內(nèi)置中心支板的RBCC變幾何二元進(jìn)氣道設(shè)計與數(shù)值模擬①

張 浩，李光熙，李 江，秦 飛，何國強(qiáng)

(1.西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場重點(diǎn)實驗室，西安 710072;2.西安航天動力研究所，西安 710100)

0 引言

支板式火箭基組合循環(huán)［1－2］(Rocket Based Combined Cycle，簡稱RBCC)發(fā)動機(jī)利用流道中內(nèi)置的中心主支板，將火箭發(fā)動機(jī)、燃料噴注模塊、火焰穩(wěn)定器集成于一體，具有性能優(yōu)異、結(jié)構(gòu)簡單，重量輕，可靠性高等優(yōu)點(diǎn)，已成為當(dāng)今RBCC研究的一大熱點(diǎn)。RBCC發(fā)動機(jī)具有飛行包線較寬的特點(diǎn)，即飛行馬赫數(shù)范圍和空域都很寬廣。RBCC發(fā)動機(jī)可工作于引射、亞燃、超燃和純火箭等4個模態(tài)，飛行馬赫數(shù)可從零到十幾馬赫，飛行高度可覆蓋從地面到大氣層外的整個空域。為了保證RBCC發(fā)動機(jī)高效、穩(wěn)定地工作，必須設(shè)計出與之相匹配的進(jìn)氣道。

RBCC發(fā)動機(jī)所采用的進(jìn)氣道包括軸對稱、矩形截面(如二元混壓或三維側(cè)壓)等形式。而無論何種形式的RBCC進(jìn)氣道，在低馬赫數(shù)下都會遭遇不起動問題，其本質(zhì)是進(jìn)氣道捕獲的空氣流量與進(jìn)氣道喉道所能通過的空氣流量不匹配。引射模態(tài)下，為使RBCC發(fā)動機(jī)獲得明顯推力增益，需要有足夠的進(jìn)氣量，進(jìn)氣道喉道面積要盡可能大。此外，不同來流馬赫數(shù)下，進(jìn)氣道對來流空氣的壓縮程度要求是不同的。例如，高馬赫數(shù)下，為了降低進(jìn)氣道出口氣流馬赫數(shù)，并提高增壓比，需對來流有更大的壓縮程度［3］，即需要更大的總收縮比。綜上所述，為了降低進(jìn)氣道的起動馬赫數(shù)，并使進(jìn)氣道在不同馬赫數(shù)范圍內(nèi)均具有較優(yōu)的性能，眾多RBCC進(jìn)氣道采用了變幾何方案。例如，美國的GTX［4］發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道采用前后移動中心錐體位置的方法來調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的收縮比;美國Aerojet公司的Strutjet［5］發(fā)動機(jī)采用側(cè)壓式進(jìn)氣道，通過調(diào)節(jié)進(jìn)氣道頂壓板和燃燒室頂板位置，來改變不同馬赫數(shù)下對來流空氣的壓縮程度。

目前，國內(nèi)關(guān)于雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的研究較多［6－7］，這類進(jìn)氣道起動馬赫數(shù)往往較高(如常見的起動馬赫數(shù)為3.5～4)，而具有更寬工作馬赫數(shù)范圍的RBCC進(jìn)氣道的詳細(xì)公開文獻(xiàn)報道［8］相對較少。本文以使用RBCC發(fā)動機(jī)作為第一級動力的兩級入軌飛行器作為應(yīng)用背景(飛行器擬從地面零速起飛，經(jīng)引射、亞燃和超燃模態(tài)加速至Ma=7，第一級與第二級分離后返航，第二級繼續(xù)加速攀升至大氣層外入軌)，考慮到變幾何結(jié)構(gòu)的易于實現(xiàn)性，提出了一種內(nèi)置中心支板的RBCC變幾何二元混壓式進(jìn)氣道方案。工作馬赫數(shù)區(qū)間為0～7，起動馬赫數(shù)不高于2.5。

1 RBCC變幾何進(jìn)氣道模型

本文中進(jìn)氣道采用內(nèi)置中心支板的可變幾何二元混壓形式，如圖1所示?？紤]飛行器的彈道為爬升型，設(shè)計點(diǎn)取為Ma=5，變幾何后自起動馬赫數(shù)為2.4。進(jìn)氣道前體采用三級外壓縮，根據(jù)等強(qiáng)度激波理論進(jìn)行設(shè)計，優(yōu)化后的各級轉(zhuǎn)折角分別為 5.5°/6.2°/7°，總轉(zhuǎn)折角18.7°。設(shè)計點(diǎn)下三道外斜激波交于唇口，唇口內(nèi)表面保持水平(可降低高馬赫數(shù)下的唇口外罩阻力，同時避免進(jìn)氣道在設(shè)計點(diǎn)馬赫數(shù)以上工作時，前體斜激波系交匯于唇口內(nèi)側(cè)可能誘發(fā)的局部正激波)。前體第三級外壓縮面與喉道等直段底面采用圓弧過渡。進(jìn)氣道寬度150 mm，設(shè)計點(diǎn)捕獲高度400 mm，隔離段出口高度100 mm。在內(nèi)壓縮通道中段，設(shè)置4個吸除槽［9］，可在較寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)，吸除唇口激波－附面層相互作用所形成流動分離區(qū)內(nèi)的低速氣體，改善進(jìn)氣道的起動性能［10］。設(shè)計點(diǎn)下進(jìn)氣道喉道等直段高度56 mm，長度為2倍高度。進(jìn)氣道總面積收縮比5.71，內(nèi)收縮比 1.98。隔離段呈單側(cè)擴(kuò)張形，擴(kuò)張角 4.6°，隔離段后半段內(nèi)置中心支板，支板半楔角3.5°，中心支板等寬處的寬度45 mm(即中心支板占空比0.3)。通過上述設(shè)計，可保證在整個工作馬赫數(shù)范圍內(nèi)進(jìn)氣道的幾何喉面均位于喉道等直段。

圖1 整個工作馬赫數(shù)范圍內(nèi)的進(jìn)氣道構(gòu)型示意圖形Fig.1 Schematic drawing of the inlet configurations during the whole operating Mach number range

該方案通過調(diào)節(jié)進(jìn)氣道唇口外罩角度以及喉部高度(調(diào)節(jié)過程中喉部頂板保持水平)，來改變進(jìn)氣道的幾何構(gòu)型，使不同的工作馬赫數(shù)區(qū)間對應(yīng)不同的進(jìn)氣道構(gòu)型。其中，調(diào)節(jié)唇口外罩角度，可調(diào)節(jié)進(jìn)氣道的溢流量，從而控制進(jìn)氣道的捕獲空氣流量;調(diào)節(jié)進(jìn)氣道喉部高度，可調(diào)節(jié)進(jìn)氣道能夠通過的空氣流量。經(jīng)過上述變幾何措施，進(jìn)氣道在不同馬赫數(shù)區(qū)間具有不同的內(nèi)收縮比和總收縮比。進(jìn)氣道自起動時的內(nèi)收縮比(Internal Contraction Ratio，后文簡寫ICR)由Kantrowitz極限確定，起動后的內(nèi)收縮比介于等熵極限和Kantrowitz極限之間［11］，考慮到吸除槽的存在，可適當(dāng)放寬內(nèi)收縮比。本文所有內(nèi)收縮比的確定，均結(jié)合CFD數(shù)值模擬得到了驗證。

如圖1所示，整個工作馬赫數(shù)范圍對應(yīng)4個進(jìn)氣道構(gòu)型，構(gòu)型Ⅰ:Ma=0～2.5，ICR=1.09，喉部高度 69 mm，唇口內(nèi)表面與水平面夾角 12.5°;構(gòu)型Ⅱ:Ma=2.5～3(唇口逐步打開的中間狀態(tài))，ICR=1.31，喉部高度69 mm，唇口內(nèi)表面與水平面夾角7.2°;構(gòu)型Ⅲ:Ma=3～4，ICR=1.63，喉部高度 69 mm，唇口內(nèi)表面保持水平;構(gòu)型Ⅳ(設(shè)計點(diǎn)構(gòu)型):Ma=4～7，ICR=1.98，喉部高度56 mm，唇口內(nèi)表面保持水平。

2 數(shù)值模擬方法及校驗

本文采用前處理軟件Gambit進(jìn)行進(jìn)氣道建模和網(wǎng)格劃分(如圖2所示);使用商業(yè)計算流體力學(xué)軟件Fluent求解三維N－S方程，對進(jìn)氣道內(nèi)外流場進(jìn)行數(shù)值模擬。

在不考慮側(cè)滑角的情況下，進(jìn)氣道的幾何形狀和流動狀態(tài)具有對稱性。因此，選取進(jìn)氣道的一半作為計算區(qū)域。進(jìn)氣道外場兩側(cè)均采用對稱面邊界條件，用來模擬多個并聯(lián)發(fā)動機(jī)模塊中的單個模塊。為了準(zhǔn)確模擬湍流，壁面處采取局部加密。在計算區(qū)域中，用了壓力遠(yuǎn)場、壓力出口和無滑移絕熱壁面等邊界條件。

數(shù)值計算采用基于密度的隱式求解器，應(yīng)用Roe－FDS矢通量分裂格式。湍流模型采用RNG k-ε模型，近壁區(qū)采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法處理。計算中，用理想氣體模型;考慮到變比熱和變粘性的影響，采用分段多項式擬合公式計算空氣比熱，選用Sutherland公式計算空氣的粘性。另外，文中若不加說明，則計算云圖或等值線圖均取自截面Z=48.75 mm(Z為進(jìn)氣道寬度方向，Y為高度方向，X為長度方向)，即支板等寬壁面與隔離段側(cè)壁面的中間面。

圖2 進(jìn)氣道計算區(qū)域和網(wǎng)格劃分Fig.2 Calculation zones and grid generation

Fluent軟件在亞音速和超音速流動［12］問題上的計算精度，經(jīng)在大量工程應(yīng)用中得到了驗證，故文中僅驗證其計算高超聲速的能力。文獻(xiàn)［13］針對某典型二元進(jìn)氣道構(gòu)型，給出了一系列高超音速風(fēng)洞實驗研究結(jié)果。本文以該進(jìn)氣道為例(吸除槽打開且未施加背壓)，使用上述數(shù)值計算方法進(jìn)行Ma=7時的CFD計算校驗。

圖3為實驗測量和CFD計算的進(jìn)氣道上、下壁面靜壓系數(shù)對比?？煽闯觯疚牡臄?shù)值模擬方法CFD計算的上、下壁面靜壓系數(shù)變化趨勢與實驗測量值吻合的很好，兩種方法獲得的上、下壁面靜壓系數(shù)值許多甚至是相重合的，CFD數(shù)值計算的結(jié)果很好地反映出了激波后的壓升及激波在隔離段內(nèi)的反射情況。通過該數(shù)值校驗，可說明本文使用的流體計算軟件Fluent以及所采用的計算模型和方法能較準(zhǔn)確地模擬高超聲速來流條件下的進(jìn)氣道內(nèi)外流場，計算結(jié)果具有較高的可信度。

圖3 數(shù)值模擬和實驗結(jié)果所得壓力系數(shù)對比Fig.3 Comparison of the pressure coefficient between numerical and experimental results

3 RBCC變幾何進(jìn)氣道性能計算分析

3.1 引射模態(tài)性能計算和分析

引射模態(tài)是RBCC發(fā)動機(jī)所特有的一個工作模態(tài)，文中引射模態(tài)的工作馬赫數(shù)范圍為0～2.5。引射模態(tài)下進(jìn)氣道大部分工作時間均處于不起動狀態(tài)。進(jìn)氣道采用構(gòu)型Ⅰ時喉道面積最大，可保證有盡量多的空氣流量吸入。因引射階段制約進(jìn)氣量的重要因素之一即為進(jìn)氣道喉道面積的大小［8］，喉道面積越大允許流入的空氣流量也越大，在引射模態(tài)亞音速階段，進(jìn)氣道內(nèi)幾乎全部為亞音速流動;此時，進(jìn)氣道與燃燒室部件間存在較強(qiáng)的耦合作用［14］。圖4為進(jìn)氣道構(gòu)型Ⅰ和部分燃燒室在Ma=0.8，飛行高度H=2 km，燃燒室室壓 pc=0.092 MPa，主火箭流量 m·R=0.7 kg/s 工況下的CFD計算流場圖?？煽闯觯苤骰鸺龂姽軘U(kuò)張比限制，其出口氣流處于欠膨脹狀態(tài)，在室壓作用下，主火箭羽流在燃燒室內(nèi)形成交替的膨脹波和壓縮波后，仍保持超音速流動，且該過程中，伴隨著羽流范圍的不斷擴(kuò)大和對兩側(cè)來流空氣的擠壓。不同進(jìn)氣道構(gòu)型在引射模態(tài)亞音速階段2個典型馬赫數(shù)下的性能參數(shù)見表1。可看出，設(shè)計點(diǎn)構(gòu)型Ⅳ的喉道高度較低，在同一工況 Ma=0.8，H=2 km，pc=0.092 MPa，m·R=0.7 kg/s下，與構(gòu)型Ⅰ相比，進(jìn)氣量降低了14.5%。進(jìn)氣道構(gòu)型Ⅰ在Ma=0.3時，出口靜壓低于自由來流靜壓，出口馬赫數(shù)顯著高于來流馬赫數(shù)，表明來流在進(jìn)氣道內(nèi)受到抽吸加速。主火箭流量一定時，燃燒室室壓波動對RBCC進(jìn)氣道的進(jìn)氣量有顯著影響，室壓較高時，進(jìn)氣受到抑制，進(jìn)氣量會減少。Ma=0.8主火箭高流量時(主火箭室壓也較高)，火箭羽流在燃燒室內(nèi)膨脹得較厲害，對來流空氣的擠壓更嚴(yán)重，導(dǎo)致進(jìn)氣量降低。綜上所述，采用變幾何措施后，可調(diào)大進(jìn)氣道的喉道面積，從而增加進(jìn)氣量，但引射模態(tài)亞音速階段制約進(jìn)氣道性能的因素已不局限于進(jìn)氣道本身，主火箭狀態(tài)及燃燒室室壓對進(jìn)氣量等參數(shù)有很大影響。

圖 4 進(jìn)氣道構(gòu)型Ⅰ在 Ma=0.8，H=2 km，pc=0.092 MPa，mR=0.7 kg/s工況下 CFD 計算流場圖Fig.4 CFD calculation flow field at the condition of Ma=0.8，H=2 km，pc=0.092 MPa，m·R=0.7 kg/s

表1 不同進(jìn)氣道構(gòu)型在引射模態(tài)亞音速階段的性能參數(shù)Table 1 Performance parameters of different inlets in the subsonic phase of ejector mode

在引射模態(tài)的超音速階段，主火箭流量逐步減小，來流的沖壓作用逐漸占據(jù)主導(dǎo)地位。當(dāng)來流馬赫數(shù)足夠高時，進(jìn)氣道喉部及以后形成超音速流動，燃燒室室壓無法直接前傳至進(jìn)氣道入口(隔離段內(nèi)產(chǎn)生激波鏈起到緩沖作用)，即進(jìn)氣道內(nèi)通道入口處的流動不受主火箭狀態(tài)及燃燒室室壓的影響;此時，進(jìn)氣道的進(jìn)氣量僅與飛行高度、馬赫數(shù)及攻角等彈道參數(shù)有關(guān)。

此外，引射階段進(jìn)氣道采用構(gòu)型Ⅰ，其ICR最小，溢流量最大，有利于降低唇口前的弓形激波強(qiáng)度，減小進(jìn)氣道波阻。圖5為進(jìn)氣道構(gòu)型Ⅰ在引射模態(tài)超音速階段若干典型飛行馬赫數(shù)下(零反壓通流狀態(tài))計算的內(nèi)外流場馬赫數(shù)等值線圖。

由圖5可見，在低超音速來流Ma=1.5下，進(jìn)氣道存在嚴(yán)重的不起動現(xiàn)象，進(jìn)氣道前部有一道很強(qiáng)的弓形激波;隨著馬赫數(shù)的增加，弓形激波逐漸后移，前體產(chǎn)生的三道斜激波系逐漸清晰，激波角減小，進(jìn)氣道由不起動逐漸向起動狀態(tài)過渡。Ma=2.3時，進(jìn)氣道處于臨界起動狀態(tài)，唇口前方有一道近似的正激波。表2為進(jìn)氣道在引射模態(tài)超音速階段不同馬赫數(shù)下的性能參數(shù)?？煽闯觯撾A段由于超音速來流馬赫數(shù)仍較低，進(jìn)氣道的沖壓效果相對較差，進(jìn)氣道流量系數(shù)、增壓比和出口馬赫數(shù)等參數(shù)均較低。隨著飛行馬赫數(shù)增加，進(jìn)氣道流量系數(shù)、增壓比和出口馬赫數(shù)逐漸增加;在來流Ma≥1.75以后，進(jìn)氣道出口氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)先逐漸減小，進(jìn)氣道自起動時(Ma=2.4，見后文)，唇口前方的近似正激波消失，轉(zhuǎn)變?yōu)樾奔げ?，激波損失大幅降低，總壓恢復(fù)系數(shù)突增，之后再繼續(xù)減小。

表2 進(jìn)氣道在引射模態(tài)超音速階段性能參數(shù)(pb=0)Table 2 Inlet performance parameters in the supersonic phase of ejector mode(pb=0)

3.2 起動性能計算和分析

超音速進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下都會遇到不起動問題。進(jìn)氣道不起動后其流量系數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)、增壓比等參數(shù)都有明顯下降，性能相對起動時明顯惡化。對于RBCC發(fā)動機(jī)來說，進(jìn)氣道起動馬赫數(shù)要略低于引射模態(tài)向亞燃模態(tài)轉(zhuǎn)級的馬赫數(shù)。文中要求進(jìn)氣道起動馬赫數(shù)低于2.5。

在RBCC二元進(jìn)氣道的擴(kuò)張形隔離段內(nèi)加入中心支板后，受支板前端脫體激波的影響，進(jìn)氣道的起動馬赫數(shù)略有增加，且幅度很?。?2］。隨著馬赫數(shù)增加，進(jìn)氣道構(gòu)型Ⅰ由不起動到起動的過程(計算中采用上一來流條件下的流場結(jié)果作為下一流場的初始條件)如圖6所示。由馬赫數(shù)云圖可看出，來流Ma=2時，進(jìn)氣道不起動，進(jìn)氣道唇口前方存在一道弓形激波，該弓形激波與唇口間存在一定間距，且唇口下方的壁面存在流動分離區(qū)。Ma=2.3時，進(jìn)氣道處于臨界起動狀態(tài)，唇口附近存在一道“λ”激波。“λ”激波，上半部分為正激波且其后存在滑移線?！唉恕奔げㄏ掳氩糠执嬖趦蓚€分支，前面分支為一道斜激波(由壁面流動分離區(qū)誘導(dǎo)產(chǎn)生)，后面分支為一道正激波。隨著飛行馬赫數(shù)增加，進(jìn)氣道唇口附近的“λ”激波逐漸向進(jìn)氣道內(nèi)通道方向移動，唇口正激波變?yōu)樾奔げ?，附面層分離區(qū)減小或消失。Ma=2.4時，進(jìn)氣道完全起動。在Ma=2.5時，進(jìn)氣道唇口楔板順時針旋轉(zhuǎn)5.3°，由構(gòu)型Ⅰ轉(zhuǎn)變?yōu)闃?gòu)型Ⅱ，可在保證進(jìn)氣道起動的條件下，增大進(jìn)氣道的捕獲空氣流量和出口靜壓，減小進(jìn)氣道出口氣流馬赫數(shù)，有利于燃燒室內(nèi)的燃燒組織。

圖5 進(jìn)氣道在引射模態(tài)超音速階段不同馬赫數(shù)下的流場計算馬赫數(shù)等值線圖(pb=0)Fig.5 Inlet Mach contours at different Mach numbers in the supersonic phase of ejector mode(pb=0)

3.3 亞燃和超燃模態(tài)性能計算

文中RBCC發(fā)動機(jī)亞燃、超燃模態(tài)工作馬赫數(shù)區(qū)間為2.5～7，這兩個模態(tài)是RBCC發(fā)動機(jī)工作馬赫數(shù)區(qū)間跨度最大的模態(tài)，其性能高低直接影響發(fā)動機(jī)的整體性能指標(biāo)，而進(jìn)氣道則為發(fā)動機(jī)燃燒室的穩(wěn)定燃燒提供必要的條件。圖7為零反壓時，RBCC變幾何進(jìn)氣道在亞燃和超燃模態(tài)若干典型馬赫數(shù)下的CFD計算流場圖。

表3為進(jìn)氣道不同構(gòu)型在不同馬赫數(shù)下的出口性能參數(shù)?？煽闯?，在Ma=2.5時，進(jìn)氣道構(gòu)型由Ⅰ轉(zhuǎn)變?yōu)棰蚝?，進(jìn)氣道性能有顯著提升。其中，流量系數(shù)提高了11.4%，出口總壓恢復(fù)系數(shù)提高了4.5%，出口增壓比提高了29.8%。然而，構(gòu)型Ⅱ若在Ma≥3的來流條件下繼續(xù)工作，其對捕獲空氣的壓縮程度會越來越不足，表現(xiàn)為進(jìn)氣道出口馬赫數(shù)偏高，且增壓比偏低。例如，Ma=3.6時，進(jìn)氣道構(gòu)型Ⅱ出口馬赫數(shù)接近2，當(dāng)存在反壓時，在結(jié)尾正激波作用下，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)很低，難以正常使用。事實上，在Ma=3.0時，構(gòu)型Ⅱ轉(zhuǎn)變?yōu)闃?gòu)型Ⅲ，不僅流量系數(shù)可增加13.1%，還可顯著降低進(jìn)氣道出口氣流馬赫數(shù)，并顯著提高進(jìn)氣道增壓比。Ma=4時，構(gòu)型Ⅲ轉(zhuǎn)變?yōu)棰?，進(jìn)氣道流量系數(shù)、增壓比略有下降，但可顯著提高進(jìn)氣道抗反壓能力(見后文)。綜上所述，采用變幾何措施后，RBCC進(jìn)氣道的整體性能有了明顯提升，可保證亞、超燃模態(tài)不同馬赫數(shù)下進(jìn)氣道均具有適中的總壓恢復(fù)系數(shù)、出口氣流馬赫數(shù)、增壓比等性能參數(shù)(對比文獻(xiàn)［8］中RBCC進(jìn)氣道)，能滿足RBCC發(fā)動機(jī)燃燒室對進(jìn)口空氣參數(shù)的要求。

圖6 隨馬赫數(shù)增加進(jìn)氣道(構(gòu)型Ⅰ)自起動過程示意圖Fig.6 Inlet(configurationⅠ)starting process as flight Mach number increasing

表3 進(jìn)氣道在亞燃和超燃模態(tài)下的性能參數(shù)(pb=0)Table 3 Inlet performance parameters in ramjet and scramjet mode(pb=0)

3.4 抗反壓性能計算和分析

進(jìn)氣道的抗反壓能力越高，允許的燃燒室室壓越高，發(fā)動機(jī)穩(wěn)定工作的裕度越高。發(fā)動機(jī)尺寸一定時，室壓越高，則推力越大。因此，進(jìn)氣道較強(qiáng)的抗反壓能力對提升發(fā)動機(jī)的推力具有重要意義。通常進(jìn)氣道所能承受最大反壓的絕對數(shù)值取決于進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計(RBCC二元進(jìn)氣道加入中心支板后，對其抗反壓性能的影響可參考文獻(xiàn)［12］)以及飛行彈道。當(dāng)飛行馬赫數(shù)一定時，飛行高度越低，自由來流靜壓越高，進(jìn)氣道抗反壓的絕對數(shù)值越高，但進(jìn)氣道所能承受的最大反壓與自由來流靜壓之比(pmax/p∞，稱為極限反壓比)僅與飛行馬赫數(shù)相關(guān)，與飛行高度基本無關(guān)。

隨著進(jìn)氣道出口反壓增加，隔離段激波串位置不斷前移，進(jìn)氣道出口氣流馬赫數(shù)逐漸降低，氣流減速效果越來越明顯。本文將使隔離段激波串前端抵達(dá)進(jìn)氣道喉部吸除槽附時的反壓視為進(jìn)氣道所能承受的最大反壓值pmax。圖8為進(jìn)氣道在Ma=3、H=10 km工況下不同出口反壓時的靜壓分布云圖。表4為該變幾何進(jìn)氣道在幾個典型來流馬赫數(shù)下的抗反壓性能參數(shù)。本文進(jìn)氣道Ma=5時，能夠承受的極限反壓比比文獻(xiàn)［15］中的RBCC進(jìn)氣道提高了54.5%;Ma=6時，提高了14.0%。需特別說明的是采用變幾何措施后，進(jìn)氣道的抗反壓能力有明顯提升。以Ma=4、H=18 km工況為例(對比結(jié)果見圖9和表5)，構(gòu)型Ⅲ所能夠承受的最大背壓為0.38 MPa，降低喉道高度變成構(gòu)型Ⅳ，則可承受的最大背壓為0.45 MPa，抗反壓能力提升了18.4%。構(gòu)型Ⅳ在較高反壓作用下，其出口氣流馬赫數(shù)更低，且由于激波串前端所在位置處氣流馬赫數(shù)較低，激波強(qiáng)度較低，構(gòu)型Ⅳ出口氣流的總壓恢復(fù)系數(shù)反而高于構(gòu)型Ⅲ。

表4 不同馬赫數(shù)下進(jìn)氣道的抗反壓能力Table 4 Inlet＇s resistance to back pressure at different Mach numbers

表5 Ma=4，H=18 km工況下兩種構(gòu)型抗反壓性能對比Table 5 Comparison of resistance to back pressure at Ma=4，H=18 m between two configurations

圖7 進(jìn)氣道零反壓下的流場計算馬赫數(shù)等值線圖Fig.7 Mach number contours of the inlet at the condition of pb=0

圖8 進(jìn)氣道在不同反壓下的靜壓分布Fig.8 Static pressure distribution of the inlet at different back pressure

4 結(jié)論

(1)在引射模態(tài)亞音速階段，采用變幾何措施增大進(jìn)氣道喉道面積，可增加進(jìn)氣量，而制約進(jìn)氣道性能的因素已不局限于進(jìn)氣道本身，主火箭狀態(tài)及燃燒室室壓對進(jìn)氣量也有很大的影響;

(2)通過采取變幾何和吸除措施，進(jìn)氣道能在Ma=2.4時，實現(xiàn)自起動，為引射模態(tài)向亞燃模態(tài)順利轉(zhuǎn)級提供了必要條件;

(3)RBCC變幾何進(jìn)氣道通過主動調(diào)節(jié)溢流量，降低了起動馬赫數(shù)，初步解決了高低馬赫數(shù)下進(jìn)氣道對來流壓縮量要求不同的矛盾，顯著拓寬了進(jìn)氣道在起動狀態(tài)下正常工作的馬赫數(shù)范圍(文中為2.4～7);

(4)在亞燃和超燃模態(tài)的不同馬赫數(shù)范圍內(nèi)，通過采取變幾何調(diào)節(jié)措施，進(jìn)氣道出口各項主要性能指標(biāo)適中，可滿足RBCC燃燒室入口對來流空氣參數(shù)的要求;

(5)采用變幾何措施，還可提高進(jìn)氣道的抗反壓能力，從而允許存在較高的燃燒室壓力，有利于提升發(fā)動機(jī)推力。

圖9 Ma=4、H=18 km工況下兩種不同進(jìn)氣道構(gòu)型抗反壓性能對比Fig.9 Comparison of resistance to back pressure at Ma=4，H=18 km between different configurations

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