力最大化是亟需解决的问题。本文针对机体/推进强耦合下的固定几何尺寸约束，提出一种面向推力优化的并联式 TBCC组合喷管设计方法，通过理论分析和数值仿真相结合的手段，实现涡轮喷管和冲压喷管的面积膨胀比的优化分配，进而提升组合喷管在涡轮单独工作状态和共同工作状态综合推力性能，并减小俯仰力矩变化范围以降低飞行器俯仰力矩配平阻力和操稳难度。本文研究成果可以为机体/推进强耦合下的并联 TBCC 发动机组合喷管推力性能的优化设计提供理论依据和技术基础。1研究方法1.1并联 TBCC 可调组合喷管设计AoutAth
14、,cyLcy在给定燃烧室出口位置和飞机后体位置的约束下，面向推力优化的并联 TBCC 组合喷管冲压高速流道型面设计，采用基于罗氏喷管（Raonozzle）发展得到的在一定喷管长度和面积比下能产生最大推力的喷管型面设计理论，具体设计流程见文献 17。在冲压发动机喷管出口面积=H、喉道面积=0.25H 和长度=2.5H 给定的情况下（H 是组合喷管出口高度），依据最大推力喷管型面设计理论，选择飞行马赫数为 3.5时冲压发动机燃烧室出口参数作为冲压通道喷管设计参数，开展冲压喷管气动型面设计，得到并联 TBCC 组合喷管中冲压发动机喷管的上膨胀面型线（如图 1 中蓝线所示，图中 Aout,wl为涡轮通
15、道的出口面积）。基于最大推力喷管型面设计理论得到的冲压喷管型面，采用涡轮关闭后调节板绕飞机后体端点旋转的方式实现涡轮发动机和冲压发动机工作模态的转换。为保证后调节板完全打开时与涡轮1368航空动力学报第38卷流道间的光滑过渡，本文涡轮喷管上膨胀面型面设计采用截取冲压喷管上膨胀面的方式，截取长度根据后体端点和涡轮喷管喉道位置确定。其中，涡轮单独工作和共同工作模态下组合喷管双通道型面如图 1 中实线所示，而冲压单独工作模态下喷管单通道型面则为图 1 中的双点划线。为使得给定几何约束下的组合喷管推力最大化，本文设计了三连板联动调节方案，能实现在涡轮喷管喉道调节的同时进行涡轮喷管出口面积占比调节的功能
16、。其中涡轮喉道调节板和出口面积调节板绕喷管前缘铰链转动，而涡轮喷管下膨胀面采用伸缩平动方式以补偿喉道调节和面积调节带来的位移差。其中涡轮喷管下膨胀面出口 P 在冲压喷管上膨胀面处的位置选取根据涡轮喷管低飞行马赫数条件下理想出口面积确定（在涡轮设计落压比为 3 时，涡轮喷管面积膨胀比为 1.05）。1.2数值方法本文采用商用计算流体动力学（CFD）软件对模型进行数值计算，选取基于密度的隐式求解器，选择的计算模型为 SST（shearstresstransport）k-湍流模型，并采用定比热的理想气体模型，分子动力黏度采用 Sutherland 公式计算。整个流场采用结构化网格划分，为保证计算准确性，在喷管喉道、壁面附近、出现激波和剪切层等流动区域内进行了网格加密，如图 2 所示。其中壁面边界层进行壁面网格加密，并保证第 1 层网格 y+5，总网格数量约为 20 万，外场条件设置为压力远场条件，给定远场气流的压力、速度、密度，涡轮发动机喷管和冲压发动机喷管进口均设置为压力进口，给定总温和总压，出口条件设置为压力出口，给定远场的压力，壁面均采用无滑移绝热壁。并联 TBCC 组合喷管三连板联动
