李永洲，張蒙正，路媛媛，南向軍

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

擋板對四模塊可調(diào)進氣道特性的影響

李永洲，張蒙正，路媛媛，南向軍

（西安航天動力研究所，陜西西安710100）

針對RBCC發(fā)動機Ma=2.5～7.0寬范圍工作要求，設計了頂板部分可調(diào)的四模塊二元變幾何進氣道，并研究了擋板對其總體性能和流場結構的影響。數(shù)值計算結果表明：進氣道整個工作范圍內(nèi)總體性能較優(yōu)，特別是流量捕獲能力。帶擋板時進氣道流場基本保持了二維特征，不帶擋板時兩側(cè)具有明顯的三維特征，壓縮效率降低，流量系數(shù)顯著下降。帶擋板時進氣道左/右模塊性能基本相等，不帶擋板時左/右模塊差別明顯，與右模塊相比，左模塊基本保持了二維流動特征，壓縮效率明顯更高。

RBCC；高超聲速進氣道；寬馬赫數(shù)；變幾何進氣道

0　引言

火箭基組合循環(huán)（Rocket Based Combined Cycle，RBCC） 發(fā)動機［1-6］是將火箭發(fā)動機和吸氣式發(fā)動機有機地組合在一起，具有高推重比和高比沖的優(yōu)勢。相對TBCC和ATR等其它組合推進系統(tǒng)，RBCC具有更寬的飛行空域、速域以及多種工作模態(tài)，尋求適應這種工作要求的進氣道設計方案是其關鍵技術之一。

對工作在Ma=4.0～7.0的雙模態(tài)沖壓發(fā)動機，由于高低馬赫數(shù)時的性能協(xié)調(diào)相對容易實現(xiàn)，因而普遍采用結構簡單的定幾何方案［7］。但是，隨著工作范圍的拓寬，定幾何進氣道難以滿足寬范圍的性能要求。鑒于變幾何進氣道在寬馬赫數(shù)范圍內(nèi)的性能優(yōu)勢，一些典型高超聲速飛行器均使用了變幾何結構，如X-43A采用了轉(zhuǎn)動唇口形式［8］，法國的LEA斜向平移整個唇口板［9］。對于工作范圍更寬的RBCC發(fā)動機進氣道，美國Aerojet公司提出的Sturtjet發(fā)動機是通過轉(zhuǎn)動整個頂板來調(diào)節(jié)喉道的面積來適應寬范圍工作［10］。日本JAXA的RBCC發(fā)動機采用頂板上下平移方案［11］。由于結構強度、地面試驗能力和飛行試驗代價等限制，當前主要研究單模塊進氣道。為了防止其超聲速側(cè)向溢流以保持來流的二維特性，一般均帶有側(cè)向溢流擋板［9，11-13］。但是，考慮到與飛行器前體一體化設計，擋板會對熱防護和飛行器的側(cè)滑特性等產(chǎn)生不利影響，此時十分關心有/無擋板時進氣道的特性，對多模塊進氣道更是如此，這時還需關注各模塊之間的差別。因此，本文針對矩形流道RBCC發(fā)動機，在Ma=2.5～7.0范圍內(nèi)，研究了擋板對四模塊部分頂板轉(zhuǎn)動二元變幾何進氣道的總體性能和流場結構的影響，并對其左/右模塊特性進行比較。

1　四模塊二元變幾何進氣道設計

本文設計變幾何進氣道時，將其分為兩段工作：高馬赫數(shù)段Ma=4.0-7.0和低馬赫數(shù)段Ma= 2.5～4.0。在這兩段工作范圍內(nèi)，盡可能保持型面固定?；鶞蕵嬓驮O計中，考慮到高馬赫數(shù)時進氣道處于沖壓模態(tài)，設計馬赫數(shù)取6.0。為了使Ma=4.0～7.0范圍內(nèi)進氣道具有較高的流量系數(shù)，采用來流馬赫數(shù)由高到低，外壓激波依次封口的設計方法。圖1給出了設計的基準進氣道，第一級壓縮角取6°，第二級壓縮角取5°，第三級取6°來減小內(nèi)壓段長度，唇罩內(nèi)型面后段是一段6°的上凸圓弧以彌散反射激波，優(yōu)化喉部流場結構。此時，進氣道基準構型的總收縮比Rct=6.6，內(nèi)收縮比Rci=2.07，等直隔離段長度為7倍的喉道高度。

圖1　變幾何進氣道基準構型Fig.1　Reference aerodynamic configuration of variable geometry inlet

在低馬赫數(shù)段（Ma=2.5～4.0），一方面進氣道的壓縮量需求減小，另一方面需要減小內(nèi)收縮比來保證自起動能力。在基準構型的基礎上，順時針轉(zhuǎn)動第三級以后的頂板可以增大喉道面積從而減小了總收縮比和內(nèi)收縮比，可以滿足上述要求。本文將頂板沿第三級轉(zhuǎn)折點A轉(zhuǎn)動3.7°（見圖2），此時第三級壓縮角降為2.3°，Rct降為3.5，Rci降為1.41。根據(jù)出口設計要求，此時需要沿D點將喉道后的型面轉(zhuǎn)為水平。

圖2　低馬赫數(shù)段進氣道變幾何方案示意圖Fig.2　Schematic of variable geometry inlet during low Mach number

基于以上二維構型設計四模塊進氣道的三維構型（見圖3），各模塊之間的隔板采用前掠構型，隔板的前緣線參考基準構型Ma=4.0時的反射激波線，內(nèi)壓段兩塊側(cè)板也采用這種前掠構型。為了防止超聲速側(cè)向溢流，需要在外壓段兩側(cè)加兩塊擋板，擋板的前緣線取Ma=5.0時的第一道入射激波線，后緣線與側(cè)板前緣線平行。該擋板與側(cè)板之間有一定的縱向距離，可以進一步排除頂板附面層分離包輔助起動。為了排除擋板上的附面層，擋板與側(cè)板橫向也存在一定間距，一般大于擋板尾緣處最大附面層厚度。對單個模塊而言，Ma=4.0～7.0時的基準構型喉道寬高比為3.30，Ma=2.5～4.0時的構型喉道寬高比為1.86。此外，考慮到進氣道與飛行器前體的一體化設計，也需研究無擋板（nosidewall）時進氣道的性能和流場結構，并與有擋板 （sidewall）時進行對比。

圖3　四模塊進氣道的三維氣動構型（帶擋板）Fig.3　Three-dimensional aerodynamic configuration of inlet with four modules（with sidewall）

2　數(shù)值計算方法

采用Fluent軟件進行數(shù)值計算，通量差分采用AUSM格式，湍流模型為Re-Normalization Group（RNG）k-ε模型，流動方程、k方程、ε方程均選擇二階迎風格式離散，近壁采用非平衡壁面函數(shù)法。由于模型和流動的對稱性，取一半模型進行計算，加密壁面附近的網(wǎng)格。采用Sutherland公式計算分子粘性系數(shù)，壁面取絕熱無滑移和固體邊界條件，采用壓力遠場和壓力出口邊界條件。各殘差指標至少下降3個數(shù)量級并且流量沿程守恒時認為數(shù)值模擬結果收斂。采用ICEM進行網(wǎng)格劃分并加密，網(wǎng)格量在220萬。文獻 ［14］對該數(shù)值計算方法進行了試驗校驗，表明其可以較好模擬高超聲速進氣道復雜流場結構。按照ΔMa/ΔH=1/2（1/km） 給定來流條件，其中來流Ma=6.0時，高度H=24 km。

3　四模塊進氣道計算結果分析

3.1有/無擋板時進氣道的性能與流場特征

圖4給出了有/無擋板時進氣道出口截面總體性能參數(shù)（質(zhì)量加權平均）隨來流馬赫數(shù)的變化曲線，可以看出，總壓恢復系數(shù)（σe）和增壓比（pe/p0） 在Ma=5.0～7.0變化梯度更大，流量系數(shù)（φ）增加梯度不斷減小。在轉(zhuǎn)級點Ma=4.0時，除了流量系數(shù)，其它參數(shù)發(fā)生階躍變化，增壓比和出口馬赫數(shù)（Mae）變化比較明顯。相對帶擋板進氣道，不帶擋板時由于側(cè)向溢流比較嚴重，增壓比下降明顯，而且總壓恢復系數(shù)也不斷降低，設計點Ma=6.0時，不帶擋板時增壓比和總壓恢復系數(shù)分別下降了11.7%和5.7%；二者流量系數(shù)差別較大，Ma=6.0和3.0時分別下降了10.0%和12.5%。出口馬赫數(shù)隨著來流馬赫數(shù)增加，差別越來越小。但是，在整個工作范圍內(nèi)，有/無擋板時進氣道性能都較優(yōu)，尤其是流量系數(shù)。帶擋板的進氣道Ma=2.5時流量系數(shù)高達0.56，設計點Ma=6.0的增壓比和總壓恢復系數(shù)分別為26.5，0.574。

圖4　有/無擋板時進氣道出口性能參數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化曲線Fig.4　Performance parameters versus incoming flow Mach number at exit of inlet with or without sidewall

由圖5可以看出：帶擋板時進氣道的外壓段波系結構基本保持了二維流動特征，高馬赫數(shù)時擋板附面層影響其附近的頂板激波；無擋板時進氣道絕大部分保持了二維特征，由于兩側(cè)溢流的原因，造成激波在兩側(cè)出現(xiàn)明顯的三維流動特征且沿流向趨勢加劇。

圖6給出了Ma=6.0時典型位置的縱切面流場，左側(cè)截面（L）緊靠對稱面，右側(cè)截面（R）緊靠最右側(cè)側(cè)板，展向距離Δz均為0.25 mm。從對稱面到最右側(cè)，L截面外壓段的激波系基本保持了二維流場特點，第一道激波封口，但是R截面的激波有明顯不同：帶擋板時，由于擋板附面層的作用導致外壓段激波被抬起，第一道激波角變大并影響到了第二道和第三道激波結構；不帶擋板時，最外側(cè)的溢流導致第一道激波波角變小。

圖5　Ma=6.0時進氣道對稱面和沿程橫截面馬赫數(shù)分布Fig.5　Mach number distribution of symmetrical plane and each cross section of inlet as Ma=6.0

圖6　Ma=6.0時進氣道不同縱截面的馬赫數(shù)分布Fig.6　Mach number distribution at different longitudinal sections of inlet as Ma=6.0

3.2進氣道左/右模塊的性能與流場特征

圖3給出了四模塊進氣道的氣動構型，該模型左右對稱，對稱面是中間的隔板。選取一半模型進行研究，靠近對稱面一側(cè)為左模塊（inletL），遠離一側(cè)為右模塊（inletR）。圖7可以看出，帶擋板時進氣道左/右模塊出口性能基本相等。不帶擋板時進氣道左/右模塊性能存在明顯差別，尤其是流量系數(shù)隨著馬赫數(shù)的增加差距不斷增大，Ma=6.0時，相對右模塊，左模塊的增壓比增大13.3%的同時總壓恢復系數(shù)增大了7.5%，流量系數(shù)也增大了14.3%。相對帶擋板時的左/右模塊，不帶擋板時右模塊的溢流造成左模塊的流量系數(shù)不斷降低。以上說明，擋板對左/右模塊的性能影響明顯。

圖7　不同來流馬赫數(shù)時左/右模塊出口性能參數(shù)變化Fig.7　Performance parameters of left and right modules at outlet plane when incoming flow Mach number is different

圖8給出典型馬赫數(shù)時進氣道出口截面的馬赫數(shù)分布。帶擋板時左/右模塊很好地保持了二維特征，出口馬赫數(shù)分布基本對稱，均勻性良好。不帶擋板時，左模塊基本保持了二維特性，右模塊出口左側(cè)形成了一個明顯的角渦。

圖8　Ma=3.0時出口截面的馬赫數(shù)分布Fig.8　Mach number distribution in outlet cross-section as Ma=3.0

分析上述現(xiàn)象形成原因，圖9給出了Ma=3.0時進氣道壁面極限流線，帶擋板的進氣道流動保持了二維特征，外壓段溢流從擋板、擋板和側(cè)板之間流出。無擋板時，外壓段上越往后溢流越嚴重，低馬赫數(shù)時更加明顯，而且進入右模塊內(nèi)壓段的氣流開始向左偏折，在隔板處匯聚形成了出口左側(cè)的角渦（圖8）。

圖9　Ma=3.0時進氣道壁面極限流線Fig.9 Limit streamlines of inlet wall surface as Ma=3.0

4　結論

在Ma=2.5～7.0范圍，數(shù)值研究了擋板對設計的四模塊二元變幾何進氣道性能和流場結構的影響，得出以下結論：

1） 采用激波依次封口設計概念的部分頂板可調(diào)進氣道，在整個工作范圍內(nèi)具有高的流量捕獲能力和較優(yōu)的總體性能。帶擋板的進氣道Ma= 2.5時流量系數(shù)高達0.56，設計點Ma=6.0時出口增壓比和總壓恢復系數(shù)分別為26.5和0.574。

2）帶擋板時進氣道外壓段的激波系基本保持了二維特征，不帶擋板時兩側(cè)出現(xiàn)明顯的三維特征，此時壓縮效率降低，流量系數(shù)下降明顯。在設計點，相對帶擋板進氣道，不帶擋板時流量系數(shù)和出口總壓恢復系數(shù)分別下降了10.0%和5.7%。

3）帶擋板時進氣道左/右模塊性能基本相等，不帶擋板時進氣道左/右模塊差別明顯。設計點時，相對右模塊，左模塊出口增壓比增大13.3%的同時總壓恢復系數(shù)增大了7.5%。

4）帶擋板時左/右模塊基本保持了二維特征，出口均勻性良好。不帶擋板時，右模塊出口左側(cè)存在明顯的渦流區(qū)。

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（編輯：王建喜）

Effect of sidewall on characteristics of a variable-geometry inlet with four modules

LI Yongzhou，ZHANG Mengzheng，LU Yuanyuan，NAN Xiangjun
（Xi'an Aerospace Propulsion Institute，Xi'an 710100，China）

A two-dimensional RBCC variable-geometry inlet with four modules was designed for the RBCC engine with a wide Mach number range from 2.5 to 7.0，which is of rotating top wall.The influence of sidewall on the general performance and flow field of inlet is researched in this paper.The numerical calculation results show that the general performance of variable-geometry inlet is better in its entire operating range，especially for its flow capture ability.The flow field of inlet with sidewall keeps the 2D characteristics.Without sidewall，the both sides of inlet have obviously three-dimensional characteristics，the compression efficiencydecreases and the flow coefficient reduces significantly.The performance of left and right modules is nearly equal when the sidewall is mounted on the inlet，but there is obvious difference while the sidewall is missing，in comparison with the right module，the left module keeps 2D flow characteristics and its compression efficiencyis significantlyhigher.

RBCC；hypersonic inlet；wide Mach number range；variable geometry inlet

V434-34

A

1672-9374（2016）02-0047-06

2015-07-09；

2015-09-25

李永洲（1984—），男，博士，研究領域為高超聲速組合推進技術