0 引　言

随着吸气式推进技术的深入发展，基于国防以及经济等各方面的战略需求，可重复使用宽速域飞行器成为各国的必争高地^[1-3]。从推进系统角度出发，单一模态的动力系统已不再满足宽速域飞行需求，因此近些年国内外多种组合动力形式应运而生，如涡轮基组合循环发动机（Turbine Based Combined Cycle engine，TBCC）^[4-6]、火箭基组合循环发动机（Rocket Based Combined Cycle engine，RBCC）^[7]，以及火箭增强的组合循环发动机：TRRE（Turbo-aided Rocket-augmented Ramjet combined cycle Engine）^[8-10]、预冷空气涡轮火箭PATR（Pre-cooling Air Turbo Rocket）^[11]、SERJ（Super Charged Ejector Ramjet）^[12]等。

组合循环发动机的发展不断推动着进气道等部件的设计技术进步，而进气道作为吸气式推进系统的关键部件之一，其性能也决定了推进系统的工作状态。为了匹配组合循环发动机宽速域的工作需求，进气道也必须从单一模态转向多模态工作，譬如“SR-71”采用的通过移动激波锥匹配不同工况的串联型组合进气道^[13]。针对马赫数4及以上的宽域工作需求，目前国际上已经形成了以二元为主的各类组合进气道方案，典型的包括NASA的X43-B进气道^[14]、洛马的外并联型组合进气道^[15-16]、南京航空航天大学的内并联型组合进气道^[17]等。

由于强压缩、高流量捕获、迎风面积小等优势，三维内收缩组合进气道近年来正在被高度关注，新近披露的SR-72^[18]、HAWC^[19]、波音高超声速飞机^[20]等均不约而同采用了三维内收缩组合进气道方案。事实上，Kothari等在20世纪90年代开发高超声速飞行器设计代码时，就发现内收缩进气道在宽域内表现出更高的性能^[21]。美国Aerojet公司在“Trijet”三通道组合动力系统的研究中，专门对其三维内收缩进气道开展了大量风洞试验，获得了可观的该类进气道的稳态/动态性能数据^[22]。闵浩等也根据“Trijet”的理念设计了一种三通道内并联可调内收缩进气道，并对其通道间的干扰特性展开了研究^[23]。田方超等则研究了内收缩进气道进出口形状对其气动特性的影响，并通过控制泄流槽位置以及泄流量改善了内收缩进气道的低马赫数起动问题^[24]。张航等从工程角度研究了不同前缘钝化半径对内转进气道性能特性的影响，发现钝化半径在3 mm以内时，对进气道性能及流场结构影响较小^[25]。邬凤林等针对进气道的调节机构展开了研究，通过调节二元斜板，拓宽了单通道可调内转进气道的工作范围^[26]。朱呈祥等基于Xiamen Turbine Ejector Ramjet（XTER）组合发动机的总体需求，设计了工作速域马赫数0～6的内收缩多通道组合进气道，并针对低速通道开展了风洞试验，得到了涡轮通道的出口气流特性^[27]。胡占仓等^[28]进一步针对XTER进气道开展了模态转换过程的特性分析，发现在区间马赫数完成模态转换将具有更优的气动性能。

本文将详细梳理并介绍XTER内收缩组合进气道的设计理念，重点分析XTER内收缩组合进气道的复杂多通道流动结构、全速域流量特性及反压规律，旨在进一步探究宽速域内收缩组合进气道在模态转换过程中的性能变化规律，为组合进气道的稳定工作及协同控制提供依据。

1 XTER内收缩组合进气道设计理念 1.1 内收缩组合进气道设计要素分析

宽速域组合进气道的设计难点在于兼顾进气道的高、低马赫数性能，并同时在受限空间约束下满足不同发动机的流量需求。因此，组合进气道设计过程应当充分考虑全速域的综合性能。图1给出了XTER内收缩组合进气道的设计理念，其中椭圆框均为进气道设计的输入条件，圆角矩形框均为设计约束。

内收缩组合进气道的设计输入为基本流场、入口形状，内收缩组合进气道的约束条件为几何尺寸约束、全速域性能需求以及驱动功率限制。由图1可以看出，内收缩组合进气道是否满足约束条件与进气道的设计输入条件直接相关，但输入条件与约束条件之间存在复杂的信息传递，因此难以直接通过入口形状及基本流场判断内收缩组合进气道是否能够满足各类约束要求。而一旦在进气道设计的中间过程发现输入参数无法满足约束要求，则需修改相应输入参数并进行进气道的重新设计,这将极大延长设计周期。因此，首先有必要梳理各设计要素对内收缩组合进气道尺寸约束、性能需求以及驱动功率限制的影响机制。

内收缩组合进气道的尺寸约束主要包括长度约束及周向轮廓约束。图2（a）为基本流场及入口形状对内收缩组合进气道几何特性的影响机制，图2（b）为入口形状在基本流场中进行流线追踪得到进气道压缩型面的示意图。进气道压缩型面长度主要受入口面积及基本流场的影响。基本流场的设计参数包括设计点条件、流场构型及中心体高度。其中，设计点条件（包含来流马赫数、来流静压、来流静温）决定了进气道的入射激波角度，入射激波与中心体的交点则决定了基本流场的唇口点，唇口点及反射激波的角度最终决定了基本流场的出口高度及位置。由此，基本流场的无量纲长度得以确定，再根据入口面积及捕获流量需求确定缩放因子，即可计算出进气道的压缩型面长度。

内收缩组合进气道周向轮廓约束主要对入口形状进行了限制。内收缩组合进气道入口形状仅决定组合进气道的最小周向轮廓，组合进气道的最大周向轮廓需结合调节机构引起的型面变化考虑。

入口形状影响了调节机构的周向形状设计，基本流场影响了调节机构的流向形状设计，换言之，基本流场也受到了周向轮廓约束的间接限制。若将传统的ICFC、ICFD等基本流场应用于组合进气道的设计，在型面上任意位置设计调节机构后，即使小幅偏转也将出现明显的气流膨胀角，并且弯曲壁面也增加了大幅偏转的实现难度。而双波入射基本流场则表现出明显的优势，双波入射基本流场是采用两道入射激波和一道反射激波构成压缩波系的轴对称基本流场，其构型如图2（b）所示。该构型的二级压缩型面适合作为绕二级压缩角处转轴旋转的调节机构，其型面仅在二级压缩型面偏转量大于二级压缩角度时才会导致气流膨胀，因此双波入射基本流场既具有内收缩进气道高压缩效率的优点，又具有满足组合进气道型面调节需要的优秀可调能力。内收缩组合进气道的高可调性对入口形状提出的特殊要求主要体现在调节机构对流量的分配上，即组合进气道的分流面积比变化，该部分内容将在下文结合调节机构的具体构型展开介绍。

在性能约束方面，本文着重考虑组合进气道最关键的流量分配问题。由于无量纲型面与实际尺寸模型的缩放因子是根据设计点的流量需求确定的，因此设计点通常不会出现流量不足的问题，以下将着重梳理非设计点的情况。图3给出了基本流场及入口形状对通道间流量分配的影响机制。组合进气道宽速域流量特性与入口形状的关系主要通过调节机构体现，而与基本流场的关系则主要体现在非设计点的捕获流量。在总捕获流量不变的情况下，调节机构的流量分配作用在组合进气道中显得格外重要。以下将重点梳理组合进气道的调节机构对流量分配的影响机制。

虽然不同构型的分流调节机构在调节方式、调节规律上存在较大差异，但其影响机制是大同小异的，因此本文以图4（a）所示的双分流板构型分流调节机构为例进行影响机制分析。该调节机构由布置于进气道上壁面的两块旋转分流板构成，其中前分流板绕轴1旋转，在控制通道开闭的同时也起着调节喉道面积的作用，当上通道完全关闭时，前分流板构成了进气道的内收缩型面。后分流板为前分流板的辅助机构，同样采用绕轴旋转的运动方式，其主要作用在于使流过前分流板的气流经可控扩张比进入上通道。两个通道在分流截面前为共用流道，其流通面积随前分流板的运动而相应改变。

通道入口截面积在分流截面的占比是计算通道流量的重要参数。为建立组合进气道分流板偏转量与截面积的关系，根据式（1）定义分流调节机构的调节效率：

$ \eta = \frac{{{A_i} - {A_{{\rm{min}}}}}}{{{A_{{\rm{max}}}}{\theta _i}}} $

(1)

式中： $ \eta $ 为调节效率， ${A_{{\rm{max}}}}$ 为分流截面最大面积，其中分流截面为经过分流点的竖直截面， ${A_{{\rm{min}}}}$ 为分流截面最小面积， $ {A_i} $ 为分流调节机构在任意位置时的分流截面积 ， $ {\theta _i} $ 为分流调节机构从当前位置偏转至最小面积经过的角度。显然，前分流板的调节效率与其长度、宽度以及偏转角度有关。但上述参数均为几何参数，要确定不同通道的流量还需结合分流截面的气动参数。

分流调节机构对进气道流量特性的影响机制如图4（b）所示。通过偏转前分流板虽然能够增大上通道在分流截面的面积占比，从而增加上通道分得的流量，但型面变化导致进气道收缩比减小的同时也导致共用流道内的流场结构发生变化。因此，随着前分流板偏转量的增大，分流机构的流量调节效率逐渐减小。调节效率的减小将使调节机构消耗更多的能量。

调整分流板的转轴位置，以及分流板的形状同样会对调节机构的功率需求和能量需求产生影响。将分流板转轴向上游移动，将使分流板的长度增加，能够使分流板在小幅度的偏转内实现更大范围的流量控制，但会使分流板受到的力矩增大，增加了驱动机构的负担。反之，将分流板转轴向下游移动，将降低分流板的流量调节效率，但也使分流板所需的驱动功率减小。换言之，当分流调节机构的功率需求高于功率限制时，可通过该方法调节分流调节机构方案。类似的，通过改变分流板的形状，增加分流板的宽度将提高调节机构的调节效率，但会增加分流板弯扭的风险。

在完成调节机构的设计后，随之而来的问题是组合进气道的通道设计以及调节机构的调节规律。根据上文可知，内收缩组合进气道通常以高马赫数为设计点，因此其高速通道设计与传统的单通道进气道类似。以下将重点分析组合进气道的调节规律及低速通道的设计。

首先需要确定的是组合进气道不同非设计点的分流截面积占比，从而确定调节机构的控制规律。由于调节机构引起的型面变化既改变了各通道分流截面积的占比，又改变了组合进气道的波系结构，因此无法简单根据流量需求确定机构的调节量，但可以根据改进的MFQE方法^[29]进行快速评估。该方法可以通过流线确定调节量与流量分配的定量关系，从而明确组合进气道的调节规律。

其次是低速通道的型面设计。在确定的调节规律下，低速通道的入口最大截面形状也是确定的，低速通道是由该截面形状光顺过渡至出口截面的变截面通道。为了保证组合进气道的模态转换性能，低速通道的扩张比必须可调且可控，如图4所示，通过后分流板随前分流板的同步偏转，通道内的扩张比变化连续且平缓。

基于以上分析，内收缩组合进气道要实现兼顾设计点及非设计点的各类约束要求，需对各设计参数进行全面的统筹，其中入口形状、基本流场、分流调节机构尤为重要。入口形状、基本流场作为设计输入，在设计过程中演化出进气道的型面，并使分流调节机构的设计受到限制。不同构型的基本流场具有不同的型面调节能力，双波入射基本流场是一种具有良好可调性并且适用于组合进气道设计的基本流场。入口形状的设计将影响型面调节对应的组合进气道分流截面积变化量，从而影响调节机构的流量分配效果。分流调节机构是进气道设计过程中的一个重要节点，需要同时满足几何要求、性能要求、驱动功率限制的要求，导致其设计难度较大。分流调节机构设计难度大的另一个原因是分流调节机构是非设计点型面的设计的直接输入，对非设计点的型面设计影响极大。分流调节机构的构型在设计点型面设计过程中已经确定，但其工作特性是否满足要求则需非设计点型面设计完成后才能全部确定。这不仅使分流调节机构从设计到工作特性确定的中间过程变得更为复杂，也使内收缩组合进气道设计参数间的相互制约、相互影响问题更为突出。此外，调节机构也是低速通道设计的直接输入，据此设计扩张比可控可调的低速通道能够提高模态转换过程中的气流品质。

1.2 XTER内收缩组合进气道方案

根据XTER组合动力系统的几何及性能要求，其内收缩组合进气道需满足两侧双涡轮发动机、上侧引射亚燃发动机及下侧超燃发动机的工作需求。基于第1.1节设计要素分析，首先采用具有两道入射激波的双波入射内收缩基本流场开展马赫数0～6的进气道气动型面设计。为保证分流调节机构的可实现性，进气道入口形状设计为类矩形；为了兼顾分流调节机构的流量控制能力、提高扩张通道的抗反压能力，采用双旋转分流板的分流调节机构。通过流线追踪、附面层修正等技术^[24]，生成高速通道压缩型面，隔离段则设置设计为类矩形转椭圆形的微扩通道。最终得到的XTER内收缩组合进气道模型如图5所示。

XTER内收缩组合进气道采用双波入射基本流场进行压缩型面设计，根据通道出口的畸变及性能要求，对两侧涡轮通道及引射亚燃通道采用基于中心线方程、面积变化规律及圆角规律的CST（Class Shape function Transformation）^[30]理论方法进行快速构型，同步实现了“S”弯的通道畸变抑制及出口性能提升。XTER内收缩进气道的分流机构为位于涡轮通道两侧及引射亚燃通道上侧的双旋转分流板^[29]，两次模态转换的分流板旋转方式如图6所示。到目前为止，已对XTER内收缩组合进气道的全速域工况进行了仿真，并对其低速特性开展了试验验证。下文将着重介绍XTER内收缩组合进气道与下游发动机的流量及反压匹配特性。

2 数值方法及验证 2.1 数值方法及边界条件

本文所涉及的数值仿真均采用ANSYS Fluent软件进行模拟，求解基于密度的三维雷诺平均Navier-Stokes方程，湍流模型选用k-ω SST模型，无黏对流通量采用二阶迎风Roe-FDS差分格式求解。计算过程以连续方程、动量方程、能量方程及k-ω方程残差下降至少三个数量级且进气道出口截面流量稳定作为收敛判据。假定空气为理想气体，定压比热c_p选用Piecewise-Polynomial拟合，黏度采用Sutherland公式求解。定义来流迎风面为压力远场条件，各通道出口截面为压力出口条件，壁面均不考虑传热采用绝热无滑移边界条件。

为了满足不同马赫数的计算域尺度需求且兼顾组合进气道的通道调节工况，本文共涉及11套计算网格。其中，涡轮模态、引射亚燃模态各2套，超燃模态1套，两个模态转换过程各3套。每套网格均对近壁面进行加密，且保证y⁺不大于30。表1汇总了本文涉及的计算工况的来流条件、工作模态及网格量。表中Ma为来流马赫数，H为飞行高度，Mesh为网格量，Mode为工作模态，其中TUR为涡轮模态，ERJ为引射亚燃模态，SCR为超燃模态，MT-TUR-ERJ为涡轮-引射亚燃模态转换，MT-ERJ-SCR为引射亚燃-超燃模态转换，百分数代表模态转换进程。

2.2 数值验证

为了验证计算结果的可靠性，首先开展了马赫数4.5典型工况的网格无关性验证。通过图7所示粗网格（200万）、中等网格（400万）和细网格（600万）结果的对比，发现采用中等网格可以较好地兼顾收敛性与计算效率。其他计算状态网格量则参考该工况，并根据计算域及通道数进行适度增减调整。

采用2.1节数值方法对文献[31]中的试验模型进行了仿真计算，模型截面如图8（a）所示，来流条件参考文献[31]。图8（b）为试验与仿真的上下壁面压力分布结果对比，可以发现，无论是数值还是曲线变化趋势，仿真结果均与试验结果吻合良好。以上验证表明了所用计算方法可以支撑本文气动性能的仿真研究。

3 结果分析与讨论 3.1 XTER内收缩组合进气道典型流动结构

根据上文介绍的XTER组合进气道的设计理念及气动型面，可以发现该进气道无论是压缩型面还是各个通道的型面，都具有突出的三维特征。在马赫数0～6的全速域范围内，进气道几何外形随工作模态不断变化，内部三维流动表现出差异性，但最具代表性的要数各通道全部打开（即涡轮模态）的流动结构。

如前所述，在涡轮发动机可能的工作速域范围（马赫数0～2.5），涡轮通道分流板的开合角度取决于总体推力需求及各子动力的工作特性。为了体现XTER内收缩进气道的典型多通道流动结构，选取涡轮模态最高工作马赫数2.5且各通道均打开的通流状态进行剖析。图9为该状态下的进气道流向切片马赫数云图。图中显示进气道入口产生一道入射激波，此时由于来流马赫数相对较低，入射激波的激波角较大，激波并未封口。气流进入压缩段，由于分流板打开分流，在涡轮、引射亚燃通道分流板转轴处产生膨胀波使气流加速，另外引射亚燃通道分流段侧面与涡轮通道分流段上壁形成的“台阶”结构，使气流在分流段受到横向及纵向的压缩，因此在分流段形成压缩波并逐渐汇聚成一道激波，且越靠近下壁面，激波强度越大。这是由于唇口之后为扩张通道，气流进入唇口加速，靠近下壁面气流的马赫数上升，进而提高了激波的强度。经过分流，气流过渡到各个通道，从图中可以看出，涡轮通道上壁面以及下壁面均存在分离区，增加了通道内气流的不均匀性。结合图10的密度梯度云图发现，涡轮通道上侧的分离是由于通道入口激波与附面层发生干扰导致的，而下壁面的流动分离主要是由于S弯型面引起的局部逆压梯度。此外，在引射亚燃通道出口处可以看到上壁面的附面层较厚，这是因为引射亚燃通道入口上壁面的局部分离逐渐向下游发展所致，引射亚燃通道与超燃通道型面相对平缓过渡，通道内并无明显分离，且通道出口气流相对均匀。

在图10所示密度梯度云图中可以清晰地分辨通道内波系结构的形状，包括入射激波、唇口处的反射激波及分流板转轴处的膨胀波等。同时，在对称面以及涡轮通道切片图中，可以清晰地看到上文所述分流段内压缩波汇聚形成的激波，该道激波呈现明显的三维弯曲特征，并逐渐发展交汇于超燃通道下壁面，与下壁面附面层干扰导致局部分离，并诱导产生分离激波。此外，各个通道的入口均存在一道激波，是由于在分流面位置，气流要过渡到各个通道，通过该道激波使超声速气流的流动方向改变。在引射亚燃通道的上侧壁面，由于通道入口的诱导激波与上侧壁面附面层干扰，导致了局部的小分离，使附面层变厚并逐渐发展到下游出口。

通过以上分析，XTER内收缩组合进气道内部存在多波系结构，通道内有明显的激波相交以及激波-边界层干扰现象，并出现不同尺寸的分离，涡轮模态下S弯通道内的上述特征尤为明显。但需要指出的是，在实际XTER组合动力工作中，涡轮通道受出口压力影响会产生结尾激波，且结尾激波的位置波动会带来通道内流动结构的变化，并促使S弯通道展现出气流掺混降畸变的优势。只要通道出口压力不高于许用压力，结尾激波便不会对压缩段及通道入口处的波系结构产生影响。

当XTER组合发动机工作于引射亚燃模态时，内收缩组合进气道仅剩上下两个通道。根据前文介绍的XTER工作模式，引射亚燃模态下通道的分流板也会根据总体工作需求进行适度调节。图11给出了引射亚燃模态、马赫数4、通流，且引射亚燃通道分流板旋转至与上游压缩面光顺过渡状态的流向马赫数切片云图，此时可以明显观察到入射激波的三维弯曲特征。与马赫数2.5状态下的入射激波相比，此时入射激波距离唇口更近，进气道具有较高的流量捕获能力。经过压缩段，气流经过分流面过渡到两个通道，在引射亚燃通道的上侧壁面产生局部分离。结合图12对称面内的马赫数及密度梯度云图，发现这时是由于引射亚燃通道入口的激波与后分流板壁面附面层干扰较强，局部边界层显著增厚，且在角区逐渐卷起低能低速横向涡向通道出口上壁面发展。同样在超燃通道内，由于型面从类矩形过渡到椭圆形出口，在角区过渡位置形成局部涡并向下游发展，在图中超燃通道出口上侧壁面可以看到。

图12为该状态下进气道对称面马赫数和密度梯度云图。此时入射激波及唇口处的反射激波在马赫数和密度梯度云图中均可观测到。由于此时马赫数较高，黏性效应增强，压缩型面上的附面层沿流向明显变厚，采用抽吸方式进行近壁流动控制，保证喉道处的气动性能。在密度梯度云图中，唇口上方存在一道压缩波，这是由于侧面的二级压缩型面向内收缩产生的。在喉道分流位置，两侧通道入口均存在一道诱导激波使气流过渡到两个通道，引射亚燃通道入口处的激波经反射相交于通道下壁面，由于通道型面扩张，激波强度也逐渐增强。此外，由于引射亚燃通道后分流板的旋转，其与通道间存在明显的转角过渡，因此产生了较强且长的弯曲激波结构，该激波与上述反射激波均交汇于引射亚燃通道下壁面，诱导附面层发生了大尺度分离。在图12的马赫数云图中可以明显观察到引射亚燃通道下壁面的低速低能区，而从密度梯度云图可以清晰地发现激波/附面层干扰及诱导分离。

以上对XTER内收缩组合进气道涡轮模态与引射亚燃模态的两个典型状态进行了流动结构剖析。在单通道的超燃模态下，进气道接近设计状态，入射激波几乎封口，反射激波在隔离段内反射，波系相对常规，在此不再赘述。

模态转换对组合进气道的全速域工作至关重要，XTER内收缩组合进气道在工作过程中将完成涡轮-引射亚燃模态转换及引射亚燃-超燃模态转换。由于涡轮-引射亚燃模态转换过程中涉及的通道数多，流动也更具代表性，因此下面重点分析该模态转换过程中的流动特征。

图13为马赫数2.5涡轮-引射亚燃模态转换的密度梯度云图。百分数代表模态转换的进程，涡轮模态为0%，引射亚燃模态为100%。随着模态转换的进行，入射激波未发生变化，前分流板转轴处由分流板偏转产生的膨胀波逐渐减弱。由于分流板的偏转，进气道的内收缩比逐渐增大，涡轮通道入口截面马赫数降低，入射激波角度逐渐增大，并在后分流板上壁面形成诱导分离。在模态转换75%进程时，该激波未与后分流板相交，而是由两分流板间的泄流口排出，但由于涡轮通道此时的扩张比较大，气流在通道内膨胀加速，在后分流板转轴处发生偏转，形成强度较大的激波。

图13（b）为组合进气道唇口点处的切片密度梯度云图。前文所述角区汇聚形成的三维激波随着模态转换过程的进行，激波角度逐渐增大，因此切片图中激波在该截面的截曲线逐渐向对称面靠近。可以看出75%进程时的激波截曲线与0%～50%进程的方向相反，该截曲线是截取了由内收缩进气道左右半模的角区激波在该截面的上游相交并形成的透射波。结合图13（a）可以看出，在0%～50%进程中，该透射波进入超燃冲压通道，未对涡轮通道产生影响，而75%进程时，该透射波进入涡轮通道。

本节对两个典型工况通流状态下的进气道流动结构以及马赫数2.5涡轮-引射亚燃模态转换过程流动特性进行了介绍，相关剖析有利于进一步揭示XTER内收缩组合进气道的设计理念，也为后续型面优化指明了方向。在对XTER内收缩组合进气道流动结构形成清晰认识的基础上，下文将重点介绍该进气道在全速域范围内，尤其是模态转换过程中的性能变化规律。

3.2 全速域特性

XTER内收缩组合进气道涉及的流道多，工作状态复杂，需结合发动机的总体需求及各子动力工作特性确定实际工况。但就进气道部件本身而言，必须对其全速域的各种可能工况进行分析，以便为XTER发动机的集成工作提供更为全面的数据支撑。

图14给出了XTER进气道在马赫数0～6全速域范围内的流量系数及总压恢复特性。这里涉及的涡轮模态均为四个通道全开的通流状态；马赫数3时引射亚燃通道全开，马赫数4时引射亚燃通道半开；超燃模态引射亚燃通道开小角度泄流。图14中柱状图代表XTER进气道的总流量系数，空心点为各通道出口的流量系数φ，而实心点为各通道出口的总压恢复系数σ。由图可以发现，在整个飞行包线范围内，XTER内收缩组合进气道的总流量系数变化比较缓和，数值一直在0.75以上，表明该进气道优秀的捕获能力。同时，随着来流马赫数的增加，进气道的总流量系数逐步增大至1，能够确保XTER组合进气道具有好的高速特性，且全马赫数范围内具备较小的溢流阻力。另一反面，随着来流马赫数的增加，进气道内的流动损失也逐渐升高，例如马赫数0.5时各通道出口接近1的总压恢复系数在马赫数6超燃通道出口降至不到0.4。

对于组合进气道而言，模态转换过程中的特性规律十分关键。为此，本文针对该多通道进气道在涡轮-引射亚燃模态转换及引射亚燃-超燃模态转换过程中的性能规律进行了研究。

考虑到XTER发动机的工作模态，分析了马赫数2及马赫数2.5时进行涡轮-引射亚燃模态转换的两种情况。图15为该进气道在马赫数2进行涡轮-引射亚燃模态转换时的工作特性图。其中，横坐标为分流板关闭涡轮通道面积的百分比，左侧纵坐标代表实际出口流量与理论捕获流量之比的流量系数，右侧纵坐标代表出口总压与来流总压之比的总压恢复系数。图中实心点均表示流量系数变化，空心点均表示总压恢复系数变化；红色、蓝色与绿色分别代表引射亚燃通道参数、超燃通道参数和涡轮通道参数；黑色实线为进气道的总流量系数。可以发现，在模态转换的前50%进程中，进气道总流量系数受分流板泄流量增大的影响由0.75小幅下降至0.74。具体到各通道而言，随着涡轮通道分流板的关闭，涡轮通道流量系数由0.32下降至0.18；引射亚燃通道流量系数由0.26增加至0.32；超燃通道流量系数由0.16增加至0.23。相应地，涡轮通道总压恢复系数由0.63下降至0.38；引射亚燃通道总压恢复系数由0.84增加至0.87；超燃通道总压恢复系数由0.78增至0.92。但是当模态转换进一步进行至75%时，可以发现进气道总流量系数出现了0.15的急剧下降，且各通道总压损失均在增加，这表明此时进气道已经进入流量拥塞的不起动状态。换言之，该组合进气道在马赫数2进行涡轮-引射亚燃模态转换时将面临困难，在设计XTER发动机控制律时需重点关注。

鉴于马赫数2要进行涡轮-引射亚燃的完整模态转换存在困难，因此进一步考虑马赫数2.5的可行性。图16为马赫数2.5时涡轮-引射亚燃模态转换过程中的工作特性。随着涡轮通道的逐渐关闭，进气道压缩激波角度略有增加，进气道总流量系数稳中有降。具体到各通道出口参数可以发现，随着涡轮通道流通面积逐渐减小，涡轮通道流量系数显著降低，由0.32下降至0；引射亚燃通道及超燃通道流量系数均线性增加且增长幅度相当。总压恢复方面，涡轮通道逐渐关闭时总压恢复系数相应降低，结合图13可以看出，在模态转换50%进程时，后分流板与通道入口气流形成明显的膨胀角度，通道入口激波在上壁面形成分离并沿膨胀型面迅速向下游发展，导致涡轮通道出口总压恢复性能显著下降，由0.58下降至0.38，在关闭75%时涡轮通道内已出现大范围低能区，总压恢复系数仅为0.16，此时涡轮发动机的推力贡献将十分有限。另一方面，涡轮通道的逐渐关闭使得引射亚燃通道及超燃通道总压恢复系数均稳步提升，至模态转换结束时，引射亚燃通道与超燃通道的出口总压恢复系数均接近或超过0.85。当然，以上分析仅针对XTER工作模态要求中的两个典型马赫数进行了涡轮-引射亚燃模态转换特性的分析，实际进气道调节规律及马赫数转换区间还需根据XTER发动机的总体规划进行优选。

针对引射亚燃-超燃的模态转换，考虑了另一种宽马赫数区间转级的可能性。XTER进气道在马赫数3时仍保持引射亚燃通道全开状态，模态转换的主要过程在马赫数4进行，由0%进行至62.5%，并在62.5%之后逐渐加速至马赫数4.5再几乎完全关闭，如图17所示。图中曲线同样表示引射亚燃通道及超燃通道出口流量及总压恢复性能的变化。可以发现，从马赫数3至马赫数4，来流马赫数的增加带来入射激波角度的减小，因此进气道的总流量系数由0.81提升至0.90。在随后的模态转换过程中，总流量系数均维持在0.9以上，这也表明了XTER进气道的高流量捕获能力。具体到各通道而言，随着引射亚燃-超燃模态转换过程的进行，引射亚燃通道及超燃通道的流量分配发生了显著变化，引射亚燃通道流量系数由0.48降至0，超燃通道流量则相应增加。在总压恢复方面，引射亚燃通道在整个模态转换过程中总压恢复系数是逐渐下降的，而且在前62.5%过程中总压恢复由0.81下降至0.58，在后37.5%的过程中才完全降至0。这也表明引射亚燃通道在前半程的模态转换过程中仍然具有较强的工作能力，XTER发动机应结合通道特性综合考虑其推力分配。超燃通道在引射亚燃-超燃模态转换的全过程中总压恢复系数由0.83降至0.64，该性能并不特别理想，后续可考虑在马赫数4.5时进一步排移压缩面的近壁低能流。

基于以上分析，XTER内收缩组合进气道可以实现宽速域范围内的连续正常工作，具体的模态转换规律应结合XTER发动机的总体规划与部件匹配进行综合考量。

4 总　结

本文对XTER组合动力系统的三维内收缩进气道进行了梳理与分析，形成以下主要结论：

1）XTER内收缩组合进气道众多设计要素的耦合关系增大了设计难度，尤其是分流调节机构的设计。分流调节机构受到几何尺寸、性能需求、驱动功率等约束，同时其作为非设计点型面设计的直接输入，还需满足非设计点的工作需要。因此，分流调节机构设计难度大，也使设计参数间的相互制约问题更为突出。

2）XTER内收缩进气道的内部流动具有明显的三维特征。在马赫数2.5的涡轮模态下，三维特征体现在分流段内压缩波汇聚形成的三维弯曲激波。该弯曲激波在马赫数2.5涡轮-引射亚燃模态转换过程中激波角逐渐增大，透射波在0%～50%进程中进入超燃冲压通道，在75%进程时进入涡轮通道。在马赫数4的引射亚燃模态下，三维特征体现在入射激波的弯曲，以及对称面唇口上方出现一道强度较大的压缩波，该压缩波是由二级压缩型面的侧壁面的内收缩引起的。

3）XTER内收缩组合进气道的总流量系数在整个飞行包线范围内变化比较缓和，数值一直在0.75以上。在模态转换过程中，通过控制分流调节机构可实现流量的平稳过渡，并保证了通道出口的性能参数。

4）马赫数2.5涡轮-引射亚燃模态转换过程中，总流量系数维持在0.75以上，且在模态转换完成时引射亚燃通道与超燃通道的出口总压恢复系数均接近或超过0.85。在马赫数3～4.5进行的引射亚燃-超燃模态转换过程中，引射亚燃通道在前62.5%总压恢复系数下降有限，由0.81下降至0.58，表明该通道在前半程的模态转换过程中仍具有较强的工作能力。

致谢：感谢1912项目组对本文工作的支持。