飞得更高、更快、更远始终是人类飞行器发展的主旋律, 随着技术的进步, 近十多年来, 高超声速飞行器已经成为各强国的一个重要技术竞争方向, 开展了一系列的研究工作和计划[1-7]. 不同于无动力的助推滑翔式高超声速飞行器, 吸气式高超声速飞行器采用超燃冲压发动机或组合发动机为主要动力, 可以充分利用大气层内的氧气做氧化剂, 使得飞行器具有连续可控的推力, 具备更高的飞行灵活性和经济性, 实现大气层内高超声速飞行. 超燃冲压发动机是吸气式高超推进系统的核心, 而高超声速进气道则是超燃冲压发动机的关键部件之一, 其利用自身压缩结构, 将前方高速来流减速降低至燃烧室能够工作的一个范围, 并提高压力, 将气流动能有效转化为势能, 为燃烧室提供所需流量和品质的空气, 确保发动机稳定可靠工作. 高超声速进气道除了作为发动机关键部件外, 也影响飞行器的升阻比、配平特性等气动性能, 与飞行器的整体布局和性能特性联系也更加紧密. 飞行器的任务特点、气动特性以及动力系统性能都和进气道的布局形式以及性能相耦合, 须综合考虑.
超声速进气道设计通常基于各斜激波最优理论设计或等强度激波设计, 以实现进气道在工作点的总压恢复系数最优. 高超声速进气道的设计须在考虑燃烧室入口速度的前提下设计压缩波系、降低唇罩阻力, 进气道的外压缩占比降低, 内压缩占比提高, 须考虑进气道内部激波边界层干扰的影响, 在较高收缩比条件下提高隔离段出口抗反压能力, 并保证良好的起动性能, 设计技术难度进一步增加.
自20世纪60年代至2000年左右, 美国、俄罗斯、日本和法国等基于一系列高超声速项目开展了大量超燃冲压发动机基础技术研究, 积累了技术基础. 进入21世纪初, 以美国为代表开展了X-51A和X-43A高超声速工程技术集成和飞行试验并获得成功. 这期间进气道和飞行器一体化设计技术迅速发展, 在传统飞行器布局基础上, 高超声速飞行器前体与进气道的设计演变出多种布局形式, 比如头部进气、腹部进气以及两侧进气等. 从压缩方式上又分为二元压缩、轴对称压缩、三维压缩等, 以及在此基础上以流线追踪技术发展出的各种二维乘波技术和三维内乘波设计技术.
近些年, 以美国为代表, 正积极开展以TBCC和RBCC等组合动力为主的空天动力技术基础研究和工程技术集成, 以实现将来的空天领域宽域飞行, 这也是目前和今后的一个主要航天技术发展方向. 组合动力可有效拓宽飞行器速域和空域, 为实现这一目的, 组合动力需要进气道可调节设计, 这对一体化气动设计、结构甚至热防护提出了更高的技术难度. 本文结合典型国内外飞行器与进气道方案介绍了高超声速进气道的布局形式和技术发展, 以及面向宽域飞行的高超可调进气道最新技术进展情况.
1 高超声速进气道类型与布局 1.1 轴对称进气道高超声速轴对称进气道基于传统超声速进气道技术发展而来, 采用混合压缩形式, 外罩通常采用平直构型或小角度以降低阻力. 气流通过一定角度的中心锥体实现外压缩, 再经过锥体和外罩内型线构成的内收缩段完成内压, 实现减速增压. 隔离段内通道通常为环形或过渡至圆形的形式. 进气道中心锥体的母线一般设计为多级锥式、局部等熵或曲面压缩曲线等形式, 流动在每个子午面上都具有准二维流动特征, 多采用特征线法计算激波后流场.
苏联在Kholod“冷”[8-9]高超声速飞行试验计划中的试飞器采用氢燃料亚/超燃冲压发动机, 采用单独的头部轴对称进气方案. 公开资料显示飞行器进气道采用多级锥混合压缩, 锥体外压缩采用了三级锥压缩, 外压总角度40°, 唇罩内角10°, 工作速度范围Ma=3.5~6.4, 如图 1所示. 冷计划后期在和俄CIAM合作的基础上, 美国开展了高超声速飞行试验计划HRE[9-11], 项目中改进了发动机进气道和隔热段以及燃烧室, 并成功进行了飞行试验, 获得了Ma=3.5~6.45速度范围内的发动机数据. HRE计划中美国基于前期轴对称进气道的大量试验研究, 在地面试验发动机进气道上采用了改进的混合压缩方案, 有限资料表明进气道外压缩初始锥角10°, 经曲面压缩至22°, 唇罩内角12°, 最大工作速度Ma=8, 见图 2.
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| 图 1 “冷”计划中轴对称进气道几何构型 Fig.1 Axisymmetric inlet geometry of Kholod |
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| 图 2 HRE计划中轴对称进气道发动机简图 Fig.2 Axisymmetric inlet geometry of HRE groud test |
Kholod“冷”和HRE都是独立的发动机方案, 进气道为单独的轴对称形式, 这种布局进气道结构简单, 布置于飞行器最前端时多和轴对称旋成体飞行器相配合, 集成度高, 多用于弹用布局. 美国在高超声速巡航导弹HyFly计划中, 开展了双燃烧室动力系统研制和飞行试验[12]. 旋成体形式的弹体采用头部中心分置式进气道布局, 见图 3. 工作Mach数范围为3.5~6.0, 巡航Mach数范围为5~6. 这种布局类似模块化进气道, 弹体前端共用1个压缩锥对空气进行预压缩, 在周向上布置6个一定扇形角的进气道, 包含两个亚燃进气道, 呈水平“一”字布置, 为预燃室提供气流; 4个超燃进气道分置于4个象限, 为主燃烧室提供气流. 两个亚燃进气道和4个超燃进气道的二级压缩角度不同, 以实现不同Mach条件下的压缩, 其流动可以看做一定扇角的轴对称进气道.
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| 图 3 Hyfly头部轴对称进气道构型 Fig.3 Axisymmetric inlet geometry of Hyfly |
当轴对称进气道用于大型飞行器时除了可以用于头部外通常也可以采用旁侧式或外挂式. 旁侧式布局紧凑, 须考虑前体对进气道上游流场的影响以及前体边界层对进气道的影响. 美国先进太空运输计划中, NASA格林研究中心的单级入轨飞行器方案采用火箭基组合循环推进系统, 拥有3个旁侧式GTX发动机[13-14], 每个发动机采用了基于轴对称压缩的一定周向角的非圆进气道, 间隔120°均匀排布在飞行器中后部, 以有效利用前体的预压缩, 成为一种紧凑的旁侧进气布局形式. 每个进气道和飞行器之间安装有附面层分流隔道, 用于排移前体的附面层, GTX进气道布局见图 4. GTX发动机进气道以Ma=6为设计点, 工作范围至Ma=11, 见图 5.
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| 图 4 GTX进气道布局 Fig.4 Inlet geometry of GTX |
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| 图 5 GTX单独进气道简图 Fig.5 Single inlet of GTX |
当轴对称的发动机和飞行器设计不需要很强的集成度或气动耦合不严重时, 通常采用外挂式. 英国Skylon项目空天飞机采用了协同吸气式火箭发动机SABRE为动力, 这是一种预冷组合发动机, 能够实现从地面水平起降并加速至Ma=6[15-17]. 进气形式采用了在机翼两侧外挂的布局方式. 这种布局综合考虑了高装载容积和气动特性, 研究还表明高超声速飞行时的机体流场对外挂式进气道的影响较小, SABRE发动机还安装有一定的预偏角度, 可以充分发挥迎角下的发动机性能. 这种机体对外挂发动机影响极小的布局可以使得进气道的气动设计和机体气动设计相互解耦, 降低了气动、结构等一体化耦合的难度, 见图 6.
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| 图 6 Skylon进气道布局简图 Fig.6 Skylon inlet configuration |
SABRE发动机为实现宽范围工作和模态转换, 进气道采用了三波系轴对称压缩方案, 并且实现了可调节. 进气道的中心锥体能够前后移动, 进气道内部还有3层环形的可前后移动的调节环, 当低速工作时, 中心锥置于后端, 当飞行速度不断增大, 中心锥会前移, 最内层调节环到最外层调节环也依次前移, 和中心锥的锥体型面配合形成新的中心锥面, 锥体直径增大, 进气道收缩比也不断增大. 当进入模态转换阶段, 进气道达到最前端, 中心锥体直径最大, 进气道被封闭, 这时进入火箭工作模态. SABRE发动机及进气道见图 7.
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| 图 7 SABRE发动机简图 Fig.7 SABRE engine |
在超声速进气道的基础上发展出高超声速二维压缩进气道. 二维压缩的主要特点是采用多级压缩楔面或局部曲面形成外压缩, 在设计状态多级楔面或曲面产生的多道斜激波汇交在进气道唇口, 唇口和楔面构成内收缩段. 两侧的侧板可以是前掠也可以是后掠, 进气道构型通常为矩形. 在超声速领域, 二维矩形进气和飞行器有多种布局, 比如旁侧、腹部等. 在高超声速领域, 由于飞行速度高, 对飞行器升阻比提出了更高需求, 升力体构型以及前体乘波的需求进一步加强. 相比轴对称进气道, 二维压缩进气道结构简单, 工艺性好, 且更容易实现各种变几何的调节, 在高超声速领域的应用也较为丰富.
澳大利亚在开展的Hyshot 2[18-19]超燃冲压发动机飞行试验中采用了头部进气构型, 试飞获得了成功, 工作Mach数超过了Ma=7.5并接近Ma=8. Hyshot 2试飞器头部采用由两个矩形进气道背靠背组合的构型, 以减小阻力, 见图 8. 进气道采用二元混合压缩, 外压缩采用单楔角18°, 唇罩内采用水平的简单构型, 并由两个更大激波角的侧板围成矩形, 为保证起动, 进气道设计了溢流槽, 唇口激波打入槽内, 能减弱激波附面层干扰, 改善进气道性能, 如图 9所示.
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| 图 8 Hyshot 2试飞器构型 Fig.8 Hyshot 2 configuration |
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| 图 9 Hyshot 2进气道 Fig.9 Hyshot 2 inlet |
升力体布局是高超声速飞行器的一种典型构型, 美国Hyper-X计划中X-43A飞行器成功完成了飞行速度Ma=9.8的飞行试验[20-23]. 飞行器采用氢燃料超燃冲压发动机为动力, 气动方案采用二维压缩的腹部进气升力体布局, 具有外形扁平的前体构型, 见图 10. 前体采用了3级二维压缩方式, 进气道总压缩角16°. 前体长度较长, 近似楔形, 约占飞行器总长的46%. 这种腹部进气升力体布局能综合发挥前体激波后压力升高的有力条件, 产生较高的升力, 同时提供预压缩, 特别是在迎角下实际捕获流管面积增大, 能为超燃冲压发动机提供更高的压缩量和空气工质, 还能根据需求采用多台动力并联的模块化应用.
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| 图 10 X-43A飞行器简图 Fig.10 X-43A configuration |
腹部升力体具有升力高, 流量大的特点, 但在高空、高速飞行下, 低Reyolds数带来的较长前体层流转捩问题会进一步强化激波边界层干扰, 边界层转捩延后不但影响气动力和气动热, 还使得流动分离更容易发生, 造成进气道内部激波边界层干扰分离增强、拐角处产生分离区, 引发进气道内流性能降低甚至不起动, 引发巨大风险. 为解决长前体边界层转捩问题, X-43A在前体上加装了高超声速强制转捩装置, 一种横向排列的转捩带单元, 类似斜坡型涡流发生器的装置来产生涡流, 实现了人工转捩, 如图 11所示.
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| 图 11 X-43A带前体转捩装置的进气道模型 Fig.11 X-43A inlet test model with forebody transition trips |
在小型飞行器或弹用布局领域, 腹部二维进气道是较多采用的布局形式. 在HyTech计划的基础上, 美国空军开展了X-51A飞行器的项目计划, 成功开展了飞行试验, 实现了碳氢燃料超燃冲压发动机为动力的长时间自主飞行[24-26]. X-51A飞行器采用了进一步发展的腹部进气布局方案, 这是一种更接近弹用布局的升力体设计, 飞行器形状更加细长, 采用了截断型乘波体机身、前体前缘采用了乘波设计, 提高飞行器的升阻比, 下表面采用具有两级压缩面的固定几何进气道, 工作范围Ma=4~6. 进气道设计有后掠侧板, 在一定的溢流下能够在转级过程实现进气道的自起动, 见图 12.
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| 图 12 X-51A试验飞行器 Fig.12 X-51A test vehicle |
为提高飞行器升阻比和气动性能, 在升力体高超声速飞行器基础上发展出了乘波设计方法, Corda等[27]提出了基于一般性轴对称基准流场并且考虑了黏性作用的乘波体构型设计及优化方法. 后来国内外发展出多种锥导乘波设计方法, 耿永兵等[28]以升阻比为优化目标, 进行了轴对称近似等熵压缩流场的乘波前体优化设计, 研究表明近似等熵压缩下表面的乘波前体在设计条件下具有良好的气流压缩效果. 由于二维压缩进气道需要前方的流场尽可能均匀, 在乘波设计方法上发展出了一系列吻切锥乘波体设计方法[29-31]. 相比升力体方案, 乘波前体进气道具有较小的几何尺寸, 能够捕获较大的流量、具有较高的总压恢复系数, 沿展向的横向流动影响小. 吴颖川等[32]以曲面压缩密切锥乘波方法开展了展向截断的曲面压缩前体进气道设计, 并和四波系平板压缩二元进气道比较, 研究表明采用前体乘波设计的进气道仍具有二维流动, 但性能有大幅提高, 见图 13.
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| 图 13 平面压缩和曲面乘波进气道 Fig.13 Plane compression inlet and curved waverider inlet |
法国在JAPHAR[33]项目计划中以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器前体采用了乘波设计, 这是一种典型的乘波体和腹部进气道一体化设计方案, 工作范围Ma=4~8, 进气道布局见图 14.
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| 图 14 JAPHAR乘波体进气道方案 Fig.14 JAPHAR waverider inlet |
侧压进气道是在二维压缩进气道的基础上, 利用两侧的压缩进一步提高进气道收缩比, 提高进气道性能的一类进气道, 国内外进行了大量研究[34-36]. 早期的侧压式进气道压缩主要靠两个侧板进行, 后续发展的侧压式进气道开始引入前体顶板压缩, 实现了三维压缩, 并成为现在侧压式进气道的常用构型. 目前的侧压式进气道主要由两块楔形带后掠的侧板、斜楔板和后置唇口组成. 侧板楔面产生的压缩流动是在上游斜楔板压缩波后流动的基础上再次压缩, 也具有二维流动的特点. 三维侧压进气道的优势是能随Mach数变化在唇口处自动溢流, 适合宽Mach数范围工作, 进口截面为矩形, 便于与机身一体化设计. 侧压式进气道还具有对来流附面层敏感性低、压缩通道较短与外阻较小等特点.
相比于二维进气道, 侧压式进气道的压缩能力更强, 但侧向压缩板导致了进气道内复杂的激波系结构, 容易出现激波干扰, 总压损失变大. 由于唇口溢流较大, 侧压进气道流量系数相对比二维进气道也偏低. 国内张林等[37]在侧压进气道基础上利用曲面压缩原理方法, 将上游顶板采用弯曲压缩, 进一步改善壁面压力分布, 使其末端压力梯度变化较为平缓, 提高了侧压进气道非设计状态下的性能, 如图 15所示.
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| 图 15 弯曲激波压缩侧压进气道构型 Fig.15 Configuration of curved shock sidewall compression inlet |
侧压进气道在和前体一体化布局中通常都以腹部升力体布局为主, 矩形进气道通常以模块化置于飞行器腹部, 将飞行器前体作为上游顶板, 实现较高的压缩量. 美国Aerojet提出的Strutjet-RBCC发动机单级入轨飞行器采用了升力体构型、腹部多模块布局的三维侧压式进气道方案[38], 并且采用了可调节形式, 见图 16.
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| 图 16 Strutjet飞行器进气道构型 Fig.16 Inlet configuration of Strutjet |
NASA还对Ma=10量级的三维侧压进气道开展了试验研究[39], 和进气道匹配的飞行器采用了升力体布局形式, 进气道在腹部以多模块形式安装, 见图 17. 资料显示进气道的侧板可以前后移动, 提高进气道内收缩比.
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| 图 17 模块化侧压进气道构型 Fig.17 Configuration of modular sidewall compression inlet |
内压缩进气道的压缩完全在通道内部完成, 具有较高的压缩效率, 能够达到较高的总压恢复系数. 由于完全内压的进气道不易起动, 因此发展出了基于内压缩流场采用流线追踪技术的内乘波进气道, 现在普遍称为内转式进气道. 内转进气道具有压缩效率高, 浸润面积小的特点, 近年来随着高超声速飞行器一体化技术的发展, 三维内转进气道成为重要的一种进气道方案.
内转进气道的核心是内乘波设计, 即采用一种内收缩的基准流场, 获取其流动参数, 然后根据需要的截面投影形状, 由所在位置发出的虚拟流线形成压缩面, 其流动仍具有原内收缩流场的特征. 德国学者Busemann于1942年首次提出了由等熵压缩波和结尾激波构成的轴对称内收缩流场. 由于流场长度较长, 不利于工程设计, 在此基础上, 通过截短Busemann流场并采用切唇口、放气等措施，国内外发展了各种实用的Busemann进气道设计方法[40-42]. 英国牛津大学设计了一种头部模块化布局的内转进气道[43], 基于等压比和等斜率轴对称内锥基准流场, 将4个投影为扇形的内转进气道集中置于飞行器头部, 构成了一种典型的头部模块化内转进气道和旋成体弹体融合的布局, 见图 18.
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| 图 18 模块化内转进气道构型 Fig.18 Configuration of modular inward-turning inlets |
内转式进气道基本都是由内锥形压缩流场通过截取特定的截面形状构成, 为了便于内转式进气道与飞行器匹配, 发展出了进出口形状可控的进气道设计技术, NASA Langley研究中心提出了矩形转椭圆REST进气道[44], 国内谭慧俊等[45]提出了基于样条曲面的内收缩段内通道设计方法, 尤延铖等[46-47]提出了变截面内乘波进气道设计方法, 通过气动过渡, 进气道可实现内乘波并完全捕获流量. Xiao等[48]提出了等收缩比变截面设计方法等. 从国内外研究内容来看, 主要技术核心都是通过几何过渡和气动过渡两种手段实现内转进气道特定形式下所需的捕获形状, 为飞行器外形和动力系统内通道一体化设计提供了技术解决方法.
美国与澳大利亚在高超声速联合推进技术项目HyCAUSE中开展了三维内转进气发动机方案的研究[49], 这是一种从气动外形上看较为细长的头部下方进气布局, 见图 19. 进气道前缘直接作为飞行器前缘, 细长流道表明其可作为高超声速导弹，也可以作为飞行器/推进一体化的设计方案. Kothari[50]提出过类似的一种弹用或飞行器用头部内转进气道设计方法, 并给出了一种用于空天入轨飞行器的头部下方一体化贯穿进气布局, 如图 20所示. 细长体飞行器采用头部内转进气布局, 飞行器的阻力系数相对较小, 进气道正对前方来流, 流场均匀、性能较高, 有利于动力系统的高性能, 但贯穿的长通道会占用大量容积, 使得有效容积减小, 因此这种进气道布局应更适合大尺度飞行器, 整体性能和总体方案还须综合考量.
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| 图 19 HyCAUSE内转进气道一体化构型 Fig.19 Configuration of HyCAUSE vehicle with inlet |
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| 图 20 头部内转进气道构型 Fig.20 Configuration of vehicle with head inward turning inlet |
美国和澳大利亚在锥形高超声速飞行器项目研究中开展了腹部多模块化布局的内转进气道设计[51], 对3种形状方案进气道开展了研究, 图 21所示为其中一种方案. 飞行器工作速度最大到Ma=12, 因此整体采用了尖锥体布局, 腹部采用3个或4个模块化的矩形转椭圆内转进气道. 进气道进口截面可以和锥体结构相融合, 锥形前体可以为进气道提供压缩, 并能提供基本均匀的流场条件.
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| 图 21 腹部模块化内转进气道构型 Fig.21 Configuration of vehicle with 3 REST inlets installed |
美国在Hyper X计划研究中对矩形转椭圆REST内转进气道以及超燃冲压发动机开展了详细的设计和试验[52], 进气道设计工作点在Ma=7.1, 工作范围Ma=4.5~8. 投影呈矩形的进气道顶板前缘型线和平面几何直接过渡连接, 保证了进入进气道前方的流动均匀性, 这种设计可以使得顶板和飞行器底板融合, 从方案来看, 这是一种采用平面腹部布局多模块化安装的REST进气道方案, 见图 22.
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| 图 22 腹部平面模块化REST进气道 Fig.22 Configuration of vehicle with REST inlets |
国内向先宏等[53]提出了基于一种内转咽式Jaws进气道的一体化设计构型, 如图 23所示. 这是一种变形的类似单独腹部进气布局, 该方案将一种咽式进气道几何外形和激波系结构进行了适当改变, 得到了能与楔形乘波前体进行一体化设计的类咽式进气构型, 将两侧乘波体与进气道进行展向拼接, 使飞行器同时实现两侧乘波与进气道的高流量捕获.
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| 图 23 类咽式腹部进气道一体化乘波构型 Fig.23 Configuration of vehicle with Sim-Jaws inlet |
美国Falcon项目中HTV-3X高超声速技术验证飞行器采用了翼身融合体双内转进气道布局[54]. 飞行器前方两侧进气道采用近似水滴形的投影形状, 并且直接将进气道前缘型面和飞行器前缘型面融合作为飞行器前体, 实现了机体前缘两侧进气道内乘波的效果. 内转进气道接近头部位置, 前方来流较为均匀, 不会受到有前体状态时非均匀流场的影响, 进气效率较高, 见图 24.
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| 图 24 HTV-3X飞行器进气道布局 Fig.24 Configuration of HTV-3X with inlets |
Falcon项目中还公布了进一步可重复使用高超声速巡航飞机方案HCV[55], 相比HTV-3X方案, 为实现长时间巡航需求, 内转进气道位置更接近下游两侧, 且两个进气道之间距离增加, 和机体前缘之间的几何联系减弱, 使得前体对进气道的影响更小, 进一步提高了中间部分的容积, 是一种典型的双侧内转进气翼身融合体方案, 如图 25所示. 但是这种两侧布置的进气道在侧滑角状态下会出现性能差异, 须从总体性能方面综合考虑.
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| 图 25 HCV飞行器进气道 Fig.25 HCV vehicle with two inlets |
国内南向军等[56]采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的内收缩进气道, 将进气道进口前缘尖点贴在乘波前体的前缘线上, 进气道外型面和前体外表面之间采用了简单的曲面进行过渡, 形成了乘波体两侧内转进气道一体化布局, 见图 26. 计算表明进气道流量捕获能力强, 不受前体附面层影响, 流场结构较好, 压缩效率较高. 同样地, 这种两侧布局须考虑侧滑角条件下带来的两进气道性能差异问题.
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| 图 26 两侧进气道构型 Fig.26 Inlet configuration on both sides |
美国在高超声速空天全球运输系统HSGTS项目[57]中对其二级入轨飞行器气动布局方案提出了一种背负式进气布局, 见图 27. 该方案采用了位于飞行器头部的两个内转进气道, 但却布置在飞行器背部, 每个进气道一侧的压缩前缘和飞行器前缘融合设计, 工作速度Ma=4~10. 一般飞行器以迎角姿态飞行, 背部布局设计须考虑特定迎角条件下的工作特性, 背部进气道通常受到背风流场影响性能会有所变化甚至降低, 因此须从飞行器综合角度方面评价这种布局下的飞发一体化性能.
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| 图 27 HSGTS背部进气道 Fig.27 HSGTS vehicle with two inlets |
美国积极发展的高速打击武器HSSW[58]项目中, 明确了一种高超声速空射巡航导弹的概念, 洛马公司公布了两种弹用布局器方案, 其中之一见图 28. 两种导弹均采用了位于弹体腹部的内转进气道布局方案, 这种上游为较长弹体产生的流场会严重影响内转进气道的设计, 为保证和实现内转进气道和前体的一体化设计, 一是须精细设计并分析前体流场, 并选择合适的内转投影构型来匹配, 二是在前体不均匀流场前提下, 设计出内转进气道流线形成型面.
由于内转进气道的设计核心是基于内收缩流场, 因此适应比较均匀的来流条件, 当前方来流不均匀时, 会在进气道内部引发横向的涡流, 带来进气道性能的降低、甚至不起动. 目前主要设计手段还是保证内转进气道前方的流场尽可能不受影响, 实现前体和进气道匹配. 另外就是不断研究新的非均匀来流下内转流场和外流动一体化的气动设计方法, 实现和飞行器前体真正融合, 这也是当前和今后一段时间内转进气道的一个重要研究方向.
2 高超进气道的调节高超声速飞行器飞行高度和速度的跨度大, 而宽速域、临近空间飞行的最终目标是实现高超飞行器具备从地面水平起降、临近空间高速巡航直至具备单级入轨的能力. 由于跨越亚、超及高超声速, 单一的发动机已经无法满足, 须采用组合动力系统实现宽域飞行. 实现上述目的的吸气式动力系统对进气道提出了更高的要求, 其中的一个重要条件就是进气道须具备可调节功能, 以实现从低空到高空、从低速到高速飞行中发动机对流量范围变化、压缩效率变化的宽广需求. 高超声速可调进气道按照进气道和动力系统的连接关系以及数量关系可以分为串联和并联两大类. 按照进气道形状基本可以分为轴对称类型、二元平面类型和三维内转类型.
2.1 轴对称类型轴对称可调类型通常采用串联方式, 进气道下游为燃烧室, 主要采用中心锥体相对外罩做水平运动来实现不同的收缩比和流量调节. 目前在超声速进气道领域, 美国SR-71侦察机装配的J-58涡轮冲压发动机实现了中心锥可调节轴对称进气道的工程应用. 该可调进气道中心锥在Ma=1.6~3.2之间平移调节, 飞行速度超过Ma=1.6以后随飞行Mach数增加, 中心锥逐渐缩进, 收缩比逐渐增大, Ma=3.2达到最里端位置. 而在高超声速轴对称可调进气道领域, 目前在国际上还没有工程应用的实例, 但绝大多数公布的方案也都采用了上述中心锥体平移的调节方式.
前文提到的美国GTX[13-14]发动机进气道采用三旁侧布局, 以Ma=6为设计点, 每个进气道采用了中心体前后运动的可调节方式. NASA公开的风洞试验进气道采用中心体锥角12°, 唇口内表面为平面的构型. 进气道工作包含4个工作模态: 火箭/冲压模态(0 < Ma < 2.5), 进气道中心锥体位置最靠前, 此时进气道喉部通道面积最大; 亚燃模态(2.5 < Ma < 5.5), 中心锥体后移以增大对来流的压缩; 超燃模态(5.5 < Ma < 11), 中心锥体进一步后移, 提高收缩比, 增加对来流的减速增压效果; 纯火箭模态(Ma>11), 中心锥体处于最靠后位置, 进气道被完全堵死, 发动机动力完全由中心锥体后方的火箭发动机提供, 见图 29.
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| 图 29 GTX可调进气道工作模态 Fig.29 Variable inlet modes of GTX |
日本JAXA在ATREX项目[59-60]中开展了飞行速度Ma=0~6.0的宽域吸气式发动机研究, 其采用中心进气轴对称变几何进气道, 利用可移动中心体控制进口前的锥形激波, 使得进气道在不同来流Mach数下喉道Mach数保持在1.3左右, 实现较高的压缩性能. ATREX计划中对可移动中心锥的轴对称进气道波系配置、设计Mach数和激波锥半锥角的选取进行了详细的研究, 并进行了详细的风洞试验, 见图 30.
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| 图 30 ATREX的可调进气道 Fig.30 Variable inlet of ATREX |
前文所述SABRE[15-17]发动机进气道也是一种串联式组合动力可调进气道, 所不同的是采用了一种较为新颖的中心锥体前后移动加3层可动调节环的组合调节方式. 日本在ATREX发动机项目中设计了一种多列组合圆盘(multi-row disk，MRD)轴对称变几何进气道[61], 如图 31所示, 该进气道由一个圆锥和若干个圆盘组成中心体, 圆锥和圆盘均可单独控制, 气流在圆锥与圆盘或两圆盘间空腔内形成回流流动, 形成气动压缩面. MRD型轴对称变几何进气道有多道外压激波, 且每道外压激波均可通过移动圆锥或圆盘单独控制; 需要减小流量, 增大压缩效率时, 可以通过向后移动中心体后端的圆盘或向前移动中心体的前端圆锥来实现. 当需要增大流量, 减小压缩效率时则移动方向相反. 通过调整圆盘间的距离来调节进气道的压缩效率和流量捕捉能力, 这是一种新颖的几何加气动调节方式, 但在减弱圆盘之间的分离、脉动等气动问题及面临的结构、热防护等工程问题上还须进一步深入研究.
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| 图 31 MDR可调进气道 Fig.31 Variable MDR inlet |
二元平面类型的可调节进气道在超声速进气道领域已经有大量工程实用案例, 比如各型军用飞机的二元矩形进气道. 高超声速可调进气道的调节原理没有出现本质变化, 基本仍采用压缩楔面旋转、唇口板旋转等措施改变进气道的收缩比、进口面积, 以实现不同的流量捕获特性或特殊的起动要求. 目前公布的研究中, 采用二元平面类型调节的进气道方案较多. 前文所述Strujet-RBCC发动机[38, 62]通过调节进气道顶板和燃烧室顶板位置来改变进气道和燃烧室的几何构型, 从而实现不同Mach数下对来流空气的压缩程度, 如图 32所示. 在引射和亚燃模态下, 进气道压缩顶板处于最上方位置, 对压缩程度相对较弱; 在超燃模态, 进气道和燃烧室顶板向下偏转, 流道变窄, 进气道对来流的压缩程度显著增强; 纯火箭模态, 进气道顶板位置降至最低位置, 将流道堵死, 发动机不再吸气转而使用纯火箭模式工作. 虽然Strujet的进气道采用了侧压方案, 但可调方式与二元进气道相同, 即通过楔板旋转达到调节目的, 具有调节范围宽, 便于设计等优点, 与常规侧压式可调进气道通过移动中心支板的调节方法不同, 后者设计难度较大.
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| 图 32 Strujet可调进气道模式 Fig.32 Variable inlet modes of Strujet |
日本在ATREX计划中为单级入轨飞行器研究了二元矩形变几何进气道[63], 如图 33所示. 该进气道为矩形进口, 在飞行器腹部为模块化布置. 每个通道由两个二元进气道压缩楔板底面对置组成, 工作Mach数范围为0~6, 采用2级外压斜激波, 并由2~6道内压缩激波完成气流减速增压. 进气道单侧通道由4个可动平板组成, 第1压缩楔角固定, 当Ma>3.5时, 第2, 3, 4, 5压缩面与来流的夹角开始随着来流Mach数的增大而增大, 这样通过对各个压缩板的调整, 实现了在不同的来流Mach数下, 调整进气道压缩效率和捕获流量的目的.
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| 图 33 ATREX二元可调进气道 Fig.33 Variable geometry inlet of ATREX |
美国在X-43项目中开展了二元进气道唇口打开机构和调节的研究[64], 如图 34所示. 通过作动器作动连杆, 带动唇口转动实现进气道进口的关闭和打开, 这是一种简易的单向调节, 以实现进气道工作中特殊目的的调节方案. 由于超燃冲压发动机在最低工作Mach数以下不能自行起动, 因此在助推加速的过程中通常须安装进气道堵盖或封闭进口, 以降低阻力和避免激波振荡. X-43飞行器的入口打开机构就是在助推结束、超燃冲压发动机接力点火前将进气道入口打开. 打开过程进气道的唇口内角逐渐减小, 收缩比慢慢增大, 进气道容易从不起动快速进入起动状态. 该种简单调节已经在地面演示验证发动机GDE-2[65]上完成了自由射流试验, 并成功完成飞行器的飞行试验.
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| 图 34 X-43二元可调进气道 Fig.34 Variable geometry inlet of X-43 |
前文所述JAPHAR[3, 33]计划中的超燃冲压发动机进气道也采用了唇口调节的方案来实现起动和不同的收缩比. 在后期的普罗米修斯PROMETHEE[3, 66]高超声速导弹计划中对Ma=1.8~8的超燃冲压发动机提出了进气道唇罩板整体旋转的调节概念, 以实现在亚燃到超燃区域内进气道、燃烧室整体调节的功能, 如图 35所示.
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| 图 35 PROMETHEE可调进气道概念 Fig.35 Concept of PROMETHEE variable geometry inlet |
美国在TBCC组合动力方案中开展了外并联布局形式的组合循环发动机CCE二元可调进气道研究[67-68]. 进气道和机体为升力体布局, 特征是低速、高速流路分开, 上部为低速流道, 下部为高速流道. 进气道前体提供预压缩, 低速通道最大工作速度至Ma=4.0, 其2级压缩面和第3级喉道段通过连杆机构可以调节, 实现不同的收缩比和喉道尺寸. 低速通道的唇口板也是可动分流挡板, 设计为可动, 通过转动一定的角度来调节两个流道的流量分配. 在Ma=4.0模态转换完毕, 分流挡板将低速通道完全封闭, 涡轮模态转换至双模态超燃冲压发动机所在的高速通道工作, 最大工作速度至Ma=7.0. 高速通道唇口板也能够转动调节, 以实现高超进气道不同的内收缩比, 可调节进气道见图 36.
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| 图 36 TBCC二元可调进气道 Fig.36 TBCC variable geometry inlet |
NASA在组合循环发动机大尺度进气道模态转换试验CCE-LIMX[69]项目中进一步开展了双通道可调进气道各项调节及发动机模态转换调节试验, 见图 37, 验证了TBCC二元并联可调进气道的各项设计技术. CCE-LIMX项目是目前外并联可调进气道技术集成度最为全面的试验, 通过复杂的进气道调节, 实现了不同动力系统衔接工作, 为这一类组合动力飞行器进气道工程研究提供了重要技术方向.
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| 图 37 CCE-LIMX项目试验模型 Fig.37 CCE-LIMX inlet model |
内转进气道基于内收缩流场设计, 压缩面通常为非规则曲面形状, 不易实现变几何调节, 因此目前公布的内转进气道调节方案较为有限. 美国Jacobsen等[70]基于Busemann进气道不容易起动的特点, 设计了唇口滑移门, 通过一个平动的滑移门向下游滑动, 增加放气面积, 降低进入进气道的流量, 使得内转进气道可以在低于起动Mach数条件下起动, 起动后再反向关闭滑移门, 又将进气道的内收缩比进一步提高, 抗反压能力提升, 得到了较高的压缩性能, 见图 38. 这是针对内转进气道不易起动而采用的一种简单机械调节方案, 解决了内转进气道起动和性能兼顾的问题.
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| 图 38 Busemann可调进气道模型 Fig.38 Busemann variable inlet model |
随着内转进气道前缘和飞行器一体化气动设计融合程度越来越高, 内转进气道入口形状通常为非规则形状, 从易于调节考虑, 目前的内转进气道调节方案主要还是在内并联通道方案中实现. 美国为HTV-3X飞行器开展了Falcon组合循环发动机技术FaCET[54, 71]的研究和地面试验. FaCET发动机是一种Ma=0~6的并联TBCC发动机系统, 如图 39所示. 进气道为翼身融合体双内转进气道, 每个进气道入口为三维形状, 但通过型面控制, 在通道内较为规则的一侧型面上设计有可转动的调节板, 实现气流分流, 为发动机提供流量分配并在模态转换中起调节作用. 在Ma=0~4为低速涡轮通道工作, Ma=2.5~5为亚燃冲压模式工作, Ma=5~6为超燃冲压模式工作.
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| 图 39 FaCET内转可调进气道 Fig.39 Variable inward turning inlets of FaCET |
美国Aerojet公司提出一种新型三组合循环推进系统TriJet[72-73], 采用三通道并联发动机, 这是一种内并联布局的组合动力方案. 进气道采用了头部双侧三维内转形式, 进气道前缘和飞行器一体化设计, 入口设计为近似梯形, 这样内收缩型面就具有规则的两个近似平面, 易于实现内通道的可调节设计. 在进气道收缩段后部的这两个平面上各设计有一个分流通道, 通过可转动的隔板打开并关闭, 将进入进气道的气流分为3路: 主流道通过矩形转圆形设计, 为高速通道, 下游和Ma=4~7双模态超燃冲压发动机燃烧室连接; 分流出的两路低速通道连接两台Ma=0~4量级高速涡轮发动机, 飞行器及进气道布局如图 40所示. 由于Ma=4量级涡轮发动机技术难度高, 因此TriJet在后期为降低技术难度, 保持原高速双模态冲压发动机流道不变, 将另外两个低速通道中的一个改为Ma=0~2.5成熟涡轮发动机通道, 另一个改造为Ma=2.5~4的亚燃冲压引射通道, 使TriJet技术不再依赖高Mach数Ma=4的涡轮发动机, 实现了用3种动力的无缝衔接. 3组合动力的内转可调进气道模型简图见图 41.
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| 图 40 TriJet飞行器内转可调进气道布局 Fig.40 Variable inward turning inlets of TriJet vehicle |
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| 图 41 TriJet内转可调进气道模型 Fig.41 Variable inlet model of TriJet |
TriJet发动机有效解决了并联TBCC发动机接力困难问题, 但3种发动机通道并联, 结构复杂, 2017年国内北京动力机械研究所提出了一种涡轮辅助火箭增强冲压组合循环发动机(turbo-aided rocket-augmented ramjet combined cycle engine, TRRE)方案[74], 为空天动力的发展提供了一种新思路. TRRE采用成熟涡轮与火箭冲压复合燃烧室并联、共用进排气系统的方案, 能够在Ma=0~6+, H=0~33 km范围内稳定工作. TRRE公布的技术方案采用了二元上下并联进气方案, 共用前体. 低速通道压缩楔面、喉道以及扩张段可调节, 可配有气动或物理整流装置, 以满足低速通道压缩需求和流场匹配. 分流隔板前部可以转动, 实现高速、低速通道流量的分配并在模态转换完毕关闭低速通道. 分流隔板下游的流道楔面均可调节, 以达到高速通道所需的收缩比. TRRE发动机给出了2015—2030年发展思路, 最终预计2030年通过技术融合, 满足更高性能的水平起降用两级入轨一级平台或单级入轨飞行器动力需求. TRRE发动机及可调进气道方案见图 42.
高超声速进气道本身面临诸多技术难题, 而可调节进气道又是宽域飞行的必要条件之一, 调节涉及到进气道的一体化设计技术和气动性能的权衡, 还面临气动力、气动热、结构以及材料等诸多复杂问题, 工程难度极高, 因此高超声速可调节进气道始终是当前和将来的主要技术方向.
3 面临的技术难题高超声速飞行面临高空、高速、高温以及长时间工作等实际工程需求, 进气道作为关键部件, 也面临以下技术难题.
3.1 高超声速内流自身复杂性难题高空条件下大气压力大幅降低, 密度降低, 燃烧室往往需要进气道具备充裕的流量捕获能力; 长时间巡航的高比冲需求则需要进气道具有高的总压恢复系数和工作稳定性, 这是动力系统对进气道内流的基本需求. 然而, 相比亚声速或超声速流动, 高超声速内流面临更为复杂的激波与激波、激波与边界层干扰问题, 内通道压力梯度变化剧烈、干扰与分离等难题往往无法避免, 必须采取一定的措施来解决激波/边界层干扰, 抑制分离, 为发动机提供高品质的进气. 甚至在更高Mach数要考虑到高温真实气体效应对设计技术的影响, 可调进气道要考虑模态转换等动态过程非定常气动问题. 正是由于高超声速流动的复杂性, 进气道气动设计技术始终是动力系统的关键技术之一.
3.2 进气道和飞行器一体化设计问题低速飞行器进气道设计受到的干扰因素较少, 甚至可以和发动机实现“解耦”设计. 而高超声速飞行器和进气道的融合趋势则进一步加强, 是飞行器的一个重要发展趋势, 带来进气道气动性能、结构特性和飞行器总体方案的高度耦合. 比如升力体、乘波体飞行器需要进气道前缘承担一定的乘波需求, 而进气道前体设计又影响飞行器气动力、升阻比以及力矩特性等. 正是由于飞行器前体的流场、附面层状态、转捩等因素会影响到进气道的气动设计和内部激波/附面层干扰情况, 因此发展前体均匀流场、非均匀流场和乘波进气道的融合设计方法也一直是当前的一个重要发展方向. 另外, 进气道内通道的设计需要考虑飞行器截面形状, 降低流阻, 要在有限的容积下减小内流通道体积以增加容积. 特别是多通道进气道方案, 还要权衡考虑各通道之间的位置并为总体外形设计和设备安排留出空间. 最后, 高超声速进气道和机体融合度进一步加强, 进气道除了作为气动部件, 也是主要的承力部件, 在高速飞行、压缩来流的情况下, 面临高动压、高热流问题, 这就需要和飞行器一体化考虑进气道的结构强度和热防护问题. 综合来看, 进气道和飞行器在气动、空间布局、结构与热防护方面存在很强的一体化设计耦合, 须全面考虑.
3.3 进气道结构实现的技术难题高超声速进气道是压缩部件, 内部承压高, 载荷大, 且在飞行器中进气道部件尺寸大, 占用的容积也较大, 在高热环境下如何实现结构轻量化面临很强的技术难题. 除了要考虑新的材料外, 美欧等国也基于传统金属材料较早提出了利用燃料主动冷却进气道通道的理念, 并在飞行试验中成功应用. 特别地, 对于高Mach数可调进气道技术, 在高热环境、设备可用空间紧张、驱动机构与能源矛盾突出的问题下要解决轻质运动机构设计、高温动密封、重复使用等技术问题难度更加巨大.
上述3部分技术难点并非完全独立, 而是在设计中相互耦合, 相互影响. 这是高超声速进气道在目前也是将来要重点考虑的方向.
4 结论经过几十年技术的发展, 人类实现了高超声速飞行, 超燃冲压发动机技术和组合动力技术不断进步. 本文结合国内外技术进展和典型研究项目, 按照外形分类给出了高超声速进气道和飞行器一体化技术的进展, 并结合宽域可调进气道的典型技术进行了概述, 总结了高超进气道设计面临的技术难题. 由于进气道和飞行器一体化融合程度不断加强, 进气方式也呈现多样化, 采用何种进气方式、何种布局都和飞行器的具体设计方案和技术指标息息相关. 可以预见, 随着人类对临近空间探索飞行的追求, 吸气式飞行器技术会不断进步, 飞行器集成度也会不断加强, 高超声速进气道技术还会不断发展, 并出现新的进气形式和流动特征, 面临的技术问题也会不断涌现, 有待我们去进一步研究并解决.
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